Межпланетная эквилибристика. Что такое трасса полета спутника
При движении по орбите, близкой к круговой, спутник вследствие сопротивления атмосферы теряет свою энергию и непрерывно спускается по спирали. Период обращения уменьшается примерно на 0,1 с за виток, что мало сказывается на результатах космической съемки в течение достаточно длительного периода. Однако высота полета постепенно уменьшается и достигает критического значения - 150 км. Ниже этой высоты КЛА без двигательной установки может существовать на орбите очень малое время. Среднее время существования картографических и ресурсных спутников на низких орбитах - 23 года.
Для расчета влияния атмосферы на движение ИСЗ существенное значение имеют форма корпуса и ориентация ИСЗ, а также плотность атмосферы.
Наиболее сложной проблемой является создание адекватной модели атмосферы, поскольку плотность атмосферы является функцией высоты полета, расположения Солнца относительно перигея орбиты, географической широты ИСЗ, солнечной активности и вращения Солнца вокруг своей оси. На плотность атмосферы влияют ее разогревание солнечным излучением, геомагнитные бури и другие факторы.
Сила сопротивления атмосферы определяется по формуле
где С D - аэрогидродинамический коэффициент сопротивления;S - сечение миделя - наибольшее поперечное сечение ИСЗ;- плотность атмосферы;v - скорость ИСЗ. Для сферыС D = 2,102,15.
Сила сопротивления не является потенциальной и ее учет в уравнениях движения значительно усложняет их решение. Действие сопротивления атмосферы приводит к вековым возмущениям таких элементов орбит как большая полуось и эксцентриситет.
Прочие возмущающие факторы - притяжение Луны, Солнца, солнечное излучение и другие - учитываются в особо точных расчетах и измерениях, например, по изучению параметров и аномалий гравитационного поля Земли.
1.4 Трасса космического летательного аппарата
Трасса полета КЛА (проекция орбиты на поверхность вращающейся Земли) может быть рассмотрена следующим образом.
Рассчитывается широта В и долготаL (географические) для ряда точек по формулам:
где J – наклонение орбиты; - начальное значение долготы восходящего узла;S (0) – звездное время в момент наблюдения спутника, выражены в градусах, то естьS (0) = 15,0411S (h) ; = 0,2506845 град·мин –1 – угловая скорость вращения Земли;t – текущее время полета;T – период обращения спутника, мин.
- прецессия узла орбиты за один оборот, вычисляется по формуле:
, (1.
где A = 2,378·10 7 градкм 2 ;p – фокальный параметр орбиты, км;
T – период обращения спутника.
Для расчета трассы задаются шагом по времени от 0,1 до 10 минут и по приведенным формулам находят координаты точек проекции. Полученные точки наносят на карту и соединяют плавной линией, которая и является трассой полета.
Обычно рассчитывают трассу только одного витка, например, первого. Трассы последующих и предыдущих витков могут быть получены путем смещения на долготу начала n -го витка
, (1.
где L 1 – долгота начала первого витка;n – номер витка;a e – большая полуось орбиты.
Расстояние L между зонами обзора с двух соседних витков определяется из выражения
где v э - линейная скорость произвольной точки, лежащей на экваторе;
B – широта места съемки.
более общий функционал, учитывающий штрафные члены, меняя состав и число корректируемых параметров на промах. Практические алгоритмы и методы описаны в Φ 3Γ . Следует отметить, что указанные ме тоды позволили создать надежные алгорит мы решения задач сближения в точной по становке и более тридцати лет используют ся на практике для проектирования и управления полетом при сближении рос сийских и советских космических кораблей «Союз» и «Прогресс» с орбитальными стан циями «Мир» и МКС.
Методы оптимизации траекторий сбли жения КА в окрестности круговых орбит с использованием многорежимных двигатель ных установок, в том числе с малой тягой, и наличием краевых условий во внутренних
лены в , где используются алгоритмы внутренней точки задач линейного про граммирования высокой размерности (десят ки сотни тысяч переменных). Основу мето дов составляют дискретизация траектории на малые сегменты, в которых допускается про ведение маневров, и введение для всех сег ментов множеств псевдоимпульсов, опреде ляющих возможные направления вектора тя ги КА. Терминальные условия представля ются в форме линейного матричного уравне ния. Матричное неравенство для сумм ха рактеристических скоростей псевдоимпуль сов на каждом сегменте используется для преобразования к форме линейного про граммирования.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Аппазов Р.Ф., Сытин О.Г. Методы про ектирования траекторий носителей и спутни ков Земли. М.: Наука, 1987. 440 с.
