Старт к Луне

Если бы Луна в своем движении вокруг Земли точно проходила бы над точкой старта ракеты, то можно было бы стартовать вверх без всякого искривления траектории на участке работы двигателя и в последующем полете встретиться в заданное время с Луной. Однако даже при самых благоприятных условиях Луна никогда не попадет в зенит над территорией СССР, поскольку ее наибольшее склонение не превышает 29°, а самая южная точка территории СССР расположена на широте 38°. Значит, если стартовая площадка расположена в полосе широт от -29° до +29° от экватора, то в принципе можно осуществить строго вертикальный старт и в последующем достичь Луны. При старте же с любой точки территории Советского Союза полет ракеты всегда будет осуществляться с искривлением ее траектории на участке работы двигателя.

Нам уже известны два способа старта к Луне: прямой старт без выхода на орбиту спутника Земли и с выходом на орбиту и последующим разгоном с нее. По первому способу к Луне отлетала автоматическая станция "Луна-2". Все последующие пуски осуществлялись с предварительным выходом на промежуточную орбиту спутника Земли. В чем преимущества и недостатки этих способов старта?

Рис. 74. Схема траектории полета к Луне при прямом старте ракеты

Рассмотрим вначале первый способ старта. Наиболее благоприятно осуществление старта к Луне в том случае, когда плоскость траектории космического аппарата совпадает с плоскостью лунной орбиты. Однако это может быть реализовано при осуществлении взлета ракеты из экваториальных районов Земли. В этом случае еще до отрыва от стартового стола ракета имеет скорость около 0,46 км/сек, которая в последующем положительно влияет на уменьшение стартового веса ракеты (об этом мы говорили ранее). Во всех иных случаях, когда старт ракеты производится со средних или полярных широт и, в частности, с территории Советского Союза, плоскость траектории прямого старта ракеты не может совпасть с плоскостью орбиты Луны. Расчет траекторий и выполнение полетов к Луне в таких условиях является более трудной задачей и влечет за собой более высокое требование к энергетическим характеристикам и точности работы системы управления космической ракеты. В этом смысле условия старта ракет с территории Советского Союза являются худшими, чем, например, в США.

Рассмотрим этот вопрос более подробно. Предположим, что старт производится из северного полушария Земли, точка А соответствует концу участка прямого выведения ракеты для полета к Луне, а Луна в момент достижения ее ракетой находится в точке Л (рис. 74). Орбита космического аппарата, проходящая через А и Л, лежит в плоскости АОЛ, где О - центр Земли. Угол между направлениями ОА и ОЛ обычно называют угловой дальностью полета и на рис. 74 он обозначен через Ф. Понятно, что величина его зависит от положения точки А, т. е. в конечном счете от местонахождения стартовой площадки на Земле, а также от положения Луны на ее орбите в момент попадания.

Определим теперь оптимальную с энергетической точки зрения траекторию полета к Луне. Предположим, что нам задано время полета к Луне (вопрос о том, из каких соображений оно устанавливается, будет рассмотрен ниже). Кроме того, нам известны высота точки А над Землей и расстояние до

Рис. 75. Оптимальная траектория полета к Луне:1 - экватор Земли; 2 - траектория полета к Луне; 3 - продолжение траектории при отсутствии Луны

Луны. Эти данные позволяют найти оптимальную в энергетическом смысле траекторию полета к Луне (рис. 75). Основная особенность этой траектории - точка А, соответствующая моменту окончания работы двигателя и началу пассивного полета к Луне, должна являться перигеем этой орбиты. Но выйти в точку А и иметь при этом строго заданную по величине и направлению скорость ракета может, стартуя только из точки а (рис. 75). Если же стартовая площадка расположена севернее точки а, то для того, чтобы после выведения ракета оказалась в перигее орбиты, необходимо также сдвинуть севернее и перигей орбиты А, т. е. выбирать даты старта, соответствующие максимальному отрицательному склонению Луны, которое не может превышать 29°. В силу последнего обстоятельства при старте с северных полигонов пассивный полет не удастся начать с перигея и он будет соответствовать некоторой точке Л, не совпадающей с перигеем. Для выведения ракеты в такого рода точку потребуются большие энергетические затраты, чем при выведении в перигей. Это объясняется тем, что в точке А′ вектор скорости космического аппарата должен быть направлен под углом (вверх) к плоскости местного горизонта, а в точке А - параллельно ему. Следовательно, здесь взлет производится по более крутой траектории, что влечет за собой увеличение потерь на преодоление сил тяжести, т. е. возрастание расхода топлива и в конечном счете снижение полезного груза ракеты.

Таким образом, при прямом старте космической ракеты со средних широт северного полушария с точки зрения энергетических затрат пуск ракеты выгодно осуществлять в период, когда Луна имеет наибольшее отрицательное склонение. В этом случае обеспечивается возможность выведения на орбиту максимального полезного груза. При старте в более ранние или более поздние сроки энергетические затраты возрастают, а возможный полезный вес уменьшается.

Отсюда становится понятной целесообразность старта по второму способу, т. е. с промежуточной орбиты спутника Земли. В этом случае космический аппарат вначале выводится на низкую орбиту спутника Земли. Обычно высота этой орбиты берется равной примерно 200 км. Затем на ней находится точка, соответствующая положению перигея перелетной орбиты, и в ней производится включение двигателя с целью разгона для полета к Луне. Промежуточная орбита как бы растянула точку Л в отрезок дуги, которая стала доступной при старте ракеты с любой точки поверхности Земли. Энергетические затраты в этом варианте старта уже не зависят от склонения Луны и поэтому склонение может выбираться произвольным образом. Если ставится задача наблюдения за полетом космического аппарата с территории Советского Союза, то старт целесообразно производить при наибольших положительных склонениях Луны.

Недостатком второй схемы старта является то, что активный участок взлета и отлета с Земли получается разрывным. Вначале космический аппарат выводится на орбиту спутника Земли, после чего двигатель отключается. Затем, спустя строго определенное время, космический аппарат необходимо снова ориентировать в пространстве и только после этого включить двигатель. Это требует дополнительных систем управления на ракете, что безусловно усложняет ее конструкцию и эксплуатацию в полете. Несмотря на это, улучшение условий старта и расширение диапазона для старта при одновременном энергетическом выигрыше привело к тому, что в настоящее время используется второй способ старта не только при полетах к Луне, но и к планетам Солнечной системы.