Пред.
След.
Макеты страниц
Распознанный текст, спецсимволы и формулы могут содержать ошибки, поэтому с корректным вариантом рекомендуем ознакомиться на отсканированных изображениях учебника выше Также, советуем воспользоваться поиском по сайту, мы уверены, что вы сможете найти больше информации по нужной Вам тематике ДЛЯ СТУДЕНТОВ И ШКОЛЬНИКОВ ЕСТЬ
ZADANIA.TO
Глава 9. ПРОЛЕТНЫЕ ОПЕРАЦИИ§ 1. Пролетная траекторияДо сих пор нас интересовали лишь такие траектории сближения с Луной, которые приводили к достижению поверхности Луны. Но для космонавтики огромный интерес представляют и такие траектории, по которым космический аппарат пролетает мимо Луны на том или ином расстоянии, испытав силу ее притяжения. Эти траектории вовсе не обязательно являются результатом «промаха» при «стрельбе» по Луне, а в большинстве случаев непосредственно удовлетворяют нуждам научных исследований или служат для осуществления сложных задач космонавтики. Рассмотрим построение пролетной траектории на конкретном примере [3.11. В некоторый момент, когда Луна находится в точке Зная величину и направление входной селеноцентрической скорости, мы можем теперь построить (рис. 82, в) селеноцентрическую траекторию внутри сферы действия, совершенно забыв (в соответствии с приближенной методикой) о притяжении Земли. Как мы знаем (§ 7 гл. 8), селеноцентрическая траектория будет обязательно представлять собой гиперболу.
Рис. 82. Пример построения пролетной траектории [3.1]: а) геоцентрическая траектория; б) треугольник скоростей в точке Поскольку в нашем случае прицельная дальность достаточно велика, вершина гиперболы оказывается над поверхностью Луны, встреча с Луной не происходит и по истечении 4,2 сут с момента старта космический аппарат снова выходит к границе сферы действия в точке В силу симметричности движения по гиперболе выходная селеноцентрическая скорость увых равна по величине входной Угол поворота а является важной характеристикой того влияния, которое притяжение Луны оказывает на пролетную траекторию. Он тем больше, чем меньше прицельная дальность и чем меньше входная селеноцентрическая скорость. Максимальное его значение соответствует пролету в непосредственной близости от лунной поверхности при минимальной входной селеноцентрической скорости (около 0,8 км/с) и составляет около 120°. Вернемся, однако, к нашему примеру. Нетрудно найти ту точку А 2 геоцентрического пространства (рис. 82, а), в которой окажется космический аппарат при выходе из сферы действия. Для этого достаточно переместить сферу действия вместе с Луной в положение, соответствующее моменту 4,2 сут, так, чтобы оси системы отсчета при этом сохранили свое направление. Представляет интерес выяснить форму геоцентрического движения между точками Далее приступим к построению геоцентрической траектории после выхода из сферы действия Луны. Для этого сначала с помощью треугольника скоростей (рис. 82, г) найдем вектор выходной геоцентрической скорости В случае, если бы выходная геоцентрическая скорость оказалась равной местной (в точке Заметим, что движение космического аппарата после выхода из сферы действия Луны оказалось бы совершенно иным, если бы вход в сферу действия произошел не слева, а справа от Луны в точке тем вход в сферу действия в точке Представляет интерес рассмотреть движение космического аппарата еще в одной, специфической, системе отсчета, а именно в системе отсчета, связанной с линией Земля — Луна и вращающейся вместе с ней. Эта система не является чем-то искусственным, а полностью соответствует точке зрения наблюдателя, находящегося на поверхности Луны.
Рис. 83. Пролетная траектория, показанная на рис. 82, в системе отсчета, вращающейся вместе с линией Земля — Луна [3.1]. В самом деле, поскольку Луна повернута к Земле одной своей стороной, ее можно считать как бы жестко насаженной на ось Земля — Луна. Лунный наблюдатель увидит сначала космический аппарат слева от Земли, но очень скоро аппарат пересечет линию Земля — Луна (пройдет по диску Земли, если лунный наблюдатель видит Землю в зените) и перейдет направо. Зная расстояние до космического аппарата, наблюдатель сможет начертить его путь. Получится траектория, изображенная на рис. 83. Обратим внимание на то, что участок этой траектории внутри сферы действия Луны заметно похож на селеноцентрическую траекторию (рис. 82, в). Это объясняется тем, что хотя наша новая система отсчета, в отличие от селеноцентрической, и вращается, но вращение это очень медленное (13,2° в сутки). Удобство рассмотрения движения во вращающейся системе отсчета станет особенно ясным далее. Интересно, что не в любую точку сферы действия Луны при полете с Земли может войти космический аппарат. Значительная часть тыльной половины сферы действия представляет собой запретную зону. Это объясняется самим фактом орбитального движения Луны. Если траектория полета к Луне близка к траектории минимальной скорости, то апогей ее находится вблизи орбиты Луны и космический аппарат, двигаясь со скоростью порядка
Наконец, отметим, что пространственная пролетная траектория строится описанным же методом, но, конечно, расчет ее оказывается более трудоемким.
|
1 |
Оглавление
|