Н. М.Иванов
Ю. И. Митяев
ПРОБЛЕМЫ
МЕЖПЛАНЕТНЫХ
ПОЛЕТОВ
Н. М. Иванов,
кандидат технических наук
Ю. И. Митяев
ПРОБЛЕМЫ
МЕЖПЛАНЕТНЫХ
ПОЛЕТОВ
ИЗДАТЕЛЬСТВО «ЗНАНИЕ*
Москва 1973
6Т6
М67
Иванов Николай Михайлович
Митяев Юрий Иванович
М67
Проблемы
«Знание», 1973.
межпланетных полетов. М.,
64 с. (Новое в жизни, науке, технике. Серия «Космо
навтика, астрономия», 6).
В брошюре рассказывается об основных теоретических и тех
нических проблемах межпланетных полетов. Описываются основ
ные схемы полетов автоматических межпланетных комплексов.
Разбираются проблемы, связанные с разработкой и созданием
космических аппаратов (КА) для исследования планет Солнеч
ной системы. Рассказывается о роли и задачах наземных и бор
товых систем навигации и управления полетом КА.
Брошюра предназначена для широкого круга читателей, ин
тересующихся проблемами межпланетных полетов и освоения
Вселенной.
2-6-5
(С) Издательство «Знание», 1973.
6Т6
Введение
Мысль о возможности использования реактивного
движения для создания космических аппаратов (КА)
была высказана К. Э. Циолковским еще в 1883 г., а в
1903 г. появилась его работа «Исследование мировых
пространств реактивными приборами». В этой книге
впервые были выведены законы движения ракеты как
тела переменной массы в поле тяготения, обоснована
возможность использования ракет для космических по
летов. В дальнейших своих работах К. Э. Циолковский
дал основы теории жидкостных ракетных двигателей
(ЖРД), наметил пути практического создания ракет,
разработал теорию составных ракет и доказал перспек
тивность их применения для исследования космическо
го пространства.
Работы Циолковского явились прочным фундамен
том, на котором развивалась космическая техника, и
тем не менее прошло около 20 лет, прежде чем нача
лось практическое использование идей великого учено
го. В 1921 г. в Москве была создана первая советская
ракетная научно-исследовательская и опытно-конструк
торская организация, получившая после переезда в Ле
нинград в 1928 г. название «Газодинамическая лабора
тория» (ГДЛ). В ней проводились интенсивные работы
по теории ракетных двигателей, были созданы и испы
таны первые отечественные ЖРД- В 1932 г. в Москве
была организована группа изучения реактивного дви
жения (ГИРД), а в конце 1933 г. ГДЛ и ГИРД были
объединены в Реактивный научно-исследовательский
институт (РНИИ), в котором продолжались широкие
исследования основных проблем ракетной техники. На
основании работ этого института в период с 1934 по
1938 г. был создан ряд экспериментальных балли
стических и крылатых ракет и проведены успешные их
испытания. В конце сороковых годов работы в области
создания баллистических ракет на базе ЖРД развер3
йулйсь с новой силой. К началу пятидесятых годов рйкеты уже были способны подниматься выше границы
атмосферы и преодолевать огромные расстояния. Раке
ты совершенствовались, их запуски пополняли сведения
о верхних слоях атмосферы, об условиях полета в без
воздушном пространстве. 4 октября 1957 г. в Советском
Союзе на орбиту был выведен первый искусственный
спутник Земли (ИСЗ) весом 83,6 кг..
Запуск этого небольшого аппарата открыл эру кос
мических исследований, ознаменовал победу человече
ства над силами тяготения.
Немногим более 15 лет прошло с запуска первого
ИСЗ, но космическая техника за этот промежуток вре
мени сделала поразительные успехи. Человек практи
чески освоил околоземное космическое пространство,
запуск спутников стал теперь обычным явлением. Авто
матические аппараты исследуют Луну, человек благо
получно высадился на ее поверхность и вернулся на
Землю, привезя с собой первые образцы грунта внезем
ного происхождения. Автоматические космические стан
ции осуществили пролет у Марса и Венеры. Создан искус
ственный спутник Марса и с его помощью получены
фотографии поверхности этой планеты. Осуществили
посадку на Венеру и Марс автоматические аппараты,
передавшие первые сведения об их атмосферах и условиях
на поверхности этих планет.
