Механика космического полета в элементарном изложении - Левантовский В.И.
Скачать (прямая ссылка):
Стационарный спутник Меркурия не может быть запущен: слишком велик период вращения планеты вокруг оси. Он равен 58,6 сут, что составляет ровно 2/з периода обращения вокруг Солнца (88 сут). Меркурий в перигелии обязательно повернут к Солнцу определенным своим полушарием или — через 88 сут — ему противоположным, а в афелии на Солнце смотрит линия разграничения полушарий [4.46] (солнечные сутки на Меркурии равны 176 сут). Один этот факт говорит о крайне неравномерном распределении масс Меркурия. Это должно явиться причиной сильных возмущений орбит спутников. Другая причина — возмущения со стороны Солнца, благодаря KOiiOpbiM орбиты с эксцентриситетом больше 0,8 приведут к быстрой гибели спутника [4.58]. 398
ГЛ. 18. ПОЛЕТЫ к МЕРКУРИЮ
§ 3. Полет к Меркурию при попутном облете Венеры
Пертурбационный маневр в сфере действия Венеры может служить естественным способом достижения Меркурия при уменьшенной скорости отлета с Земли. Идея очень проста: пошлем станцию только до Венеры, а дальнейшее предоставим сделать гравитации Венеры. Если и придется сообщить дополнительный импульс вблизи 120° 900 BO0 Венеры, то не более О, I км/с
[4.58]. Поле тяготения Венеры должно уменьшить скорость подлета станции к Венере, чтобы она смогла направиться дальше к центру Солнечной системы. Грубо говоря, участок траектории Венера — Меркурий делается равносильным траектории перелета космического аппарата, посланного к Меркурию жителями Венеры, если бы таковые могли существовать в пекле этой планеты.
Оптимальные траектории Земля — Венера—Меркурий должны начинаться примерно в тот же сезон, что и оптимальные перелеты Земля — Венера (с ошибкой, как правило, в две-три недели). Правда, в некоторых случаях выигрыш в суммарной характеристической скорости (старт плюс активный маневр у Меркурия, если он нужен) по сравнению с прямым перелетом Земля — Меркурий чересчур мал [4.58]. Как пролет мимо Венеры, так и достижение Меркурия возможны на первых и на вторых полувитках траекторий х), а также на вторых и более оборотах.
Попутный облет Венеры особенно важен, если ставится задача запуска искусственного спутника Меркурия [4.59] или спуска на его поверхность, так как он позволяет уменьшить планетоцентри-ческую скорость входа в сферу действия Меркурия благодаря умень-
Рис. 150. Траектория космического аппарата «Мари-нер-10»: а) проекция на плоскость эклиптики, б) вид «сбоку». Ромбики —положения «Маринера-10»: светлые — во время коррекции, 1 — запуск, 2 — пролет Венеры, 3 — встреча с Меркурием вблизи афелия, 4 — заход за Солнце для Земли.
*) Вторым'полувитком называют вторую половину гелиоцентрической орбиты — после прохождения перигелия. § 4. ПОЛЕТ С СОЛНЕЧНО-ЭЛЕКТРИЧЕСКИМ ДВИГАТЕЛЕМ 399
шенню гелиоцентрической скорости, с которой аппарат нагоняет Меркурий.
Первый и единственный до 1979 г. полет к Меркурию был одновременно и первым пертурбационным маневром в гравитационном поле Венеры (рис. 150). Американский космический аппарат «Ма-ринер-10» (масса 525 кг) был запущен 3 ноября 1973 г. с помощью ракеты «Атлас — Центавр» (начальная скорость 11,8 км/с на высоте 200 км). 4 февраля 1974 г. он пролетел с планетоцентрической скоростью 10 км/с на расстоянии 5740 км от Венеры и 29 марта со скоростью 11,1 км/с на расстоянии 720 км от Меркурия. Приращение скорости при облете Венеры составило 4,5 км/с. Отклонение на 1 км от расчетной точки вблизи Венеры грозило отклонением на 1000 км около Меркурия. Производились коррекции до и после облета Венеры. Выход из сферы действия Меркурия был рассчитан так, чтобы аппарат вышел на орбиту искусственной планеты с периодом обращения 176 сут, (двойной период Меркурия). (Практически это была почти та же орбита Венера — Меркурий: слишком слабо поле тяготения Меркурия!) Коррекции 9 и 10 мая 1974 г. обеспечили новую встречу с Меркурием 21 сентября 1974 г.— на расстоянии 48 000 км. 16 марта 1975 г. произошла третья встреча с Меркурием, успевшим после первой встречи 4 раза обойти Солнце. Последующие встречи уже проходили при отсутствии связи со станцией.
§ 4. Полет с солнечно-электрическим двигателем
Поскольку полет к Меркурию сопровождается приближением к Солнцу, можно использовать преобразование солнечной энергии в электрическую для сообщения космическому аппарату малой тяги на межпланетном участке полета. Это позволяет вывести на орбиту спутника Меркурия большее количество научной аппаратуры, чем при импульсном полете, но приводит к увеличению продолжительности перелета.
В ряде работ [4.60—4.62] предлагается упрощенный метод выведения космического аппарата на орбиту спутника Меркурия, при котором исключаются восходящая спираль вблизи Земли и нисходящая около планеты назначения. При старте сообщается скорость, при которой выход из сферы действия Земли осуществляется с геоцентрической скоростью, меньшей, чем при импульсном полете к Меркурию (например, 5 км/с). Управление малой тягой осуществляется таким образом, чтобы к орбите Меркурия космический аппарат подошел с околонулевой скоростью относительно Меркурия. Тогда планетоцентрическое движение в сфере действия Меркурия осуществляется по траектории, близкой к параболе. Тормозной импульс в перицентре этой траектории, переводящий аппарат на круговую орбиту, должен сообщаться термохимическим двигателем и будет равен приблизительно vHp(y^2—l). На высоте 500 км это со- 400
