Наши космические пути - Коллектив авторов - Страница 77

В соответствии с законами небесной механики траектория свободного полета к Луне после выключения двигателя на большей своей части, где влияние притяжения Луны сравнительно невелико, была близка к плоской кривой — гиперболе, с одним из фокусов в центре Земли.

По мере удаления от Земли скорость движения постепенно убывала до величины порядка двух километров в секунду. В дальнейшем вследствие все возрастающего воздействия притяжения Луны уменьшение скорости прекратилось. Скорость начала возрастать и росла непрерывно вплоть до момента встречи с поверхностью Луны. Скорость соударения с Луной достигала 3,3 километра в секунду.

Запуску ракеты на Луну предшествовали теоретические исследования и технические расчеты, позволившие определить параметры траектории и время пуска, обеспечивающие решение задачи о достижении Луны при наивыгоднейших условиях.

Остановимся на этом несколько подроонее.

Принципиально запуск ракеты для достижения Луны возможен в любой день, то есть при любом положении Луны в ее движении по орбите вокруг Земли. Однако расчеты показывают, что при запуске ракеты с точек земной поверхности, располагаемых на широтах территории Советского Союза, энергетически выгодно осуществлять запуск тогда, когда Луна находится вблизи точки своей орбиты с минимальным склонением, то есть когда склонение Луны близко к 18 градусам. В этом случае на участке разгона ракета будет двигаться с наименьшим углом к земной поверхности и потери скорости за счет притяжения Земли будут минимальными, что обеспечивает возможность посылки на Луну наибольшего полезного груза. При старте в более поздние или более ранние сроки вес возможного полезного груза уменьшается. Однако при смещении на несколько дней эти потери сравнительно невелики, и в течение каждого лунного месяца может быть указан интервал времени протяженностью около недели, в течение которого полет ракеты на Луну является целесообразным. При боДее значительном отклонении от оптимального срока величина возможного полезного груза резко уменьшается.

В пределах указанного интервала во время встречи ракеты с Луной Луна должна находиться над горизонтом. При полете космической ракеты время встречи выбиралось таким образом, чтобы сближение с Луной происходило в период, когда для пунктов наблюдения Луна находится вблизи точки верхней кульминации, то есть высота ее над горизонтом близка к наибольшей. В этом случае условия радиосвязи являются наиболее благоприятными.

В результате расчетов было выбрано наиболее выгодное значение угла наклонения плоскости траектории к плоскости земного экватора, что определило для заданной точки старта направление трассы полета ракеты на начальном участке ее движения. При различных направлениях трассы угол наклона скорости движения ракеты на участке разгона и величина потерь на силу притяжения Земли оказываются различными. Выбор направления трассы производился из условия минимальной величины потерь и, следовательно, максимального увеличения возможного полезного груза. При этом принимались во внимание также вопросы удобства размещения измерительного комплекса для контроля движения и получения телеметрической информации как на участке разгона, так и на начальном участке свободного полета после выключения двигателя последней ступени.

Как показали расчеты, при полете к Луне с территории СССР Луна в момент старта должна находиться за горизонтом вблизи точки нижней кульминации. Это означает, что момент старта должен отличаться от момента верхней кульминации Луны примерно на полсуток. Если учесть, что в момент достижения Луны она должна находиться в точке верхней кульминации, то станет ясным, что полет к Луне должен продолжаться либо полсуток, либо полутора суток, либо двое с половиной суток и т. д.

Для полета космической ракеты была выбрана продолжительность полета около полутора суток, поскольку полет в течение полусуток требует чрезвычайно больших начальных скоростей, а полет в течение двух с половиной и более суток при выполнении условия попадания в Луну и условия гарантированного наблюдения ее в момент встречи связан с необходимостью удовлетворения значительно более жестких требований по точности выдерживания параметров движения в конце участка разгона.

Выбор продолжительности полета определил величину скорости ракеты в конце участка разгона, которая, как уже указывалось выше, была несколько выше параболической.

Расчет траектории движения ракеты как на участке разгона, так и на участке движения после выключения двигателя последней ступени производился с помощью быстродействующих электронных цифровых машин. При расчете принимались во внимание силы притяжения Земли и Луны. Оказалось необходимым также учитывать отклонение поля тяготения Земли от центрального вследствие сжатия Земли и возмущающее воздействие притяжения Солнца.

Для получения при полете ракеты параметров движения в конце участка разгона, достаточно точно совпадающих с их расчетными значениями, на ракете была установлена система управления, функционировавшая на протяжении всего участка разгона, длительность которого составляла несколько минут. Дальнейший полуторасуточный полет ракеты был неуправляемым и происходил лишь под действием поля тяготения Земли, Луны и других небесных тел.

Для обеспечения попадания ракеты в Луну при отсутствии какой-либо коррекции ее движения на участке свободного полета расчетные значения параметров движения в конце участка разгона должны быть выдержаны весьма точно. Так, ошибка в скорости ракеты всего на один метр в секунду, то есть на 0,01 процента от величины полной скорости, приводит к отклонению точки встречи с Луной на 250 километров. Отклонение вектора скорости от расчетного направления на одну угловую минуту вызывает смещение точки встречи на 200 километров. Существенно влияет на положение точки встречи ракеты с поверхностью Луны также изменение координат точки выключения двигателя. Все перечисленные ошибки, а также неточность времени старта ракеты действуют в совокупности, определяя, как правило, большее отклонение точки встречи с Луной, чем отклонение от каждого фактора в отдельности.

Учитывая, что радиус Луны равен 1740 километров, для надежного попадания в Луну ошибка в скорости должна была быть не больше нескольких метров в секунду, а отклонение вектора скорости от его расчетного направления не должно было превышать одной десятой градуса. Обеспечение такой точности управления ракетой представляет собой весьма сложную задачу.

Следует отметить, что осуществление полета к Луне с территории СССР предъявляет более жесткие требования к точности работы системы управления, чем полет из районов земного шара, расположенных ближе к экватору.

Необходимость точного выдерживания расчетного времени старта связана с тем, что плоскость траектории ракеты поворачивается вместе с Землей при ее суточном вращении вокруг оси. Отклонение времени старта в 10 секунд вызывает смещение точки встречи на поверхности Луны на 200 километров. Старт космической ракеты в заранее заданный момент с точностью до нескольких секунд предъявляет серьезные требования к организации и подготовке пуска, а также к автоматической системе запуска. Запуск второй советской космической ракеты, осуществленный с такой точностью, свидетельствует о совершенстве стартовой системы и высокой надежности пусковой автоматики.

Старт второй космической ракеты осуществлен с отклонением около одной секунды от заданного момента времени.

В проблеме полета космической ракеты весьма важными были вопросы создания измерительной и расчетной службы, сложного комплекса, предназначенного для оперативного определения характеристик движения космической ракеты.

Специфическим требованием, существенно определяющим сложность всей системы измерения в целом, является требование максимально быстрого получения данных о характеристиках движения ракеты. Эти данные необходимы для вычисления целеуказаний наблюдательным и измерительным службам для расчета прогноза о движении ракеты и о точке встречи ее с поверхностью Луны.