Научная литература
booksshare.net -> Добавить материал -> Физика -> Левантовский В.И. -> "Механика космического полета в элементарном изложении" -> 88

Механика космического полета в элементарном изложении - Левантовский В.И.

Левантовский В.И. Механика космического полета в элементарном изложении — М.: Наука, 1980. — 512 c.
Скачать (прямая ссылка): mehanikakosmicheskogopoleta1980.djvu
Предыдущая << 1 .. 82 83 84 85 86 87 < 88 > 89 90 91 92 93 94 .. 221 >> Следующая


Допустим, наконец, что величина начальной скорости и ее угол возвышения выдержаны при запуске идеально, но старт дан с некоторым опозданием. Благодаря опозданию Земля успеет повернуться вокруг своей оси на некоторый угол, и на такой же угол, не меняя формы, повернется вместе с Землей вся траектория, в результате чего она может пройти мимо края Луны. Г94 гл. 8. достижение луны

Промах может также произойти в результате выхода на трфк-торню пассивного полета не на заданной высоте. !

Притяжение Луны увеличивает размер допустимых погрешностей начальных условий. Космический аппарат при входе в сшеру действия Луны может иметь селеноцентрическую скорость, направленную не только не на центр (Луны, но даже не на край Луны,( однако траектория аппарата, изогнувшись из-за лунного притяжения, сможет все же задеть край Луны (рис. 75).

Расстояние от центра Луны линии, указывающей направление селеноцентрической скорости входа, называется прицельной дальностью. Максимальная величина прицельной дальности, при которой аппарат еще может задеть край Луны, называется эффективным радиусом Луны [3.7]. Эффективный радиус тем больше, чем меньше селеноцентрическая скорость входа в сферу действия Луны (т. е. чем меньше, вообще говоря, скорость отлета с Земли). Он может быть вычислен по формуле [3.7]

/"ІФФ = R (~т~ 4- R ), V yBX J

где К — гравитационный параметр Луны, R — ее радиус, ^bx — селеноцентрическая скорость входа (при выводе формулы предполагается, что скорость t'BX равна «скорости на бесконечности» Voo в гиперболическом движении). Максимальный эффективный радиус равен примерно 5400 км; в случае параболической скорости он составляет 3000 км [3.1]. Таковы размеры той области, в которую фактически приходится целиться, чтобы можно было гарантировать попадание в Луну. Как видно, это вовсе не то же самое, что «целиться в сферу притяжения Луны», как это ошибочно может представиться.

При полете в плоскости лунной орбиты наименее чувствителен к начальным ошибкам пологий запуск со скоростью, несколько превышающей параболическую: могут одновременно допускаться ошибки в величине начальной скорости 50 м/с, в угле возвышения 0,5°, в высоте отсечки двигателя 50 км, во времени старта несколько минут.

При старте с территории Советского Союза ошибка 1 м/с в величине начальной скорости приводит к отклонению точки падения на Луну о г расчетной на 250 км. Ошибка в угле возвышения вектора начальной скорости на Г вызывает смещение на 200 км. Та- § 6. КОРРЕКЦИЯ ТРАЕКТОРИИ 209

V

кое же смещение будет и при ошибке в моменте старта, равной лишь 10 с. В результате попадание в Луну может быть обеспечено, если ошибка в величине начальной скорости не превышает нескольких метров в секунду, в угле возвышения — 0,1°, в моменте старта — нескольких секунд [3.1, 3.5]. Эти требования были блестяще выдержаны при первом в истории попадании в Луну, осуществленном в сентябре 1959 г. советской АЛС «Луна-2» (ошибка в моменте старта составила лишь секунды). Начальная скорость несколько превышала параболическую.

Приведенные выше значения допустимых погрешностей не имеют значения на практике, если стоит задача попадания в определенную точку лунной поверхности, но они позволяют сравнить чувствительность к ошибкам наведения различного рода траекторий.



§ 6. Коррекция траектории

На определенном уровне развития космической техники встала задача попадания в определенную, выбранную из научных соображений точку лунной поверхности или выхода в заранее заданный район вблизи Луны (при облете или запуске спутника Луны). В этом случае становится необходимой коррекция траектории на пути к Луне. Эта коррекция должна перевести космический аппарат на новую траекторию, отличающуюся (хотя и незначительно) как от расчетной, так и от фактической (до коррекции) траектории, но приводящую к цели [3.8]. Повторными коррекциями через некоторые промежутки времени в принципе можно было бы вернуть аппарат и на расчетную траекторию, но в этом обычно нет нужды.

Если ставится задача не исправлять продолжительность полета до Луны, а лишь ликвидировать отклонение от расчетной точки падения на Луну, то достаточно отклонить траекторию в поперечном направлении с помощью поперечного импульса, не изменив практически во много раз большую величину скорости полета. Технически сравнительно просто расположить с помощью системы ориентации ось корректирующего двигателя в плоскости, перпендикулярной к направлению на Луну. Для этого можно использовать оптический датчик Луны. Чем ближе к Луне, тем точнее указанная плоскость совпадает с плоскостью, перпендикулярной к вектору скорости полета. Направление корректирующего импульса в указанной плоскости выбирается в зависимости от того, в какую сторону нужно переместить на Луне точку падения. Если же нужно изменить (приблизить к запланированному) и время перелета, то ось двигателя должна быть несколько отклонена от этой плоскости [3.7]. Г94

гл. 8. достижение луны

Величина и направление корректирующего импульса должны быть выдержаны с большой точностью. К ошибкам особенно чубст-вительны траектории минимальной скорости (37г-суточная траектория вдвое чувствительнее 27 а-суточной). Допустимая погрешность времени включения корректирующего двигателя измеряется минутами и десятками минут [3.7].
Предыдущая << 1 .. 82 83 84 85 86 87 < 88 > 89 90 91 92 93 94 .. 221 >> Следующая

Реклама

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed

Есть, чем поделиться? Отправьте
материал
нам
Авторские права © 2009 BooksShare.
Все права защищены.
Rambler's Top100

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed