Механика космического полета в элементарном изложении - Левантовский В.И.
Скачать (прямая ссылка):
спуском. После сброса аэродинамического конуса на высоте 20— 30 м по сигналу от радиовысотомера выключился тормозной двигатель мягкой посадки. Парашют был уведен в сторону другим двигателем. Через 11Z2 мин после посадки в районе между областями Электрис и Фаэтонтис (145° ю ш , 158° з д) автоматическая марсианская станция была приведена в рабочее состояние, и в 16 ч 50 мин 35 с началась передача видеосигнала. Сигналы от аппарата были записаны на борту станции «Марс-3», к этому моменту уже перешедшей на орбиту искусственного спутника планеты, и затем переданы на Землю Сигналы были непродолжительными и резко прекратились. Сильнейшая пылевая буря, бушевавшая в это время на Марсе, могла явиться возможной причиной этого печального события.
Аналогичным образом совершалась посадка советской станции «Марс-6» (рис. 141). Главное отличие схемы посадок американских станций «Викинг-1,-2» от описанной выше заключалось в том, что 374
ГЛ. 17. ПОЛЕТЫ к ВЕНЕРЕ
эти станции предварительно выводились на орбиты спутников Марса вместе с орбитальными отсеками, от которых они отделялись через несколько недель, требовавшихся для выбора места посадок.
§ 5. Искусственные спутники Марса
Радиус оптимальной одноимпульсной орбиты спутника Марса равен 3,60 радиуса Марса, что соответствует высоте 8800 км над поверхностью планеты, причем тормозной импульс, равный местной круговой скорости, составляет 1,873 км/с.
Если мы хотим вывести спутник Марса на круговую орбиту, расположенную выше оптимальной, то выгоднее совершить двухимпульсный маневр, показанный на рис. 123 (§ 7 гл. 13). Подобные орбиты, однако, не представляют большого практического интереса. Исключением, пожалуй, является орбита стационарного спутника Марса. Учитывая, что Марс совершает один оборот вокруг своей оси за 24 ч 37 мин 23 с, мы найдем, что радиус стационарной орбиты равен 20 428 км. Со стационарного спутника Марса может наблюдаться 83% поверхности его полушария (соответственно для стационарного спутника Земли — 85%}.
При полете к Марсу по гомановской траектории тормозной импульс перехода на низкую""орбиту равен 2,128 км/с. Это лишь на 0,255 км/с больше импульса, необходимого для выхода на оптимальную орбиту. Как видим, оптимальность этой орбиты не очень ярко выражена.
Эллиптические орбиты искусственных спутников Марса предоставляют большие возможности для исследования планеты. Их параметры подбираются с учетом требований наблюдений Марса (в частности, учитывается соотношение периода обращения спутника с марсианскими сутками), радиосвязи с Землей (соотношение периода с земными сутками), желательности или нежелательности затемнения Марсом Земли (первое полезно для радиопросвечивания атмосферы Марса), удобства ориентации на звезду Канопус (не должен мешать свет Марса и его естественных спутников) и т. д. При выборе высоты перицентра в США учитывалось требование 17-летнего карантина (в течение этого срока'космический аппарат не должен был упасть на Марс; минимальная высота 800 км), а также ограниченность запасов топлива — тормозной импульс имеете с корректирующими не должен был превышать 1,65 км/с [4.40]. В случае, если намечается последующий сход с орбиты для~возврата к Земле (как, например, при полете человека, см. главу 22), орбита должна соответствующим образом выбираться.
Первые искусственные спутники были выведены на околомарсианские орбиты в 1971 году: 14 ноября — американский аппарат «Маринер-9» (высота перицентра 1390 км, апоцентра 17 920 км, наклонение 64,28°, период обращения 12 ч 34 мин, тормозной импульс § 6. ПОЛЕТЫ НА СПУТНИКИ МАРСА — ФОБОС И ДЕЙМОС
375
1,6 км/с на высоте 2755 км, скорость после торможения 3,48 км/с), 27 ноября — советская станция «Марс-2» (высота перицентра 1380 км, апоцентра 25 ООО км, наклонение 48°54', период обращения 18 ч), 2 декабря — станция «Марс-3» (около 1500 км, более 200 000 км, 12,5 сут).
Искусственные спутники Марса способны изменять свои орбиты в зависимости от преследуемых целей (см., например, §6). Орбитальный отсек «Викинга-2» даже менял наклонение орбиты с 57° до 80°.
Для посадки на Марс с орбиты его спутника желательно, чтобы направление обращения спутника совпадало с направлением вращения Марса вокруг его оси. Нетрудно сообразить, что для этого точка входа в сферу действия Марса (расположенная, как мы знаем, на фронтальной ее части) должна находиться с внутренней стороны орбиты Марса. Напомним, что суточное вращение Марса совпадает по направлению с его движением вокруг Солнца (прдтив часовой стрелки, если смотреть на Солнечную систему со стороны северного полюса небесной сферы).
Если выход на орбиту спутника Марса должен происходить с помощью тормозного ракетного импульса, то требования экономии топлива вынуждают выбирать траектории перелета к Марсу, нуждающиеся в минимальной скорости отлета с Земли. Поэтому сезоны старта к Марсу, близкие к моменту, когда Земля пересекает линию узлов орбиты Марса, наиболее благоприятны для запуска спутника Марса 14.24]. Оптимальная гелиоцентрическая траектория перелета к Марсу, когда ставится задача выхода космического аппарата на орбиту его искусственного спутника, несколько отличается от оптимальной траектории, когда целью является пролет Марса или прямое попадание в него. Причина заключается в необходимости минимизировать сумму импульсов — стартового околоземного и тормозного около Марса, а следовательно, в необходимости учета условий входа в сферу действия Марса. Однако разница в датах старта с Земли составляет не более 10—15 сут [4.38].
