ТРАЕКТОРИИ ПОЛЁТА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ К ЛУНЕ

© А.Т.Митин, А.А.Митина
© Государственный музей истории космонавтики им. К.Э. Циолковского, г. Калуга
Секция "К.Э. Циолковский и проблемы профессиональной деятельности космонавтов"
2012 г.

Межпланетные перелеты в последнее время стали одним из основ-ных направлений космических исследований, которое вызывает повышен-ный интерес как ученых, так и широкой общественности.

В этих условиях Луна может рассматриваться как конечная цель межпланетного перелета, так и как стартовая площадка для осуществления полета к другим планетам, расположенным значительно дальше. Поэтому определенный интерес представляет и такой частный вопрос как траекто-рии полета космических аппаратов (КА) к Луне, вокруг нее и посадки на Луну.

Для достижения Луны могут быть использованы траектории любого вида: эллипсы, параболы, гиперболы и прямые линии. Необходимо только, чтобы траектория КА пересекла орбиту Луны или коснулась ее. Упрежден-ная точка встречи с Луной выбирается с таким расчетом, чтобы Луна за время движения КА пришла в эту точку.

Траектория движения КА к Луне может лежать в плоскости орбиты Луны или составлять с ней некоторый угол.

При фиксированном значении угла траектории полета КА по мере увеличения начальной скорости полета траектория движения КА стремится к прямой линии, а угловая дальность движения КА уменьшается. При фик-сированном значении начального угла траектории движения КА с больши-ми дальностями обладают меньшими энергиями, следовательно, и мень-шими начальными скоростями.

При выборе траектории движения КА учитывают величину началь-ной скорости и время полета. Увеличение минимальной скорости полета в исходной точке на 0,05 км/с вдвое сокращает продолжительность перелета. При скорости полета, близкой к параболической скорости, равной 11,0 км/c, продолжительность полета равна двум суткам. При скорости, равной 11,5 км/c, продолжительность полета равна одним суткам.

Полет КА, стартующих с поверхности Земли, в плоскости орбиты Луны возможен лишь в том случае, если космодром расположен в приле-гающей к экватору зоне, занимающей диапазон широт     (  накло-нение плоскости орбиты Луны к экватору Земли).

Вследствие того, что склонение Луны в течение 27,32 суток изменя-ется от минимального до максимального значения, существует небольшой промежуток времени (около семи суток), когда возможен полет к Луне с минимальными гравитационными потерями. При пуске КА в другое время требуется больше затрат энергии на преодоление гравитационных потерь.

Если вывести КА на промежуточную орбиту вокруг Земли с накло-нением 90, то на орбите можно выбрать точку, обеспечивающую полет по траектории с любой угловой дальностью.

На обеспечение полета КА к Луне оказывают значительное влияние погрешности в выполнении начальных условий полета.

Ошибка в величине начальной скорости приводит к искажению тра-ектории КА, которая будет иметь более прямолинейную форму по сравне-нию с расчетной при завышении начальной скорости и будет обладать большей кривизной при занижении. В первом случае продолжительность полета КА сократится, а во втором – увеличится.

Особенно чувствительны к ошибкам скорости траектории мини-мальных энергий. Эти ошибки приводят к значительным отклонениям во времени полета КА. Для траекторий полета КА с большими начальными скоростями продолжительность перелета меняется незначительно в случае возникновения ошибки скорости.

Ошибки угла ориентации вектора начальной скорости приводят к изменению формы траектории движения КА и к смещению точки пересе-чения орбиты Луны и траектории КА. В этих условиях возможна ситуация, когда КА не встретится с Луной.

Траектории минимальных энергий менее чувствительны к ошибкам ориентации вектора начальной скорости. При ошибке ориентации вектора скорости в плоскости орбиты перелета, не превышающей 1, встреча КА с Луной обеспечена.

Если выдержаны направление и величина вектора скорости, а старт КА осуществляется с опозданием, то при пуске с Земли вся траектория по-лета КА повернется на угол. Величина этого угла определяется временем задержки пуска и угловой скоростью вращения Земли, а при запуске с ор-биты отправления – временем задержки пуска, гравитационным парамет-ром Земли, фокальным параметром орбиты отправления и радиус-вектором точки старта КА. Ошибки момента старта могут достигать нескольких се-кунд при пуске с орбиты отправления и нескольких минут – с поверхности Земли.

Если по условиям полета требуется осуществить посадку КА на за-данный участок лунной поверхности, то решить эту задачу при пуске кос-мического корабля с орбиты или с поверхности Земли практически невоз-можно. В этом случае необходима коррекция траектории полета космиче-ского корабля. Для чего на борту КА устанавливаются автономные средст-ва навигации.

Создание пилотируемого комплекса для полета к другим планетам потребует практической реализации многих новейших технологий, кото-рые затем могут использоваться в интересах общества.