Чтение онлайн

Траектория облета Луны должна была удовлетворять ряду требований. Для обеспечения правильной работы системы ориентации во время фотографирования необходимо было, как сказано выше, чтобы в момент начала ориентации Луна, станция и Солнце располагались приблизительно на одной прямой. Расстояние от станции до Луны в период фотографирования было принято порядка 60-70 тысяч километров.

Характер траектории должен был позволить получить максимальное количество информации на первом витке и особенно на малых расстояниях от поверхности

Земли. Для выполнения этого требования необходимо было обеспечить возможно лучшие условия радиосвязи с межпланетной станцией из пунктов, расположенных на территории Советского Союза.

Было также весьма желательным для целей научных исследований получить траекторию, обеспечивающую движение межпланетной станции в космосе в течение достаточно продолжительного времени.

Облет Луны с возвращением к Земле может производиться при движении по траекториям различных типов. Для получения таких траекторий скорость в конце участка разгона должна быть несколько меньше так называемой второй космической или параболической скорости, равной у поверхности Земли 11,2 километра в секунду. Если траектория полета проходит на расстояниях в несколько десятков тысяч километров от Луны, то ее воздействие сравнительно невелико и движение относительно Земли будет происходить по траектории, близкой к эллипсу с фокусом в центре Земли.

Однако траектория далекого облета Луны с прохождением около нее на расстояниях в несколько десятков тысяч километров имеют ряд существенных недостатков. При пролете на больших расстояниях от Луны становится невозможным прямое исследование космического пространства в непосредственной окрестности Луны. При запуске ракеты, произведенном из северного полушария Земли, возвращение к Земле происходит со стороны южного полушария, что затрудняет проведение наблюдений и прием научной информации станциями, расположенными в северном полушарии. Движение вблизи Земли при возвращении происходит вне пределов видимости из северного полушария, и поэтому вблизи Земли прием информации о результатах научных наблюдений оказывается невозможным. При возвращении к Земле ракета входит в плотные слои атмосферы и сгорает, то есть полет заканчивается после первого витка.

Этих недостатков можно избежать, если использовать при облете Луны траектории другого типа, проходящие от нее на малых расстояниях порядка нескольких тысяч километров.

Траектория полета автоматической межпланетной станции проходила на расстоянии 7900 километров от центра Луны и была выбрана с таким расчетом, чтобы в момент максимального сближения станция находилась южнее Луны. Вследствие притяжения Луны траектория автоматической станции в соответствии с расчетом отклонилась к северу. Это отклонение было столь существенным, что возвращение к Земле происходило со стороны северного полушария. При этом после сближения с Луной наибольшая высота станции над горизонтом для наблюдательных пунктов, расположенных в северном полушарии, от суток к суткам увеличивалась. Соответственно возрастали и промежутки времени, на протяжении которых была возможна прямая связь с автоматической станцией. При достаточном приближении к Земле автоматическая станция могла наблюдаться в северном полушарии как незаходящее светило.

Условия для приема информации на подходе к Земле и условия для проведения научных исследований на участке возвращения к непосредственной окрестности Земли оказались достаточно благоприятными. При возвращении к Земле на первом обороте станция не вошла в атмосферу и не погибла, а прошла на расстоянии 47 500 километров от центра Земли, двигаясь по вытянутой орбите весьма больших размеров, близкой по форме к эллиптической. Наибольшее удаление станции от Земли составляло 480 тысяч километров.

Таким образом, при прохождении около Луны оказывается возможным получать траектории движения автоматической межпланетной станции, чрезвычайно интересные и выгодные с точки зрения проведения научных исследований и приема научной информации.

Пролет межпланетной станции вблизи Земли происходит на таких больших расстояниях от ее поверхности, что торможение вследствие сопротивления атмосферы отсутствует. Поэтому, если бы движение происходило только под действием силы притяжения Земли, автоматическая станция оказалась бы спутником Земли с неограниченно большим сроком существования.