2. Лидов М.Л. Математическая аналогия между некоторыми оптимальными задачами коррекции траекторий и выбора состава изме рений и алгоритмы их решения // Космиче ские исследования. 1971. Т.8, № 5. С. 687.
3. Навигационное обеспечение полета ор битального комплекса «Салют 6»–«Союз»– «Прогресс» / Под ред. Б.Н. Петрова и И.К. Ба жинова М.: Наука, 1985. 376 с.
4. Улыбышев Ю.П. Оптимизация много режимных траекторий сближения с ограниче ниями // Космические исследования. 2008.
Т. 46. № 2. С. 135–147.
2.2.4. БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ ПОЛЕТА КА
Видимость КА с Земли и из космоса. Для КА, наблюдающего поверхность Земли, поле обзора представляет сферический сегмент на поверхности Земли с геоцентрическим углом Η , зависящим от высоты орбиты и минималь ного угла возвышения . Данные парамет ры связаны соотношением:
cos(Η ) |
||||||
R e ( |
||||||
где R e - экваториальный радиус Земли. Геометрия видимости представлена на
Условием видимости, например радиови димости для связи, КА для наблюдателя на по верхности Земли является его нахождение над плоскостью местного горизонта этого наблю дателя не ниже чем под некоторым минималь ным углом возвышения (см. рис. 2.2.5). Для радиотехнических систем этот угол составляет, как правило, не менее чем 3…7 .
Если размер поля обзора ограничивается максимально допустимым расстоянием 7 max , то для Η соотношение примет вид:
(R h) 2 |
||||
cos Η |
||||
2(R e h )R e |
||||
Времена начала и окончания зоны види |
||||
мости КА определяются по достижению пре дельных значений угла возвышения с исполь зованием геоцентрических координат наблю дателя R н и радиус вектора КА r :
! [(r R |
)т R ] |
7 т R |
||||||||
| r R н || R н | |
| 7 | R e |
|||||||||
Рис. 2.2.5. Геометрия видимости, - геоцен трический угол обзора, h - высота полета КА над Землей
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
Рис. 2.2.6. Взаимная видимость двух КА
Угол полураствора конуса обзора со сто роны КА равен:
Ι Η . |
|
ется над Землей (рис. 2.2.6). Для практических целей это условие обычно усиливается - ли ния визирования должна находиться над плот ными слоями атмосферы (h атм 4 100 км).
Данное условие можно представить в виде
| r 1 | sin , R з h атм , |
|||||||
(r 2 |
r1 ) |
||||||
Arccos |
|||||||
| r | | r |
|||||||
Трассы полета КА. Трасса полета КА представляет собой траекторию подспутнико вой точки на поверхности Земли. Географиче ские координаты (широта и долгота) подспут никовой точки (без учета прецессии плоскости орбиты):
Для круговых орбит размер поля обзора Η постоянен, а для эллиптических орбит изме няется в зависимости от высоты полета h .
Условие взаимной видимости двух КА - линия, соединяющая их положения располага
где i - наклонение орбиты, u - аргумент широ ты; ву - Гринвичская долгота восходящего уз ла; t - время от восходящего узла; ; з - угловая скорость вращения Земли. Здесь используется круговая функция arctg (…, …), где первый член соответствует синусу искомого угла, а второй - косинусу этого угла. Пример трассы полета МКС (круговая орбита с i 51,6 , h 400 км) приведен на рис. 2.2.7.
Рис. 2.2.7. Пример трассы полета МКС
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
Скорость движения по трассе для кру говой орбиты (аргумент широты u ; t , где ; - угловая скорость орбитального движе ния):
sini cosu |
|||||||||
1 sin2 i sin2 u |
|||||||||
cosi |
|||||||||
sin2 i sin2 u |
|||||||||
Особым случаем являются орбиты, имею щие нулевое наклонение i 0 и период, равный звездным суткам. В этом случае КА остается неподвижным относительно поверхности Зем ли. Такие КА называют геостационарными (см. п. 2.2.5).
Примеры трасс КА на различных круго вых орбитах показаны на рис. 2.2.8.
