§ 5. Маневрирование на пролетных траекториях
Если на борту аппарата, пролетевшего сферу действия Луны, находится двигатель, то представляются дополнительные возможности для улучшения его траектории или для его перевода на совершенно новую орбиту. До сих пор мы такой возможности не учитывали; поэтому некоторые операции казались совершенно неосуществимыми на практике, хотя и красиво выглядели на бумаге. Между тем с помощью корректирующей двигательной установки могут быть выправлены траектории, требующие невероятно высокой точности осуществления начальных условий полета. В частности, не видно причин, почему бы, например, если это будет сочтено необходимым, не был осуществлен периодический облет Луны: коррекции могут компенсировать и начальные ошибки, и солнечные возмущения, и эллиптичность орбиты Луны. Ценой будет нарушение строгой симметрии траектории, но ведь симметрия — не самоцель.
Космические аппараты уже давно снабжаются корректирующими двигательными установками, которые доказали свою эффективность. Мы выше отмечали трудности специального облета Луны в плоском варианте. Между тем такой пространственный маневр уже неоднократно совершался во время полетов советских космических аппаратов «Зонд-5-8», облетавших в 1968-1970 гг. Луну и совершавших затем пологий вход в земную атмосферу. При этом траектория корректировалась как до, так и после облета Луны (об этих экспериментах см. подробности в § 3 гл. 11).
В § 3 гл. 5 мы говорили о выгодности «перехода через бесконечность» при запуске стационарного спутника с высоких широт (характерных для стартовых площадок Советского Союза). Нельзя ли использовать Луну в качестве средства, во-первых, убыстрения всей операции (вместо того, чтобы добираться до бесконечности, космический аппарат «по дороге» перехватывается Луной и поворачивается назад) и, во-вторых, экономии топлива на маневры при сходе с начальной орбиты и выходе на орбиту стационарного спутника? Точный расчет показывает, что можно.
На рис. 92 [3.15] показана траектория облета Луны в проекции на плоскость экватора Земли. Космический аппарат стартует с орбиты радиуса 
и огибает Луну через 3,9 сут, когда она проходит экваториальную плоскость. После облета аппарат уже движется в экваториальной плоскости. Геоцентрическая траектория после облета рассчитывается так, чтобы ее перигейное расстояние равнялось радиусу стационарной орбиты. При достижении перигея аппарату сообщается необходимый тормозной импульс.
Рис. 92 Облет Луиы с выходом на стационарную орбиту. Числовые отметки на траектории и орбите Луны указывают число суток, истекшее после старта.
Сумма двух импульсов оказывается равной 
что на 
меньше суммы импульсов в случае перехода через бесконечность. (Принималось, что облет происходит 12 мая 1969 г., когда Луна проходит восходящий узел своей орбиты на расстоянии 
от Земли, причем наклон орбиты Луны равен 
Исследование [3.15] показало, что выгода по сравнению с двух- и трехимпульсными переходами обнаруживается, если наклонение начальной орбиты больше 30°. При наклонении 50° выгода составляет 
(в зависимости от того, когда и в каком узле, восходящем или нисходящем, облетается Луна). Старт с орбиты возможен в течение суток, выпадающих дважды в сидерический месяц. Полет к Луне происходит по траектории, близкой к траектории минимальной скорости, а расстояние от Луны в момент облета составляет от 2 до 10 тыс. км.