Естественно, что перечисленные достижения стали
возможными лишь благодаря успешному решению ог
ромного числа принципиально новых проблем исследова
ния космического пространства.
Запуск первого ИСЗ решил основную проблему кос
мической техники — создание достаточно мощной ра
кеты-носителя, способной сообщить искусственному те
лу первую космическую скорость — наименьшую на
чальную скорость, которую нужно сообщить телу, что
бы оно стало искусственным спутником Земли (около
8 км/сек). Создание такой ракеты-носителя потребовало
объединения усилий многих коллективов, работающих в
отраслях науки и техники, казалось бы, не имеющих
непосредственного отношения к космическим исследова
ниям. Сюда можно отнести разработку особо жаропроч
ных материалов для использования в ракетных двигате
лях, разработку и создание топлив, обеспечивающих
4
высокую эффективность работы Двигателей, разработку
и создание высокопроизводительных насосных агрегатов
и др. Немалых усилий потребовалось от конструкторов
для создания конструкций ракеты, способных при мини
мальном весе обеспечить большую прочность и жесткость
при повышенных нагрузках и вибрациях. Огромная рабо
та была проделана по созданию систем управления,
обеспечивающих заданную программу движения ракеты
на участке выведения па орбиту спутника. Для успешного
полета первого ИСЗ необходимо было создание комплек
сов с оборудованием для сборки ракеты-носителя, для
проверки правильности функционирования всех ее систем
в целом, заправки и осуществления запуска.
Создание самого ИСЗ требовало проведения работ
по обеспечению надежного функционирования всех его
систем в условиях космического полета. Для наблюде
ния за полетом спутника на орбите необходимо было ре
шить вопросы связи ИСЗ с наземными пунктами наблю
дения, разработать методы проведения измерений пара
метров его движения и обработки этих измерений для
определения фактической орбиты аппарата. Лишь комп
лексное решение всех этих проблем обеспечило успеш
ный запуск первого ИСЗ.
Создание первого спутника ни в коей мере не явля
лось самоцелью, а было лишь первым шагом в освоении
космического пространства. Необходимо было продол
жать совершенствовать космическую технику, для того
чтобы от экспериментального аппарата перейти к созда
нию новых, более совершенных КА, способных проводить
широкие исследования в космическом пространстве, осу
ществить полет к Луне и планетам. Этот этап развития
космических исследований выдвинул перед разработчи
ками космической техники новые сложные проблемы.
Уже при полетах к Луне КА необходимо было сообщить
скорость порядка 11 км[сек, а это требовало более мощ
ных средств для разгона аппаратов. Эта задача была
блестяще решена, и уже в 1969 г. на траекторию полета
к Луне была выведена первая автоматическая межпла
нетная станция (АМС) «Луна-1», совершившая полет
вблизи Луны и ставшая затем первой искусственной пла
нетой. Затем, в том же году, был осуществлен запуск
АМС «Лупа-2», доставившей на поверхность нашего
5
естественного спутника вымпел с Гербом СССР, и АМС
«Луна-3», пролетевшей на расстоянии 6200 км от Луны и
впервые передавшей на Землю фотографию ее обратной
стороны.
Полеты АМС к Луне стали ноной качественной сту
пенью в развитии космической техники и потребовали
решения ряда принципиально новых задач, являющихся
следствием специфики такого рода полетов. При осуще
ствлении перелета АМС к Луне необходимо решить воп
рос не только разгона КА до заданной скорости, но и
обеспечить условия попадания его в Луну или пролета
на заданном расстоянии от ее поверхности.
Луна обращается вокруг Земли по почти круговой
орбите радиусом ~ 384 400 км, а диаметр Луны равен
« 3470 км. Задача попадания в столь малую «мишень»
на столь большом расстоянии сопряжена с огромными
трудностями. Сложность ее решения усугубляется не
точным знанием параметров орбиты Луны из астрономи
ческих наблюдений и дополнительными ошибками, не
избежными из-за имеющихся неточностей в системе уп
равления выведением КА на участке разгона. В силу
этого к неточному знанию орбиты Луны добавляются
неточности знания фактической траектории движения
АМС. Поэтому для обеспечения заданных условий про
лета у Луны создатели АМС пошли по пути установки
на борту КА радиотехнических систем, с помощью кото
рых стало возможным проведение измерений фактиче
ских параметров траектории движения станции. На ос
новании этой информации, принимаемой и обрабатыва
емой в наземных центрах управления полетом АМС, вы
числяются поправки, которые необходимо внести в фак
тические параметры траектории движения АМС. Эти
поправки передаются на борт станции, и траектория ее
движения исправляется с помощью специальных коррек
тирующих двигателей. Проведение нескольких сеансов
измерений и коррекций позволяет обеспечить заданные
условия пролета АМС у Лупы.
