Механика космического полета в элементарном изложении - Левантовский В.И.
Скачать (прямая ссылка):
х) При учете наклона и эксцентриситета орбиты Меркурия и тоже при условии использования ЯРД указывалось значение Al0=IOOO т [4.116].
2) Утверждается даже, что «планирование полетов космических кораблей на химическом топливе для межпланетной миссии человека является пустой тратой времени» [4.24]. С этим трудно не согласиться.
3) Рекомендуем читателю проверить эти выводы по табл. 14 и табл. 16 Приложения II. § 6. ЭКСПЕДИЦИИ C НЕСИММЕТРИЧНЫМИ ТРАЕКТОРИЯМИ 453
Как видим, даже при столь эффективной двигательной установке, как ядерная газофазная, свобода передвижения по Солнечной системе вовсе не является полной: сохраняются длительные сроки, если в экспедицию уходят компактные корабли. Сокращение сроков возможно за счет увеличения скоростей, и даже газофазные ЯРД не избавят нас в этом случае от монтажа на орбите. Роль Юпитера в качестве естественного ускорителя при полетах к дальним планетам сохранится, но благоприятное для операции расположение планет не будет частым.
Существенное облегчение при экспедициях на околопланетные орбиты может быть достигнуто, если выбирать не низкие орбиты, а эллиптические с большим эксцентриситетом [4.112].
Несколько замечаний о выборе монтажной околоземной орбиты. Здесь все рассуждения аналогичны рассуждениям § 3, но как бы «прокручиваются в обратном направлении». При полете на Марс по гомановской траектории наименьшая скорость схода с круговой «монтажной» орбиты требуется в том случае, если она расположена на уже упоминавшейся высоте 85 544 км. При этом стартующий с орбиты корабль должен иметь наименьшую массу, но ракеты, доставляющие на орбиту отдельные его части и баки с топливом, должны быть гораздо более мощными, чем в случае использования низкой орбиты. Как правило, придется, видимо, использовать низкие промежуточные орбиты.
В случаях, когда добавок скорости будет особенно велик (при полете на далекие планеты), вероятно, будет выгодно использовать эллиптическую промежуточную орбиту [4.114]. При этом львиная доля энергетических затрат будет возлагаться на ракеты, стартующие с Земли. Они будут вынуждены развивать значительную скорость (больше круговой) при выходе на орбиту в ее перигее, но зато старт с орбиты межпланетного корабля (также в перигее) потребует меньшей скорости. Поэтому суммарная характеристическая скорость для корабля, монтируемого на орбите, уменьшается. (Правда, выигрыш будет заведомо меньше 3 км/с — разницы между параболической и круговой скоростями у кромки атмосферы.) В результате, хотя общие энергетические и материальные затраты и возрастут, масса межпланетного корабля уменьшится.
§ 6. Экспедиции с траекториями возвращения,
несимметричными траекториям прибытия
Экспедиция на Марс с минимальными энергетическими затратами продолжается примерно 1000 ?ут (972 сут при рассмотрении упрощенной модели орбит Земли и Марса). Сокращения продолжительности экспедиции можно достичь, если отказаться от того, чтобы траектории полета туда и обратно были симметричными. При этом удается сильно сократить время ожидания, но суммарная характе- 454
ГЛ. 22. МЕЖПЛАНЕТНЫЕ ЭКСПЕДИЦИИ
ристическая скорость возрастает (на 3—4 км/с при высадке на поверхность), так как приходится направлять корабль по траекториям, которые не касаются планетных орбит, а пересекают их.
На рис. 167 показана траектория, соответствующая 456-суточной экспедиции к Марсу, начинающейся 28 декабря 1981 г., с временем ожидания 20 сут [4.111]. Траектория полета Земля — Марс близка к гомановской. Траектория Марс — Земля имеет перигелий внутри орбиты Венеры, а афелий — вне орбиты Марса. Сокращение продолжительности экспедиции получается из-за того, что корабль
г S
Рис. 167 456-суточная экспедиция Земля — Марс — Земля: 1 — старт 28 декабря 1981 г., 2 — посадка на Марс 4 августа|1982 г., 3 — старт с Марса 24 августа 1982 г., 4 — возвращение 29 марта 1983 г. [4.IllJ
Рис. 168. 642-(_уточная экспедиция Земля — Марс — Венера (облет) — Земля: I — старт 10 ноября 1981 г., 2 — прибытие к Марсу 5 августа 1982 г., 3 — отправление от Марса 24 октября 1982 г., 4 — пролет Венеры 27 февраля 1983 г. на і асстоянии 4700 км от поверхности, 5 — вход в атмосферу 15 августа 1983 г. со скоростью 12 км/с 14 115]
имеет большую, чем Земля, угловую скорость в перигелии, что позволяет ему быстро догнать Землю. Экспедиции такого рода, имеющие продолжительность порядка 400—500 сут и время ожидания около 20 сут, требуюг скорости отлета с Марса порядка 9 км/с и обладают одним существенным недостатком: вход в атмосферу Земли при возвращении происходит со скоростью, которая в разные сезоны колеблется от 14 до 21 км/с [4.102].
Эту скорость, однако, можно уменьшить до 12—16 км/с, если на обратном пути при первом пересечении орбиты Венеры воспользоваться попутным «гравитационным ударом» со стороны Венеры. Показано, что это возможно в любой период, благоприятствующий экспедиции [4.102]. Схема подобной 642-суточной экспедиции приведена на рис. 168 [4.115].
Можно поступить и иначе: заменить траектории прибытия и возвращения их зеркальными отражениями, совершив облет Венеры § 7. ОПЕРАЦИИ НА ОКОЛОПЛАНЕТНЫХ ОРБИТАХ