Геометрические свойства трасс на эл липтических орбитах в силу существенных
различий скорости полета КА относительно Земли носят более сложный характер, свя занный с монотонностью изменения долго ты, геодезической кривизной и характером точек самопересечения. Примеры эллипти ческих орбит с периодами T 6; 18 ч, иллю стрирующих влияние эксцентриситета ор биты на трассы КА при неизмененных ос тальных параметрах орбит, представлены на рис. 2.2.9.
Освещенность КА и Земли. Важное зна чение при анализе полета КА имеют условия его освещенности Солнцем, которые влияют на нагрев КА, оптическую аппаратуру звезд ных датчиков, эффективность работы сол нечных батарей и т.д. Характер освещенно сти зависит от взаимного положения самого КА, Солнца, Земли, а в некоторых случаях и Луны.
Геометрия образования теневых участков от Земли показана на рис. 2.2.10. С учетом гео метрических размеров Солнца и Земли разли чают собственно теневые и полутеневые участ ки. В последнем случае солнечный диск час тично закрыт Землей (рис. 2.2.11).
Полутеневые интервалы для низковысот ных и средневысотных орбит КА обычно су щественно меньше длительности самого тене вого участка, поэтому для расчетов теневых интервалов используют более простую геомет рическую интерпретацию в теневого ци линдра. Упрощенное представление тени на орбите иллюстрирует рис. 2.
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
Рис. 2.2.9. Примеры трасс эллиптических орбит
Рис. 2.2.10. Геометрия образования теневых участков от Земли:
R з - радиус Земли; R c - радиус Солнца; r c - радиус вектор Солнца; r o - радиус вектор КА; a т - граничный угол области тени; a ПT - граничный угол области полутени
Условие нахождения КА в тени можно представить в виде:
r 2 (r т e |
) 2 R |
||||
5 / 2, |
|||||
где e s - единичный вектор направления на Солнце.
Угол , (рис. 2.2.12) называют углом «Солнце – Объект – Земля». Он также опреде ляет освещенность подспутниковой точки, и
Рис. 2.2.11. Видимый солнечный диск:
а - полная освещенность; б - полутень; в - тень
при ϑΚ сответствует линии смены дня и ночи на поверхности Земли, называемой ли нией терминатора .
Плоскость орбиты КА прецессирует в инерциальном пространстве с некоторой угло вой скоростью, а видимое положение Солн ца описывается сложным движением с перио дом один год, поэтому продолжительность те невых интервалов и их положение на орбите меняются по времени полета КА. В зависимо сти от параметров самой орбиты и положения Солнца теневые участки в какие то периоды времени могут отсутствовать и в исключитель ном случае отсутствовать всегда. Последнее возможно, если скорость прецессии орбиты очень близка к угловой скорости смещения Солнца по экватору относительно инерциаль ного пространства. Этот случай соответствует солнечно синхронным орбитам (см. п. 2.2.5).
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ ПОЛЕТА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ |
|
Рис. 2.2.12. Упрощенное представление тени на орбите:
1 - КА; 2 - линия терминатора
Для орбиты МКС (наклонение i 51,6 , высота h 4 400 км) скорость прецессии узла− 5,0 ϑ сут, а средняя угловая скорость дви жения Солнца в годичном движении s 0,98 ϑ сут. Таким образом, угол между ли нией узлов орбиты КА и проекцией направле ния Солнца на экватор ежесуточно изменяется на s − 6 . Это означает, что условия ос вещенности орбиты МКС меняются с перио дичностью 4 60 суток. Пример распределения времен начала и окончания теневых интерва лов по шкале относительного времени от мо ментов прохождения восходящего узла для ор биты МКС в 2005 г. показан на рис. 2.2.13.
Угловое положение Солнца над плоско стью земного экватора также оказывает влия ние на теневые интервалы. Особенно это ярко
Рис. 2.2.13. Теневые интервалы для орбиты МКС в 2005 г.
марта) и осеннего (4 22 сентября) равноденст вий Солнце находится близко к плоскости земного экватора. Поэтому все геостационар ные КА будут ежедневно иметь теневые интер валы до тех пор, пока угол возвышения s Солнца над земным экватором не превысит по абсолютной величине 4 9 . Это соответствует датам, отстоящим от дат весеннего и осеннего равноденствия на / 22…23 дня. Затенение гео стационарного КА показано на рис. 2.2.14. Ас трономическое время суток для интервала за тенения геостационарного КА зависит от его долготы, а характер изменения длительности тени - от дат и подобен для всех геостацио нарных КА (рис. 2.2.15) с максимальной дли тельностью тени 4 1h 20m .