Решение вопросов наведения АМС путем коррекции
естественно усложнило конструкцию самой станции, но
эта мера является необходимой, так как в противном
случае решение задачи достижения Луны и ее исследо
вания стало бы вообще невозможным.
Создание корректирующих двигателей также явилось
6
новой сложной задачей. При их разработке пришлось
столкнуться с исследованием вопросов, связанных с
проблемой многократного запуска ЖРД в пустоте и не
весомости.
Принципиально по-новому пришлось решать вопросы
связи АМС с наземными пунктами. Из-за больших рас
стояний от пунктов наблюдения до КА необходимо было
перейти на остронаправленные антенны, так как только
в этом случае можно наладить надежную связь АМС с
Землей при ограниченной мощности бортовых передат
чиков. Наличие на борту АМС остронаправленной антен
ны и необходимость проведения коррекций траектории
движения поставили перед создателями станции вопрос
о необходимости оснащения АМС системами ориентации
и стабилизации. По-новому пришлось решать вопрос
обеспечения АМС электроэнергией. Если аппаратура
первых спутников питалась от химических батарей, уста
новленных на борту, то при полетах к Луне стала необ
ходимой установка солнечных батарей, преобразующих
энергию излучения Солнца в электрическую энергию.
Эта мера была вызвана, с одной стороны, возросшим по
треблением электроэнергии на борту (из-за установки
новых систем) и, с другой стороны, дефицитом веса.
Еще большее число проблем возникло перед создателя
ми космической техники при разработке искусственных
спутников Луны и аппаратов, совершающих мягкую по
садку и передвигающихся по поверхности Луны.
Осуществление межпланетных перелетов явилось но
вым, еще более сложным этапом в развитии космической
техники. Огромные удаления планет от Земли и тот
факт, что и Земля, и планеты движутся вокруг Солнца,
причем каждая по своей орбите, делают межпланетные
перелеты крайне сложной задачей.
Предлагаемая читателю брошюра посвящена изло
жению основных проблем, связанных с полетами авто
матических станций — исследователей планет Солнеч
ной системы.
7
Энергетические проблемы
межпланетных полетов
Солнечная система
Прежде чем перейти к изложению основных проб
лем, связанных с межпланетными перелетами, приведем
краткие сведения о Солнечной системе. Наша Солнечная
система находится в одной из более чем 100 миллионов
галактик, известных в настоящее время. Наша Галакти
ка (в отличие от всех остальных ее принято писать с
большой буквы) в общем-то обычная, типичная галак
тика. По форме опа напоминает линзу. Диаметр Галак
тики 85 000 световых лет. Она .неоднородна и состоит из
отдельных звезд различного типа, звездных скоплений и
ассоциаций, газовых и пылевых туманностей, облаков
межзвездного газа, рассеянной космической пыли и
очень разреженной газовой среды. Галактика вращается
вокруг оси. перпендикулярной ее плоскости, но не так,
как вращается твердое тело. Движение звезд в Галак
тике напоминает движение .планет вокруг Солнца: с уда
лением от центра вращения движение замедляется.
Солнце удалено от центра Галактики на расстоянии око
ло 23 500 световых лет и движется вокруг ядра со ско
ростью около 230 км/сек, совершая полный оборот при
мерно за 190 млн. лет. В Галактике около 120- 109 звезд.
Но вот планетная система нам известна пока лишь од
на — наша Солнечная система. В последнее время астро
номы получили косвенные данные о существовании воз
ле нескольких звезд массивных спутников. Но это все
предположения, так как наблюдать планеты других
звезд мы пока не можем.
Помимо Солнца, в состав Солнечной системы входят
9 планет, более 1500 астероидов, 31 естественный спут
ник планет и очень большое количество комет и мете
оритов. Межпланетный газ, состоящий главным обра
зом из ионизированного водорода, гелия и свободных
электронов, распределен в очень разреженном состоянии
по всей Солнечной системе. Все тела Солнечной системы
движутся вокруг Солнца.
