Механика космического полета в элементарном изложении - Левантовский В.И.
Скачать (прямая ссылка):
и 186 сут. Последнее расстояние является рекордным для проникновения внутрь Солнечной системы. Изучались межпланетное магнитное поле (обнаружены «дыры» вблизи Солнца), концентрация пыли (интенсивность зодиакального света), регистрировались микрометеориты (по мере приближения к Солнцу их делалось все больше и скорости их увеличивались), измерялись электрические поля.
Представляют интерес запуски искусственных планет в точки либрации Li и L2 системы Солнце — Земля. В первой из этих точек может находиться солнечный дозор, вблизи второй — станция для наблюдения магнитного шлейфа Земли.
12 августа 1978 г. был запущен американский аппарат ISEE-3, который 21 ноября вышел на гало-орбиту в окрестности точки L1, находящуюся, по сообщениям, на расстоянии 1,6 млн. км от Земли. Один оборот по гало-орбите совершается за полгода. Аппарат отклоняется в обе стороны от плоскости эклиптики на 150 ООО км, так что не проектируется на солнечный диск, а потому приему его сигналов не мешают радиошумы от Солнца. Траектория выведения ISEE-3 из-за того, что запуск состоялся не 24 июля 1978 г., а на 19 сут позже, отличалась от изображенной на рис. 137 (Луна находилась на другой части своей орбиты).
Магнитный шлейф Земли несколько отклонен (как и хвосты комет) от линии Солнце — Земля. Можно насильственно, путем коррекций удерживать станцию в шлейфе, для чего потребуется в год характеристическая скорость 380 м/с [4.17].
Были бы полезны зонды, расположенные на орбите Земли'впереди и позади нашей планеты, например, на расстоянии 10 млн. км. Они бы измеряли характеристики межпланетной среды в тех точках, куда Земля придет через 4 сут и откуда она ушла 4 сут назад. Удержание зондов в избранных точках также требует коррекций [4.17].
Для изучения пояса астероидов можно бы было вывести космический аппарат на орбиту с перигелием у нижней границы пояса и афелием у верхней границы. Глава 16
ПОЛЕТЫ К МАРСУ
§ 1. Траектории в случае упрощенной модели
планетных орбит
Некоторые важные закономерности межпланетных полетов удобно рассмотреть на примере полетов к Марсу, ставшему в определенном смысле уже доступной планетой. Будем сначала по-прежнему пользоваться упрощенной моделью планетных орбит.
Минимальная скорость отлета с Земли, обеспечивающая достижение орбиты Марса, равна 11,567 км/с при старте с поверхности Земли. Скорость схода с орбиты высотой 200 км составляет 3,613 км/с.
По-прежнему рассматривая касательные орбиты перехода, будем несколько увеличивать начальные скорости u0. При этом, как видно из приводимой табл. 12, скорость ивых будет увеличиваться значительно сильнее, чем V0. Афелии новых орбит будут находиться за орбитой Марса. Как видно из рис. 138, точки пересечения (1, 2, 3, ...) орбиты перехода с орбитой Марса будут очень сильно сдвигаться (гораздо сильнее, чем увеличивается афелийное" расстояние), хотя начальная скорость увеличилась очень мало. Вследствие этого резко сокращается длина пути, покрываемого космическим аппаратом, а следовательно, и продолжительность перелета. Увеличение скорости движения играет второстепенную роль в сокращении времени перелета.
При начальной скорости V0= 11,8 км/с (траектория II на рис. 138) Марс достигается через 164,5 сут после старта, т. е. на 3 месяца быстрее, чем при минимальной скорости. При v0=\2 км/с перелет сокращается еще на 20,4 сут. Дальнейшие прибавки начальной скорости делаются все менее эффективными, но все же при V0 == 13 км/с (траектория IV) перелет продолжается 105 сут, а при ^0= 16,653 км/с (третья космическая скорость) — лишь 69,9 сут (парабола V на рис. 138). Дальнейшее увеличение начальной геоцентрической скорости v0, т. е. использование гиперболических гелиоцентрических траекторий, дает выигрыш во времени, слишком ничтожный по сравнению с дополнительными затратами топлива. Таблица 12. Касательные траектории полетов к Марсу (рис. 138)
Характеристика Траектория
1 (гомаиов-ская) II III IV V (параболическая) II' III' IV
Начальная геоцентрическая скорость, J1,567 11,800 12,000 13,000 16,653 11,800 12,000 13,000
приведенная к поверхности Земли,
о0, км/с
Геоцентрическая скорость выхода 2,945 3,757 4,344 6,623 12,337 3,757 4,344 6,623
увых, км/с
Гелиоцентрическая скорость выхода 32,729 33,542 34,129 36,409 42,122 33,542 34,129 36,409
Увых> км/с
Период обращения Р, сут 517,8 583,5 641,7 1015,3 OO 583,5 641,7 1015,3
Большая полуось а, а. е. 1,262 1,367 1,456 1,977 OO 1,367 1,456 1,977
Эксцентриситет 0,208 0,268 0,313 0,494 1,0 0,268 0,313 0,494
Афелийное расстояние, а. е. 1,524 1,734 1,911 2,954 OO 1,734 1,911 2,954
Угловая дальность, град 180 128,8 116,3 92,3 71,8 231,2 243,7 267,7
Продолжительность перелета, сут 258,9 164,5 144,1 105,2 69,9 419,0 497,6 910,1
Дуга, проходимая Землей, град 255,2 162,1 142,0 103,7 68,9 413,0 490,4 897,0
Дуга, проходимая Марсом, град 135,7 86,2 75,5 55,1 36,6 219,6 260,7 476,9
Угол начальной конфигурации ф, град 44,3 42,6 40,8 37,2 35,2 11,6 — 17,0 —209,2
Момент старта, отсчитываемый от мо- 0,0 3,7 7,6 15,4 19,7 70,8 132,8 549,2