Однако в действительности время движения станции ограниченно. Вследствие возмущающего влияния притяжения Солнца ближайшее расстояние орбиты от Земливысота перигея орбиты — постепенно уменьшается. Поэтому, совершив некоторое число оборотов, станция в свое время при очередном возвращении к Земле войдет в плотные слои атмосферы и сгорит.

Величина убывания высоты перигея за один оборот зависит от размеров орбиты и в особенности от высоты апогея,то есть от наибольшего расстояния орбиты от Земли, резко вырастая при увеличении высоты апогея. Поэтому при выборе траектории межпланетной станции необходимо было стремиться к тому, чтобы высота апогея была по возможности меньше и не намного превышала расстояние от Земли до Луны. Необходимо также, чтобы высота перигея на первом обороте была возможно больше. От степени выполнения обоих поставленных требований зависят общее количество оборотов автоматической станции вокруг Земли и время существования станции.

Воздействие Луны не ограничивается тем эффектом, который она производит в период первого тесного сближения. Возмущения орбиты станции от притяжения Луны не носят такого регулярного характера, как возмущения от притяжения Солнца и в сильной степени зависят от периода обращения станции вокруг Земли. Влияние Луны может оказаться существенным, если на каком-то из последующих оборотов произойдет повторное, достаточно тесное сближение с Луной. В этом случае сближение станции и Луны произошло бы примерно в том же месте лунной орбиты, что и первый раз. В случае повторного тесного сближения характер движения станции может существенно измениться. Если межпланетная станция пройдет около Луны с южной стороны, то есть второе сближение будет того же типа, что и первое, то резко увеличится количество оборотов и время существования станции при сохранении основного свойства ее траектории — приближения к Земле со стороны Северного полушария. Если повторное прохождение будет со стороны севера, то высота перигея орбиты уменьшится и в случае достаточно сильного возмущения может произойти соударение с Землей при ближайшем же возвращении к ней.

На тех витках орбиты, где не происходит тесное сближение с Луной, Луна тем не менее оказывает некоторое воздействие на движение станции. Хотя сила притяжения Луны в этом случае весьма мала, однако, действуя на значительном числе витков траектории, притяжение Луны оказывает заметное влияние на движение автоматической станции, вызывая уменьшение высот перигея и времени существования станции на орбите.

Картина движения автоматической межпланетной станции под влиянием одновременно действующих сил тяготения Земли, Луны и Солнца весьма сложна. Характер прохождения вблизи Луны при первом сближении является определяющим для дальнейшего движения межпланетной станции.

Так как никакой коррекции движения межпланетной станции в путине производится и весь полет ее определяется в конечном счете параметрами движения в конце участка разгона (в основном величиной и направлением скорости), то ясно, что реализация описанной выше траектории космической станции возможна лишь при чрезвычайно совершенной системе управления ракетой-носителем на участке разгона.

Расчеты показывают, что при отклонении от заданной точки прохождения станции через картинную плоскость на тысячу километров минимальное расстояние между Землей и станцией при ее возвращении будет менятьсяна5-10 тысяч километров, а время наибольшего сближения с Землей — на 10-14 часов. Картинной плоскостью в данном случае названа плоскость, проходящая через центр Луны перпендикулярно линии Земля — Луна.

Для того чтобы предельное отклонение минимального расстояния между Землей и станцией не превышало 20 тысяч километров, необходимо потребовать такой точности управления на участке выведения ракеты, которая обеспечивает отклонение точки пересечения картинной плоскости не более 3000 километров. На первый взгляд это условие, предъявляемое к системе управления ракетой, кажется более легким по сравнению с условиями, диктуемыми задачей попадания в Луну, так как для обеспечения попадания предельное отклонение ракеты от точки прицеливания или расчетной точки прохождения картинной плоскости не должно превышать радиуса Луны, то есть должно быть примерно вдвое меньше, чем 3000 километров. Однако в случае движения станции по облетной траектории ошибки выведения ракеты влияют на отклонение точки пересечения картинной плоскости значительно больше, чем для попадающего варианта, реализованного второй космической ракетой.