При рассмотрении истинных движений следует раз
личать поступательное, или орбитальное, движение пла
неты, рассматриваемой как материальная точка, с мас
сой, сосредоточенной в ее центре тяжести, и вращатель
ное движение относительно оси, проходящей через центр
тяжести планеты. Путь планеты или какого-нибудь дру
гого небесного тела в пространстве называется орбитой.
Орбитальным движением планет управляют силы вза
имного притяжения между Солнцем и планетами. Сог
ласно закону всемирного тяготения каждая материаль
ная частица притягивает другую материальную частицу
с силой, пропорциональной произведению масс обеих
частиц и обратно пропорциональной квадрату расстоя
ния между ними.
Закон всемирного тяготения позволил объяснить с ис
ключительной точностью все особенности в движении
небесных тел за исключением одного случая. Орбита
планеты Меркурий отличается от эллиптической на
очень небольшую и необъяснимую законом всемирного
тяготения величину — ближайшая к Солнцу точка на
орбите Меркурия смещается приблизительно на 0,4 сек
дуги в год.
В начале XX века А. Эйнштейн установил, что ньюто
новский закон не пригоден для описания взаимодейст
вия тел, движущихся с большими скоростями и в случае
сильных полей, тяготения. Эйнштейн переформулировал
закон тяготения на основе разработанной им общей тео
рии относительности. Согласно этой теории тяготение
есть проявление кривизны пространства и времени, а
кривизна определяется материей, заполняющей Вселен
ную. В результате эйнштейновская теория объяснила
эффект с Меркурием, показав, что солнечное тяготение
на близких расстояниях от Солнца не совпадает с тем,
которое должно быть по закону Ньютона. Вместе с тем
интересно отметить, что если в настоящее время нам из
вестны закономерности взаимного притяжения небесных
тел, то природа сил тяготения и по сей день остается во
многом неясной. Ньютоновская теория тяготения вполне
приемлема для первоначального изучения законов дви
жения планет в пространстве. Этими задачами зани
мается небесная механика. В Солнечной системе глав
ным действующим «лицом» является Солнце, сила тяго
тения которого является доминирующей силой, управ9
ляющеп орбитальным движением планет. Это Движение
достаточно точно соответствует математическому реше
нию задачи о движении двух небесных тел под действи
ем взаимного притяжения по закону Ньютона (ньюто
новская задача двух тел). Орбитальное движение пла
нет удовлетворяет довольно точно законам, открытым
И. Кеплером:
1. В своем движении вокруг Солнца планета описы
вает эллипс, в одном из фокусов которого нахо
дится Солнце.
2. Прямая линия, соединяющая центр планеты и
Солнца (радиус-вектор планеты), описывает в
равные промежутки времени равные площади.
3. Квадраты времен обращения каких-либо двух пла
нет вокруг Солнца относятся между собой как ку
бы больших полуосей их эллиптических орбит.
Положение орбиты какого-либо тела в пространстве
определяется шестью независимыми величинами, назы
ваемыми элементами орбиты. Они определяют положе
ние плоскости орбиты, ориентацию орбиты в плоскости и
форму орбиты. Обычно в качестве опорного направления
в космическом пространстве принимают направление
Солнце — Земля в день 21 марта — это так называ
емая линия весеннего равноденствия. Эта линия направ
лена в некоторую точку созвездия Овна — точку весен
него равноденствия. За основную плоскость принимают
плоскость эклиптики, приблизительно совпадающую с
плоскостью орбиты Земли. Положение плоскости орбиты
определяется двумя элементами: I — наклонением орби
ты — углом между плоскостью эклиптики и плоскостью
орбиты; П — долготой восходящего узла (угол в пло
скости эклиптики между линией весеннего равноденст
вия и линией восходящего узла, определяемой как линия
пересечения плоскости орбиты с плоскостью эклиптики
при переходе -из южной полусферы в северную). Два
других элемента определяют форму орбиты: е — экс
центриситет характеризует отличие орбиты от круговой
и 2а — большая ось орбиты. Эксцентриситет круговой
орбиты равен 0, параболической — 1; для эллиптиче
ских орбит 0.о
