Главная > Разное > Механика космического полета в элементарном изложении
<< Предыдущий параграф
Следующий параграф >>
<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Макеты страниц

§ 9. Коррекция межпланетных траекторий

Огромная длина межпланетных траекторий делает их весьма чувствительными к самым небольшим ошибкам в величине и направлении начальной скорости. Ошибка в величине приобретенной при запуске скорости на 1 м/с может привести к отклонению от цели на сотни тысяч километров.

Каковы источники ошибок? Это прежде всего инструментальные ошибки — погрешности аппаратуры управления ракетой-носителем на активном участке и при различных маневрах. Сами эти ошибки происходят, во-первых, от недостаточно точного определения местоположения и скорости объекта (ошибки измерений) и, во-вторых, от неточного срабатывания управляющих органов. Ошибки, происходящие от неточной работы аппаратуры, с прогрессом техники будут уменьшаться. Но уменьшатся ли они до уровня, при котором промах станет несуществен? Для этого точность аппаратуры должна повыситься в сотни раз! Технически, видимо, проще пойти по другому пути — использовать для компенсации ошибок корректирующие маневры [4.18].

Серьезным источником ошибок является недостаточно точное знание нами межпланетных расстояний. Мы очень точно знаем эти расстояния выраженными в астрономических единицах, но сама эта единица недостаточно точно известна. Неизвестен, иными словами, масштаб Солнечной системы. Одно это еще недавно могло привести к промаху в десятки тысяч километров. Наконец, нуждаются в уточнении массы планет. По мере того как совершаются космические полеты, ошибки такого рода постепенно исчезают, так как наблюдение каждого сближения с планетой уточняет ее массу и расстояние до нее. Масштаб Солнечной системы успешно уточняется также методом радиолокации Солнца и планет.

Но инструментальные источники ошибок сохранятся и в будущем, поэтому коррекция межпланетных траекторий будет необходима. Поскольку это так, теряет смысл точный учет мелких возмущений траектории, о которых говорилось выше.

Те же причины приводят к неизбежной неточности и самих

корректирующих маневров. Поэтому в течение полета может понадобиться совершить несколько коррекций, если преследуемые цели требуют достаточно точного сближения с исследуемой планетой.

Планирование корректирующих маневров встречает большие трудности математического и технического характера.

Когда сообщить корректирующий импульс: сразу, как только будет обнаружена ошибка, или позже, когда величина ошибки будет уточнена, но, быть может, потребуется больше энергии для ее компенсации? Какую цель должна преследовать коррекция: вывести космический аппарат в первоначально выбранную точку встречи с планетой-целью или в другую точку (и, следовательно, в другой момент времени), если первое технически проще, а второе дает выигрыш в количестве расходуемого при коррекции топлива? Что выгоднее: установить на ракете-носителе более точную и, следовательно, более тяжелую аппаратуру автоматического управления или вместо этого увеличить количество топлива для коррекции? Как часты должны быть корректирующие маневры? Где, на каком участке траектории их следует планировать? Как вообще осуществлять это планирование перед полетом, если ошибки заранее неизвестны, так как носят случайный характер, но в то же время совершенно неизбежны

Теория коррекции межпланетных траекторий поэтому весьма сложна и не может быть здесь детально освещена [4.20, 4.21].

При проектировании космического полета возникает задача оптимизации коррекций, т. е. выбора такой траектории перелета и выбора на ней таких точек коррекции, чтобы сумма импульсов коррекций была минимальной. Корректируется как место встречи с планетой назначения, так и момент ее. В частности, коррекция момента встречи на величину порядка может понадобиться, если обнаружится, что в момент встречи с планетой космический аппарат находится за горизонтом наземных наблюдательных станций [4.21].

Сразу после старта с Земли возможности коррекции межпланетной траектории ограничены. Это объясняется тем, что геоцентрическая скорость полета весьма велика, и практически («в линейном приближении») корректирующий импульс не может изменить направления вектора скорости, а может изменить лишь его величину. Если представить себе картинную плоскость, проведенную через центр планеты назначения, и отметить на ней точку пересечения этой плоскости с действительной траекторией, то с помощью коррекции вблизи Земли можно сместить эту точку лишь в одном определенном направлении, а также изменить время встречи. Следовательно, может оказаться невозможным осуществить сдвиг точки пересечения картинной плоскости именно в том направлении, в котором нужно, хотя тот сдвиг, который осуществим, может оказаться достаточно большим. Последнее видно из того, что небольшое изменение

начальной скорости приводит к большому изменению геоцентрической скорости выхода из сферы действия Земли и, следовательно, к значительному изменению гелиоцентрической скорости выхода (особенно когда выход происходит в сторону орбитального движения Земли).