В ряде случаев необходимо также учиты вать возможность затенения КА Луной. Гео метрия образования лунной тени показана на рис. 2.2.16.
Вероятность таких событий для орбит с большими наклонениями мала. Для геоста ционарных орбит образование теневых интер валов носит относительно регулярный харак тер и случается несколько раз в год, причем собственно теневые интервалы могут отсутст вовать, а преимущественно имеются полутене вые интервалы. Их продолжительность может достигать до 4 3…4 ч.
Географические вычисления при анализе и визуализации полета КА. Вычисления, опре деляющиеся географическим представлени
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
Рис. 2.2.14. Затенение геостационарного КА
Рис. 2.2.15. Длительность интервалов для геостационарного КА
Рис. 2.2.16. Геометрия образования лунной тени
ем различных баллистических условий (для анализа и/или визуализации полета КА), связаны с определением геоцентрических широты и долготы точки на поверхности сферической Земли, отстоящей от некоторой заданной точки А (долгота А и широта А ) на заданное геоцентрическое расстояние в направлении, определяемом азимутом. Взаимное положение двух точек на поверх ности Земли иллюстрируется на рис. 2.2.17.
Соответствующие соотношения имеют вид:
arcsin (sin |
cos cos |
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Arctg & sin sin , |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
cos A |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Η arccos; |
|||||||
arctg & sin (B A ) |
|||||||
cos A |
|||||||
Здесь используется круговая функция arctg (…, …), где первый член соответствует синусу иско мого угла, а второй - его косинусу.
Для построения поля обзора наземным измерительным пунктом на поверхности Земли для КА на круговой орбите использу ется следующий алгоритм. По высоте орби ты h КА определяется геоцентрический угол сферического сегмента Η (2.2.80). Задавая значения азимута в диапазоне от 0 до 2 используя уравнения (2.2.91) рассчитывается множество граничных точек. На рис. 2.2.18 показаны примеры полей обзоров наземных пунктов, используемых для управления по летом КА «Союз» (Москва, Уссу рийск, Колпашев, Петропавловск Камчат
Для цилиндрической модели затенения Земли мгновенное положение линии терми натора (рис. 2.2.19) определяет большой круг, у которого точка А определяет направление на Солнце. В этом случае Η /2 и координа ты граничных точек определяются соотноше
sin B cos A cos ; |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
tg (B A ) |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
sin A |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
d
s
23)
ским радиусом /2 С с использова нием соотношений (2.2.91), положив А / i , А ВУ / /2 и Η /2 С . Однако за счет вращения Земли на клон трассы к параллели будет отли чаться от наклона для малого круга на поверхности сферы. Наклон трас сы КА и граничные точки полосы об зора представлены на рис. 2.2.21. Уравнения для определения этого
Рис. 2.2.20. Полоса обзора круговой орбиты на постоянный геоцентри ческий угол С . В этом случае они могут быть определены как малые круги со сфериче Рис. 2.2.21. Наклон трассы КА и граничные точки полосы обзора Откуда определяется угол наклона трассы (см. рис. 2.2.21):
Полагая / /2 Ι ; А ; А ; и Η /2 С (, - координаты трассы КА) в (2.2.91), определяются две граничные точки полосы обзора. Для географической визуализации полета КА обычно используются цилиндрические про екции. Однако в ряде случаев более наглядным является применение других картографических проекций. Основные виды географических проекций разделяются на три типа: – цилиндрические; – конические; – азимутальные. Для каждого типа имеется множество разновидностей, различающихся степенью сжатия и преобразования различных геогра фических областей. На рис. 2.2.22–2.2.24 по казаны геометрические иллюстрации образо вания указанных типов проекций, и для срав нения представлены отображения трасс со средним наклонением i 45 и высоким на клонением i 85 (для КА на круговой орбите h − 1680 км, Т 2 ч), а также полей обзора на блюдателей на Гринвичском меридиане с ши ротами 0; 40; 80 . Цилиндрические проекции дают нагляд ное представление приэкваториальной зо ны и средних широт. Конические проекции учитывают эффект изменения длины паралле ли при изменении широты, тем самым более точно отображают площадь областей, находя
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Прежде чем осуществить старт космического корабля, ученые и конструкторы проводят вместе с космонавтами огромную подготовительную работу. Они до деталей рассчитывают программу будущего полета от старта до посадки, с учетом всех возможных неожиданных ситуаций, которые только можно представить, исходя из уровня познаний Человечества.
