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

§ 4. Двухимпульсные орбиты искусственных планет

До сих пор мы имели дело с искусственными планетами, выводимыми на орбиты с помощью одного импульса скорости. Только с помощью второго импульса, сообщаемого вне сферы действия Земли, можно вывести космический аппарат на орбиту искусственной планеты, не имеющую общих точек с орбитой Земли.

Таким путем, например, искусственная планета может быть выведена на круговую орбиту. Для этого она первоначально выводится на внутреннюю или внешнюю переходную орбиту, и затем ей сообщается второй импульс соответственно в перигелии (тормозной) или в афелии (разгонный), доводящий ее скорость до местной круговой.

Внутренние круговые орбиты искусственных планет с малыми радиусами особенно интересны для исследования Солнца. Крайним случаем является искусственная планета, движущаяся непосредственно вблизи поверхности Солнца и представляющая, разумеется, лишь теоретический интерес из-за колоссальной температуры солнечной атмосферы. Тормозной импульс должен равняться 178 км/с (разница между скоростью подлета к краю Солнца и местной круговой скоростью Таким образом, запуск низкого спутника Солнца является заведомо технически нереальной задачей.

Интересно рассмотреть вопрос о запуске «стационарного» спутника Солнца. Кавычки здесь употреблены потому, что, во-первых, речь идет об орбите, лежащей в плоскости орбиты Земли, а экваториальная плоскость Солнца наклонена к ней на во-вторых, скорость вращения Солнца на разных широтах неодинакова. Мы примем для «стационарного» спутника Солнца период 26 сут. Ему соответствует радиус орбиты 0,172 а. е. и круговая скорость Переход до перигелия переходной орбиты совершается за 82 сут. Скорость старта с Земли должна быть равна скорость искусственной планеты в афелии — в перигелии — Таким образом, второй импульс должен равняться а суммарная характеристическая скорость (без учета гравитационных потерь при старте) равна Следовательно, запуск «стационарного» спутника Солнца требует очень больших энергетических затрат на единицу полезной нагрузки; он невозможен без сборки космического аппарата на околоземной орбите. Это следует сказать и вообще о всяких круговых орбитах, более или менее близких к центру Солнечной системы Например, вывод искусственной планеты на орбиту радиуса 0,387 а. е. (большая полуось орбиты Меркурия) требует характеристической скорости 23 км/с.

Гораздо лучше обстоит дело с запусками искусственных планет на орбиты, находящиеся на уровнях орбит Венеры и внешних планет. С увеличением радиуса орбиты суммарная характеристическая скорость сначала возрастает до а затем убывает до значения третьей космической скорости для орбиты бесконечного радиуса. Переломной является орбита радиуса 11,9 а. е. [4.6, 4.13] (сравните со сказанным в § 2 гл. 5), лежащая за орбитой Сатурна. Значения суммарных характеристических скоростей для запусков искусственных планет на орбиты естественных можно найти, сложив данные столбца 2 табл. 6 с данными столбца 2 табл. 8.

На рис. 136 приведены график а начальных скоростей, необходимых для достижения различных расстояний от Солнца, и график б суммарных характеристических скоростей для запусков соответствующих искусственных планет на двухимпульсные круговые орбиты.

Особый характер носит операция выведения космического аппарата на орбиту, совпадающую с орбитой Земли, но в точке, опережающей Землю или отстающей от нее.

Рис. 136. Графики (а) начальных скоростей, обеспечивающих достижение заданных расстояний по полуэллиптическим траекториям, и (б) суммарных характеристических скоростей для двухимпульсных запусков искусственных планет на круговые орбиты Расстояние по вертикали между графиками указывает величину импульса в афелии орбиты перехода. График в показывает величину суммарной характеристической скорости двухимпульсного маневра для падения на Солнце. Старты — с земной поверхности Потери не учитываются. Масштабы расстояний на оси абсцисс отличаются в 20 раз для внутренних и внешних орбит.

Можно, например, вывести аппарат сначала на промежуточную орбиту с периодом обращения 4/5 года (рис. 133, а). Вернувшись через 4/5 года в точку запуска, космический аппарат не застанет там Землю, которая за это время уйдет на , т. е. окажется на 72° позади искусственной планеты. Это отставание сохранится и впредь, если теперь разгонным импульсом вернуть космический аппарат на орбиту Земли. Аналогично может быть посредством промежуточной орбиты с

риодом 3/2 года (рис. 133, а) выведена искусственная планета на орбиту Земли в точке, диаметрально противоположной Земле. (Правда, связь с ней затруднена радиопомехами со стороны находящегося посредине Солнца.)

<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Оглавление