Но по мере удаления от Земли делается возможным уже некоторый поворот вектора скорости путем коррекции, и в результате оказываются возможны смещения в картинной плоскости в разных направлениях, хотя некоторые направления требуют больших затрат, чем другие, т. е. эффективность коррекции в разных направлениях различна.

На последнем участке полета, перед входом в сферу действия и внутри нее, эффективность коррекции тем больше, чем раньше она производится, так как вблизи планеты труднее воздействовать на возросшую скорость. Правда, по мере приближения к планете эффективность коррекции для сдвига точки пересечения картинной плоскости в разных направлениях выравнивается [4.21].

Можно различать коррекции одноразовые и многоразовые. Многоразовая коррекция необходима, если первая коррекция не приводит к цели. Это бывает в случае ошибок в величине и направлении корректирующего импульса или вследствие неточности измерений. Но повторные коррекции могут заранее быть запланированы, если технически удобнее не сразу сместить точку пересечения картинной плоскости в нужном направлении, а постепенно. Такая многоразовая коррекция называется неоднородной [4.21]. При многоразовой коррекции импульсы могут сообщаться в тех точках, где одноразовая коррекция невыгодна (например, вблизи Земли).

Неоднородная коррекция неизбежна, если технические возможности системы ориентации космического аппарата таковы, что корректирующий импульс не может сообщаться в произвольном направлении.

Допустим, например, что система ориентации способна лишь развернуть космический аппарат таким путем, что сопло его корректирующей двигательной установки может быть направлено прямо на Солнце или прямо от Солнца [4.22]. Такая система ориентации технически очень проста, но понятно, что лишь при очень счастливом стечении обстоятельств (все-таки величину импульса регулировать можно) первый же импульс такой «солнечной» коррекции исправит нужным образом гелиоцентрическую траекторию на участке между сферами действия Земли и планеты-цели.

Доказано, что многоразовая «солнечная» коррекция не может исправить более четырех параметров траектории, а один импульс исправляет один параметр. В частности, исправить время встречи планетой в принципе возможно лишь в том случае, если плоскости межпланетной гелиоцентрической траектории и орбиты планеты совпадают, а это фактически невозможно (см. § 2 гл. 16). Место

встречи космического аппарата с планетой назначения предопределено уже перед коррекцией — это должна быть точка, в которой орбита планеты пересекает плоскость полета космического аппарата. Между тем эта плоскость при «солнечной» коррекции не может быть никак изменена, ибо корректирующий импульс не выходит из нее. Но если место встречи предопределено, то предопределен и момент прихода планеты в точку встречи. Значит, при всех импульсах многоразовой «солнечной» коррекции нужно, чтобы продолжительность полета по исправленной траектории не отличалась от предшествующей.

Другой случай ограниченности выбора корректирующих импульсов характерен для такой системы ориентации, которая обеспечивает свободу поворота вокруг некоторой оси, направленной на какую-нибудь яркую звезду или Солнце. Эта система ориентации также технически достаточно проста, но теперь корректирующий импульс может лишь располагаться в плоскости, перпендикулярной к направлению на светило, или, во всяком случае, обязан образовывать с этим направлением заданный угол (двигатель жестко скреплен с космическим аппаратом). Несмотря на указанную ограниченность, двухразовая коррекция при такой системе ориентации позволяет изменить три параметра траектории. При полетах к внешним планетам существуют участки траектории, где подобная коррекция дает не худшие результаты, чем коррекция, обладающая полной свободой выбора направления импульса [4.23].

При подсчете энергетических затрат на осуществление той или иной космической операции важно знать резерв топлива, который нужно предусмотреть для проведения коррекций траекторий перелета. Теоретические исследования и практика космических полетов показывают, что суммарные затрать характеристической скорости на корректирующие маневры составляют в самых сложных ситуациях несколько сотен метров в секунду за один перелет. Эта величина с развитием ракетной техники (увеличением массы космических аппаратов) будет падать. Поэтому при подсчетах суммарных характеристических скоростей расходами на коррекции мы будем пренебрегать.

<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Оглавление