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

Глава 11. ВОЗВРАЩЕНИЕ НА ЗЕМЛЮ

§ 1. Траектории возвращения

Чтобы возвратиться из района Луны на Землю, космический аппарат должен преодолеть лунное притяжение, если он находился на поверхности Луны, или сойти с окололунной орбиты, если он был спутником Луны, таким образом, чтобы, вырвавшись из сферы действия Луны, начать падение на Землю. Геоцентрические траектории возвращения должны быть подобны траекториям достижения района Луны, но проходиться в противоположном направлении, т. е. это должны быть параболы и близкие к ним эллипсы и гиперболы. Скорость отлета с Луны должна составлять около 3 км/с, так как с такой примерно скоростью падает на Луну объект, направленный по аналогичным траекториям с Земли.

Необходимо, как мы увидим в следующем параграфе, чтобы траектория возвращения полого входила в атмосферу Земли. Уточнить вход можно путем коррекции, причем сделать это нужно как можно раньше, пока геоцентрическая скорость невелика (при выходе из сферы действия Луны она близка к и легко исправить ее направление.

Пусть старт с Луны дается в тот момент, когда Луна находится в точке (рис. 99, а). Ввиду отсутствия у Луны атмосферы разгон может совершаться полого (как показано на рис. 99, а), что уменьшит гравитационные потери, но может совершаться и вертикально, что упрощает управление стартом. Селеноцентрическая гиперболическая траектория в сфере действия Луны показана на рис. 99, б. (В случае вертикального старта это была бы проходящая через центр Луны прямая, параллельная асимптоте гиперболы.) Космический аппарат выходит в точке К к границе сферы действия Луны со скоростью в тот момент, когда Луна находится в точке геоцентрическая траектория внутри сферы действия показана на рис. 99, а. На рис. 99, в мы видим построение треугольника скоростей для нахождения вектора геоцентрической скорости выхода по

селеноцентрической выходной скорости увых и по скорости Луны в точке

Рассмотрение рис. 99 позволяет сделать следующие выводы:

1) Гораздо легче вернуться, на Землю по прямым геоцентрическим траекториям, чем по обратным (огибающим Землю в направлении, противоположном движению Луны и направлению ее вращения). Последние потребовали бы большей селеноцентрической скорости выхода для получения той же по величине геоцентрической скорости (но направленной в сторону «обратного огибания» Земли).

Рис. 99. Динамика возвращения с Луны на Землю. Масштабы расстояний и скоростей не соблюдены.

2) При возвращении с Луны на Землю невозможен выход из сферы действия Луны в сторону движения Луны, т. е. фронтальная часть сферы действия является запретной для выхода после взлета (сравните с обратной закономерностью для полетов к Луне, указанной в § 1 гл. 9). Вертикальный старт возможен только в тыльной (восточной) части экваториальной зоны Луны (примерно район восточной части Моря Изобилия и материка восточнее его).

При скорости отлета с Луны порядка космический корабль направится к Земле по полуэллиптической траектории и после 5 сут полета войдет в земную атмосферу со скоростью, равной скорости отлета с Земли на Луну по аналогичной траектории, т. е. около

При скорости отлета с Луны, равной 2,56 км/с, корабль выйдет к границе сферы действия Луны со скоростью Если направить при этом корабль таким образом, чтобы его селеноцентрическая скорость на границе сферы действия была противоположна скорости Луны, то, очевидно, геоцентрическая скорость корабля будет равна нулю. Тогда корабль начнет падать на Землю по вертикальной траектории и через 5 сут войдет в атмосферу также со скоростью, примерно равной 11 км/с [3.22].

Такого же порядка, т. е. порядка второй космической скорости, будут и скорости входа в земную атмосферу космических аппаратов, облетевших Луну или стартующих с орбиты спутника Луны, так как во всех случаях геоцентрическая скорость выхода должна иметь величину от до

Как и при старте с Земли, отлет с Луны может сопровождаться предварительным выходом на окололунную промежуточную орбиту. Это позволяет преодолеть неудобства селенографического положения точки старта.

<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Оглавление