Обитаемые космические станции - Игорь Бубнов

Управление ракетой на первом этапе производится наземным командным пунктом, с которого в зависимости от отклонений в траектории ракеты и колебаний ее положений в пространстве подаются сигналы на органы управления. В начальной стадии полета, в плотных слоях атмосферы, ими являются аэродинамические стабилизаторы, а затем рули в струе пламени двигателей (газовые рули). Управление возможно также отклонением самих струй газа в результате поворота двигателей или их сопел с помощью шарниров (верньерные двигатели) а также другими специальными методами.

Рис. 17. Условия встречи при запуске ракеты в плоскости ОКС: 1 — баллистическая траектория; 2 — орбита ОКС; 3 — траектории ракеты; 4 — область встречи; 5 — область старта

В конце выведения ракета может иметь скорость V0 меньше первой космической. Тогда ее траектория, называемая баллистической, замкнется на поверхности Земли (рис 17) В случае когда скорость V0 больше или равна первой космической, ракета будет двигаться по замкнутому эллипсу или по кругу как частному случаю эллипса. Если траектория ракеты касается орбиты ОКС, не пересекая ее, то встреча возможна лишь в точке касания. Но орбита ОКС может и пересекаться с траекторией полета ракеты. Тогда, если рассматривать орбиты, сильно отличающиеся друг от друга, встреча возможна в одной из двух точек пересечения. В любом случае в точке встречи ракета должна получить соответствующее по величине и направлению приращение скорости, чтобы перейти на орбиту ОКС.

Рассмотрим условия встречи в случае, когда траектория ракеты и орбита станции пересекаются.

Представим себе, что станция движется по круговой орбите с высотой R (см. рис. 17). Ракета, получившая скорость V0, движется по эллипсу с высотой апогея Ra, большей R (Ra зависит от высоты перигея Rn и скорости V0). Эллипс пересекает орбиту ОКС в двух точках т и n, в каждой из которых возможна встреча ракеты с ОКС. В момент встречи в точках m и n скорость ракеты отличается как по величине, так и по направлению от скорости цели. Потребуется импульс тяги, уравнивающий эти величины. Возможность перехода на орбиту ОКС в точках m и n зависит от величины этой тяги, т. е. от возможного приращения скорости v в точке перехода.

Вся сложность в том, что встреча в точке пересечения произойдет, если точно выдержано время отсечки двигателей ракеты по отношению к положению станции на орбите в момент отсечки. Из рис. 17 видно, что встреча в точке m произойдет, если в момент выхода на орбиту ракеты ОКС находится в точке т'. Соответственно встреча в точке n гарантируется, если ОКС в момент выхода ракеты на орбиту находится в точке n'. Область m-n называется областью встречи, область т'-n' — областью старта. Очевидно, что величины этих областей зависят не только от параметров орбиты, но и от мощности ракеты.

Подсчитано, что если характеристическая скорость ракеты, т. е. сумма скоростей V0 и v, составляет около 8,2 км/сек, то область старта простирается от -7,4 до + 6,1°, т. е. всего на 13,5°, что при невысоких орбитах (при Rп в несколько сот километров) соответствует времени полета ОКС 3–4 мин. В этом узком интервале и должен состояться старт ракеты. Чем больше характеристическая скорость ракеты, тем больше области старта и встречи и временной интервал старта. Но если учесть, что каждые 0,1 км/сек для современных многоступенчатых ракет в момент выхода на орбиту — это несколько тонн топлива, взятого на Земле, то становится очевидным недостаток такой схемы встречи.

Здесь следует учесть еще следующее. Практически не любая по величине характеристическая скорость создает благоприятные условия для перехода на орбиту ОКС. Если Ra значительно больше R, то переход в точке пересечения орбиты с траекторией весьма затруднен из-за очень большой потребной тяги и сложности управления.

Более удобен другой способ осуществления полета для встречи. Ракета выходит на орбиту ожидания, компланарную орбите ОКС (т. е. лежащую в той же плоскости), которая может разместиться внутри или вне орбиты цели. В этом случае значительно упростятся требования к точности времени старта по сравнению с предыдущим способом. Из-за разности периодов обращения ракеты и станции с каждым витком угловое расстояние между ними будет сокращаться. По достижении некоторого момента производится перевод ракеты с орбиты ожидания на орбиту ОKC. При этом переход с орбиты с большей высотой производится за счет дополнительного тормозного импульса скорости, а переход с нижележащей орбиты — за счет импульса ускорения (рис. 18).

