Автоматические космические аппараты - [18]

Увеличение скорости ИСЗ заставляет его сойти с круговой орбиты, и он начинает подниматься выше. Двигаясь по орбите с увеличением расстояния от Земли, его кинетическая энергия падает, но растет потенциальная. В апогее скорость падает до минимальной, меньше, чем на круговой орбите. С этого момента ИСЗ вновь начинает приближаться к земле, увеличивая свою скорость за счет потенциальной энергии. А если повторить маневр и в апогее вновь включить двигательную установку, можно получить такое приращение скорости, чтобы орбита стала снова круговой (но уже выше первоначальной). При этом орбитальная скорость ИСЗ будет меньше первоначальной, а период обращения вокруг Земли увеличится.

Для проведения стыковки двух ИСЗ необходимо учитывать следующий парадокс. Если разгонять КА, то в итоге он будет отставать от впереди летящего с поднятием орбиты, а при торможении — догонять с понижением орбиты. Только учитывая этот парадокс и осуществляя необходимые маневры, и можно успешно осуществить стыковку двух КА.

Запуск КА для экономии энергии, как правило, производится в восточном направлении, так как вращение Земли дает добавочную скорость. В районе экватора линейная скорость движения от вращения Земли составляет почти 500 м/с. Следовательно, при запуске ИСЗ достаточно сообщить ему скорость 7,4 км/с и он выйдет на орбиту, так как недостающие 0,5 км/с ему сообщит Земля. Только при запуске на полярную орбиту выигрыша никакого нет: ИСЗ надо разгонять до первой космической скорости — 7,9 км/с. При запуске на экваторе в западном направлении вращение Земли препятствует запуску и требует дополнительно энергии для вывода ИСЗ на орбиту.

Для проведения успешной стыковки двух КА их орбиты должны строго лежать в одной плоскости. Если орбиты находились бы в разных плоскостях, то изменение плоскости орбиты одного из них было бы энергетически невыгодным. А без изменения плоскости орбиты стыковка становится невозможной. Образно это можно представить так. На совершенно ровной местности, где отсутствуют характерные ориентиры (например, в плоской пустыне), проложены две дороги, пересекающиеся под углом друг к другу. По дорогам с одинаковой скоростью и на одинаковом расстоянии от точки пересечения мчатся к ней два автомобиля. В окно одного из них смотрит пассажир, но оно так ограничивает кругозор, что пассажир видит только небо и верхнюю часть второго автомобиля. Так как автомобили движутся с одинаковой скоростью, то для наблюдателя скорость движения по дороге не ощущается, а видно только, как с каждой секундой второй автомобиль оказывается все ближе и ближе.

Аналогично и для ИСЗ: если они движутся по одинаковым орбитам с углом наклонения между ними всего 1°, то максимальное удаление друг от друга более, 110 км (ведь на Земле дуге в 1° соответствует расстоянию 111 км). В течение одного витка они дважды расходятся и дважды их орбиты пересекаются. На низкой орбите высотой 200–250 км время оборота около 90 мин и скорость сближения легко подсчитать. От максимального расстояния между ИСЗ до их сближения четверть витка, т. е. около 23 мин, и за это время путь сближения составляет около 115 км. Следовательно, скорость подлета ИСЗ друг к другу 5 км/мин, или более 80 м/с, и удар при таких скоростях катастрофичен.

Межпланетные станции, отправляющиеся в длительное путешествие для изучения далеких планет, могуг стартовать только в определенные периоды времени. Это вызвано тем, что все планеты (в том числе и Земля) вращаются вокруг Солнца с разными периодами обращения и на разных расстояниях от центрального светила. Сближение планет (так называемые противостояния) происходит в разное время: например, противостояние Земли и Венеры происходит в среднем каждые 584 сут, (1 год и 7 мес.), а противостояние Земли и Марса — 780,4 сут (2 года и 2 мес.).

Наш естественный спутник, Луна, обращается вокруг Земли с периодом 27 сут, а период смены ее фаз или синодический период, составляет 29,5 сут. Практически Луна находится почти всегда на одинаковом расстоянии от Земли — 384 тыс. км. (Луна движется по эллипсу с апогеем 407 тыс. км и перигеем 366 тыс. км.) Принципиально запуск ракеты для достижения Луны возможен в любые сутки, т. е. при любом положении Луны на орбите вокруг Земли. Однако расчеты показывают, что энергетически выгоднее проводить запуск с земной поверхности в определенные астрономические сроки.

Известно, что плоскость орбиты Луны наклонена к плоскости земного экватора. Поэтому при ее движении по орбите все время меняется склонение Луны, т. е. угол, составленный направлением от центра Земли к Луне с плоскостью земного экватора. В связи с этим с территории Советского Союза энергетически выгодно осуществлять запуски тогда, когда Луна находится вблизи точки своей орбиты с минимальным склонением. В этом случае на участке разгона ракета будет двитаться с наименьшим углом к земной поверхности и потери скорости вследствие притяжения Земли будут минимальными (а это обеспечит посылку на Луну максимального груза).

Необходимо также учитывать и условия работы системы ориентации. Для проведения коррекции траектории полета система ориентации в качестве опорных светил использует Солнце и Землю, а при торможении — и Луну. Для нормальной работы системы эти светила должны быть относительно станции разнесены в стороны: приближение Луны или Земли к линии визирования на Солнце увеличивает риск выхода из строя земных или лунных оптических датчиков вследствие засветки их Солнцем.