Затем космонавты с помощью ученых, инструкторов и специалистов изучают все операции, которые им предстоит выполнить, и тщательно отрабатывают их на тренажерах и стендах.
Чтобы представить, о чем идет рассказ, нужно разобраться хотя бы с основными формулировками и понятиями, связанными с пилотируемой космонавтикой. Вот некоторые из них.
Орбита - траектория движения космического летательного аппарата на основном участке полета.
Перигей - ближайшая к Земле точка орбиты космического аппарата.
Апогей - наиболее удаленная от Земли точка орбиты космического аппарата.
Линия апсид - линия, соединяющая точки апогея и перигея.
Восходящий узел орбиты - точка, в которой орбита пересекает плоскость экватора при переходе космического корабля из южной полусферы в северную.
Нисходящий узел орбиты - точка, в которой орбита пересекает плоскость земного экватора при переходе космического аппарата из северной полусферы в южную.
Линия узлов - линия, соединяющая восходящий и нисходящий узлы орбиты.
Наклонение орбиты - угол между плоскостью орбиты космического аппарата и плоскостью экватора.
Величина угла наклонения орбиты определяет границы географических широт, в пределах которых будет летать космический корабль. Чем больше наклонение орбиты, тем больше диапазон достижимых географических широт, но тем меньше вес выводимого на орбиту корабля. Последнее вызвано тем, что при увеличении наклона орбиты уменьшается энергия, передаваемая космическому кораблю за счет ее суточного вращения.
С полярной орбиты можно осматривать всю Землю, но для ее достижения требуются очень и очень многие энергетические затраты.
Одно и то же наклонение орбиты может быть получено при северо - восточном и юго - восточном направлении запуска ракеты - носителя. При старте с космодрома Байконур используется северо-восточное направление, так как в этом случае полет на участке выведения и непосредственно после отделения от ракеты-носителя проходит над территорией Казахстана и России. А это значит, что на наиболее ответственных участках полета наземные станции слежения и контроля могут осуществлять радио и телевизионную связь с кораблем, принимать телеметрическую информацию, более продолжительное время проводить измерения параметров орбиты.
На участке выведения от ракеты-носителя космического комплекса отделяются и падают на Землю отработавшие ступени. Выделить район для падающих частей естественно легче на собственной и дружественной территориях. Однако количество выделенных районов ограничено. Поэтому ограничены и возможные направления запусков ракет-носителей, а, следовательно, и величины угла наклонения.
Трасса выведения пролегает над малонаселенными районами и потому предполагаемый ущерб от падения обломков рассчитывается как минимальный.
Та же задача стоит перед учеными, конструкторами и при выборе возможных областей приземления возвращаемых аппаратов.
В уже выбранных районах выведения и спуска не допускают никакого строительства крупных промышленных объектов, не планируют расширение и развитие уже существующих населенных пунктов. И это понятно. Никто не хочет жить с осознанием того, что в любую минуту на голову может свалиться что-то тяжелое, от которого и убежать будет невозможно.
В СССР и теперь в России наклонение орбиты пилотируемых космических кораблей находится в пределах от 51 до 65 градусов. Большое наклонение было принято для первых космических кораблей. Затем практически была принята орбита выведения с наклонением 51,6 градуса. Но для интернациональных экипажей при автономных полетах широкий выбор угла наклона сохранялся, так как это позволяло экипажам проводить исследования природных ресурсов над территорией своих стран.
Если бы Земля была неподвижной, то есть не вращалась бы вокруг своей оси, то орбита космического корабля все время проходила бы над одними и теми же районами Земли. Однако Земля вращается не только вокруг Солнца, но и вокруг собственной оси. Вследствие этого вращения при заданном наклонении орбиты географические координаты мест, над которыми будет пролегать полет космического корабля, зависят от периода его обращения - времени одного полного оборота корабля вокруг Земли.
Эти координаты, соединенные одной линией, образуют трассу полета. Трасса каждого нового витка в пространстве точно такая же, как и предыдущего, но из-за собственного вращения Земли сдвинута к западу по долготе на угол поворота Земли относительно плоскости орбиты за период обращения. Долготное межвитковое расстояние сдвига за один оборот составляет 22,5 градуса.