Переход между круговыми орбитами осуществляется по траектории с минимальной затратой энергии — по так называемому эллипсу Гомана. В точке встречи ракете понадобится лишь небольшой импульс тяги, так как разность скоростей ракеты и ОКС будет невелика. Время сближения при этом равно половине периода обращения станции.

Рис. 18. Переход ракеты с орбиты ожидания на орбиту ОКС: 1 — орбита станции; 2 — низкая орбита ожидания; 3 — высокая орбита ожидания; 4 — эллипсы Гомана

Большие энергетические преимущества дает метод совмещения (рис. 19). Состоит он в следующем. Орбита ожидания ракеты касается орбиты ОКС (считаем их компланарными) в апогее или перигее. На орбите ракета получает лишь небольшие импульсы коррекции, чтобы между периодами обращения обоих космических тел было нужное соотношение. Движение по разным орбитам происходит до практического совмещения ракеты с ОКС в точке касания орбит. На это понадобится несколько витков вокруг Земли. В момент совмещения ракета получит дополнительную скорость, переводящую ее на орбиту ОКС.

Рис. 19. Встреча на орбите по методу совмещения: 1 — орбита ОКС; 2 — орбита ракеты; 3 — траектория выведения

Теперь коротко расскажем о других этапах встречи. На третьем этапе, т. е. при сближении, должны быть скомпенсированы все ошибки выведения и траекторного движения ракеты, а расстояние до ОКС и относительная скорость перемещения ракеты уменьшены почти до нуля. В общем случае величина поправок зависит от взаимного положения ракеты и станции, угловой скорости линии визирования (т. е. слежения за целью) и относительной скорости сближения. Поправки будут реализовываться специальными двигателями небольшой тяги. Эти двигатели должны давать приращение скорости вдоль линии визирования или нормально к ней. На ракете должны быть установлены специальные радиолокационные, оптические или инфракрасные чувствительные элементы — датчики расстояния, скорости, ускорения и угловой скорости вращения линии визирования. При сближении они будут непрерывно измерять относительную скорость и определять взаимное положение ракеты и станции. Специальные бортовые счетно-решающие устройства будут вырабатывать необходимые данные для маневра. Конечной целью автоматического управления будет уменьшение расстояния между объектами до нескольких десятков метров и относительной скорости — до нескольких метров в секунду.

Рис. 20. Траектории сближения ракеты с целью: I — с помощью импульсных двигателей постоянной тяги; II — с помощью двигателей регулируемой тяги; III — траектория с минимальным расхода топлива

Существует несколько схем реализации задачи сближения. На графике рис. 20 нанесены две линии разных Ускорении ракеты и показаны некоторые траектории сближения. Траектория I обозначает движение ракеты c помощью двигателей постоянной тяги, включаемых импульсно. Сначала ракета движется свободно по траектории с выключенным двигателем. По достижении определенной точки после захвата станции радиолокатором Двигатель включается (точка 1) и ракета идет на сближение с ОКС с уменьшением скорости сближения. Через несколько секунд ракета достигнет второй линии в точке 2. При этом расстояние до цели (ОКС) и скорость сближения уменьшились. В этой точке двигатель выключается, и ракета вновь продолжает движение с постоянной скоростью. В точке 3 ракета снова получает ускорение, и так несколько раз до полного совмещения с ОКС. Чем ближе расположены линии включения и выключения двигателей, тем чаще происходят переключения.

Значительно удобнее было бы применить двигатель с регулируемой тягой (траектория II). Тогда после включения двигателя расстояние и скорость ракеты будут плавно уменьшаться при постоянном ускорении вплоть до встречи с ОКС.

На график нанесена также траектория III, при которой расход топлива является минимальным. В этом случае сначала сводятся к нулю все относительные скорости, кроме, конечно, небольшой поступательной скорости ракеты вдоль линии визирования по направлению к ОКС. Время маневра здесь увеличивается.