Механика космического полета в элементарном изложении - Левантовский В.И.
Скачать (прямая ссылка):
В случае возврата с Урана, Нептуна и Плутона по гомановским траекториям наименьший тормозной импульс требуется для выхода на самую низкую орбиту. Оптимальные одноимпульсные круговые 446
ГЛ. 22. МЕЖПЛАНЕТНЫЕ ЭКСПЕДИЦИИ
орбиты при возврате с Юпитера, Сатурна и Меркурия оказываются внутри пояса радиации, а при возврате с Венеры высота такой орбиты равна 121587 км [4.51.
С высоких круговых орбит космонавты, вернувшиеся из межпланетной экспедиции, могут опуститься посредством не менее чем двухимпульсного перехода на низкую круговую орбиту на борту межорбитального транспортного аппарата. С этой орбиты их снимет и возвратит на Землю орбитальный самолет.
Выход возвращающегося из экспедиции корабля на оптимальную одноимпульсную орбиту вместо низкой уменьшает запасы топлива на его борту и, следовательно, начальную массу корабля при отлете с околоземной орбиты. Но общие энергетические затраты при этом возрастают, так как делается необходимым еще спуск космонавтов с высокой орбиты на низкую на борту межорбитального транспортного аппарата (МТА), специально прибывающего для этого на высокую орбиту. Его двигательная установка включается минимум четыре раза от старта с низкой орбиты до возвращения на нее. Возможен и иной вариант, при котором межпланетный корабль выходит на эллиптическую орбиту, где встречается с дежурившим до того на низкой круговой орбите MTA [4.107—4.109].
Независимо от того, на какую околоземную орбиту выходит возвращающийся корабль, этот маневр целесообразен только в том случае, если предполагается последующее многократное использование корабля. Например, корабль может представлять собой стандартный MTA с ЯРДУ [4.108—4.109], способный совершать полеты на Луну и к различным планетам (это означает высокий уровень развития межпланетных сообщений). При этом планирование одной операции (в частности, выбор орбиты, на которой будет «парковаться» корабль) должно учитывать требования оптимизации общей стоимости многих экспедиций.
На начальной же стадии освоения Солнечной системы отказываться от выгод полного использования атмосферы Земли в качестве тормозной подушки невозможно: нужно максимально облегчить межпланетный корабль.
В случаях, когда скорость возвращения корабля из межпланетной экспедиции слишком велика, может оказать помощь особый прием. MTA встречается с кораблем на гиперболической пролетной траектории и после приема на борт космонавтов немедленно снижает скорость до эллиптической. Если топлива MTA недостаточно, то к нему может прибыть другой МТА. Но при использовании ЯРДУ возможно весьма широкое маневрирование МТА, который, таким образом, примет на себя всю тяжесть возвращения. Сам же межпланетный корабль уходит по пролетной гиперболе к границе сферы действия Земли [4.110].
В последующих расчетах мы будем предполагать, что корабль, подлетая к Земле, не совершает никаких активных маневров. § 4. БЕЗОСТАНОВОЧНЫЕ ПИЛОТИРУЕМЫЕ ОБЛЕТЫ ПЛАНЕТ 447
§ 4. Безостановочные пилотируемые облеты планет
Безостановочными облетами мы называем гиперболические пролеты мимо планет, не сопровождающиеся выходом на орбиту искусственного спутника планеты. Наличие человека на борту корабля, совершающего подобный межпланетный перелет, позволяет более просто организовать автономную навигацию и коррекцию при сближении с планетой. Это обстоятельство не вносит особых корректив в траекторию по сравнению с облетом планеты автоматической станцией, сопровождающимся возвращением к Земле. То же, естественно, касается и характеристической скорости. Однако начальная масса ракеты-носителя возрастает во много раз.
На рис. 165 показана траектория пилотируемого облета Марса, который мог бы произойти в 1977—1979 гг., с
„„ „ „__,„___т ._______ „__ „, г____Рис. 165. Пилотируемый облет Map-
ПрОДОЛЖИТеЛЬНОСТЬЮ ВСЄГО ПУТЄШЄ- са [4.111].
ствия 682 сут. Начальная масса
корабля с экипажем из 3 человек на околоземной орбите: при использовании ЖРД — 340 т, при использовании ЯРД «Нерва-2» с тягой 104 тс — 272 т. В первом случае для монтажа корабля необходимы 4 запуска модифицированных ракет «Сатурн-5» (со стартовыми массами 3260 т), во втором — 2 запуска (при одном выводится корабль с баком водорода, при другом — ЯРДУ) [4.111].
Траектория на рис. 165 типична для облета Марса продолжительностью порядка'700 сут (менее 2 лет), соответствующего облетам, рассмотренным в § 7 гл. 16 [4.8]. Возможно, однако, сокращение продолжительности экспедиции до 400—450 сут, если сообщить кораблю ракетный импульс вблизи Марса. Но при этом возрастают энергетические затраты на единицу полезной нагрузки и сильно увеличивается скорость входа в атмосферу Земли: она равна 20,8 км/с в относительно неблагоприятный сезон 1980 г. и 17,4 км/с в 1986 г. Но ее можно уменьшить до 12,2 км/с в 1980 г., если затормозить корабль с помощью поля тяготения Венеры. Для этого корабль должен на пути к Земле пассивно пройти через сферу действия Венеры и выйти на орбиту с перигелием, лежащим внутри орбиты Венеры. Неудобство такого облета .в том, что в конструкции корабля приходится учитывать близость к Солнцу при возвращении. Начальный вес космического корабля, активно облетающего Марс, равен на орбите 463 т в неблагоприятных условиях 1980 г. и 290 т в благоприятных условиях 1986 г. Для монтажа нужны 2—3 модифицированные ракеты «Сатурн-5» [4.102]. 448