Полный оборот плоскости орбиты космического корабля вокруг Земли завершается приблизительно через сутки. Можно подобрать период обращения орбиты таким, что к этому моменту корабль сделает целое число витков и его трасса совпадет с трассой предыдущих суток. То есть через сутки полета корабль может оказаться над той же точкой. Например, над точкой старта. Такие орбиты называют суточными.
Если период больше или меньше суточного, то трасса все время сдвигается по долготе соответственно к востоку или западу на величину, называемую суточным смещением трассы. Это особенно важно при полетах международных экипажей, так как каждому новому космонавту хочется получше разглядеть города и села своей страны, полностью выполнить запланированные эксперимент. Ради этого они готовы не спать несколько суток подряд. И практически всегда первую ночь никто из них не спит во время космического полета.
Некоторые объекты, правда, за время полета так и не попадают в поле зрения космонавтов. Например. На первом витке корабль проходит слева от объекта, а на следующем справа.
Через какое-то время положение нужного объекта может все-таки совпасть с трассой и даже будет в это время прекрасно освещен, но это еще не означает, что на объект не наползет сплошная облачность. И так далее и тому подобное. Космонавт может летать месяцами, но так и не увидит родной город со своей высокой орбиты.
Вследствие большой протяженности России в долготном направлении трасса полета в течение суток проходит через ее территорию 11 раз. Причем, корабль движется с юга на север, а орбита смещается с востока на запад.
Кроме того нужно помнить, что чем выше орбита полета, тем больше и период обращения.
Таким образом, изменяя период обращения (или высоту полета), можно выбрать такую орбиту, что в каждые новые сутки можно будет фотографировать и изучать все новые и новые участки поверхности Земли.
Существенную роль при планировании полета играет выбор времени старта и допустимые пределы, в которых эти временные изменения возможны. В принципе старт космического корабля может состояться в любое время суток - и днем и ночью. Это как в авиации - взлететь можно в любую погоду. Вот только для посадки необходимы вполне определенные погодные условия и пригодный район.
У космонавтов время старта полностью зависит от программы предстоящего полета. Если полет автономный и предполагается в основном дистанционное зондирование звезд, то старт возможен в любое время и основные ограничения относятся к желаемым условиям посадки в конце полета.
Если стартующему кораблю предстоит стыковка, например с орбитальной станцией, то ему необходимо стартовать (по принятой нашими учеными схемой стыковки) в момент прохождения станции над космодромом. Всякие отклонения в ту или иную сторону влекут за собой дополнительные энергозатраты для коррекции орбиты корабля после вывода его на орбиту.
Кроме того, всегда желательно, чтобы космический корабль после завершения полета приземлялся на территории Казахстана или России в светлое время суток. Это значительно облегчает процесс поиска и спасения экипажа.
Обстановка в районе Казахстана (общепринятый район посадки) по условиям освещенности повторяется через 58 суток. Так что изменение времени старта влечет за собой и ухудшение условий работы экипажа и поисковиков в самый напряженный период завершения полета, когда организм членов экипажа значительно ослаблен, и им чрезвычайно необходима помощь в первые минуты и часы после возвращения на Землю.
При изменении времени старта космического корабля и неизменном наклонении орбиты и ее периода, плоскость орбиты по отношению к Солнцу располагается по разному. Следовательно, в значительных пределах меняются условия освещенности по трассе полета и условиях научных наблюдений Земли.
При расчете времени старта космического корабля обязательно учитывается необходимость контролируемого и точного построения ориентации космического корабля на орбите непосредственно перед будущим возвращением на Землю. Ориентация корабля необходима и перед фотографированием объектов, изучением звезд и перед выполнением других задач, которые требуют приведения космического корабля перед работой в строго определенное положение в пространстве.
Подобные эксперименты также планируются задолго до полета, и четко рассчитываются по времени, так как их выполнение связано с целым комплексом многочисленных условий по взаимному расположению объектов, с динамическими процессами и многим другим.
Важное значение при планировании старта имеет высота апогея и перигея орбиты, на которую выводится космический корабль. Эти величины в течение полета не являются постоянными для любого космического аппарата. На каждом витке, особенно в перигее космический корабль задевает атмосферу и получает определенное торможение. На следующем витке трасса полета проходит еще ниже, а следовательно плотность атмосферы и ее сопротивление увеличиваются, увеличивая при этом и эффект торможения. Как только скорость космического корабля станет ниже 8 километров в секунду, он неминуемо сойдет с орбиты по длинной, растянувшейся на несколько тысяч километров параболе и устремится к Земле. Вот только рассчитать точку посадки в этих условиях чрезвычайно трудно.
С другой стороны, тормозящий эффект атмосферы на высотах ниже 150 километров не позволяет летать за счет инерции. В этих случаях нужна постоянная работа двигателей для поддержания высоты за счет увеличения скорости полета, то есть работе двигателей на разгон. Иначе космический корабль по той же параболе снова устремится к Земле.
Отсюда возникло и такое понятие как время существования космического летательного аппарата на орбите, величина которого равна временному промежутку от выведения космического аппарата на орбиту до его входа в плотные слои атмосферы в пределах 100–150 километров.
Критическим значением периода обращения космического корабля на орбите, при котором еще обеспечивается орбитальный полет, считается время 87,75 минут при высоте 170 километров. Орбита при этом круговая.
Если орбита космического корабля не круговая, а эллиптическая, то очень важным параметром, определяющим время существования, является перигей. Именно в районе этих точек корабль наиболее сильно ощущает плотность атмосферы.
При высоте перигея 100 километров корабль войдет в атмосферу через виток.
При высоте перигея 200 километров время существования корабля уже около ста дней.
При высоте перигея 500 километров время существования корабля достигает десятков лет.
Цифры параметров орбиты могут изменяться в зависимости от многих условий на конкретный момент времени. Играют роль и гравитационные силы, и магнитное поле, и влияние Солнца. Однако ученые на первых этапах пилотируемых космических полетов учитывали в основном факт аэродинамического торможения атмосферы, используя его как один из резервов безопасности полета.
Ниже приводится таблица по космическим кораблям типа «Восток» и «Восход», а также более подробные данные по полету космического корабля «Восток-3».
Из таблицы видно, что все космические корабли серии «Восток» выводились на очень низкую орбиту в перигее, обеспечивая тем самым минимально необходимое время существования на орбите. Кроме полета Юрия Гагарина, корабль которого забросили слишком высоко, так как очень старались гарантировано обеспечить ему космический полет.
Если бы Г. Титова или любого другого космонавта, стартовавшего на этих кораблях, забросили бы слишком низко, то они не смогли бы летать больше суток и не выполнили бы программу полета. Атмосфера заставила бы их корабли приземлиться раньше.
В случае же, если бы корабль при старте забросили бы слишком высоко, а тормозная двигательная установка отказала, то корабль мог бы крутиться на орбите слишком долго и имеющиеся системы жизнеобеспечения не помогли бы космонавту выжить в этом полете. Их ресурс не рассчитан на значительное увеличение продолжительности существования человека в космическом полете.
Проводя дальнейшие расчеты снижения космического корабля «Восток-3» можно узнать, когда бы он приземлился в случае отказа тормозной двигательной установки. Для этого каждый может построить график снижения и убедиться в том, что не позже чем через 10 суток корабль сел бы за счет самоторможения.
Зная, что система жизнеобеспечения «Востоков» позволяла космонавту жить на орбите до 10 суток, можно наглядно убедиться в степени безопасности полетов космонавтов на этих кораблях при условии отличной работы стартовой команды.
Система жизнеобеспечения космических кораблей США в первых полетах обеспечивала существование астронавтов на орбите до трех суток. Их корабли поднимались на орбиту не выше 160 километров, что также обеспечивало им возможность возвращения в допустимые сроки.
Да, на первых порах ученые были очень осторожны в своих решениях и пытались обеспечить максимальную безопасность космонавтов. Во всяком случае, до тех пор, пока не была полностью отработана техника стартов. Сейчас, изготовленные на заводе, космический корабль и ракета-носитель доставляются на космодром Байконур и здесь в монтажно-испытательном корпусе (МИКе) собираются в единое целое.
Длина МИКа более 100 метров, высота с пятиэтажный дом. Поэтому сборка всех основных частей комплекса корабля и ракеты осуществляется горизонтальным способом и в таком же положении на железнодорожной платформе весь комплекс в сборе доставляется на стартовую позицию, расположенную в 1,5–2 километрах.
Обычно вывоз ракеты-носителя с космическим кораблем выполняют рано утром. И будь то зимой или летом, в леденящую стужу или знойную жару, вокруг состава, забегая с разных сторон, а то и забираясь в вертолет, снимают и снимают торжественный выезд фотокорреспонденты и кинооператоры.
Сама стартовая позиция не очень большая. Квадрат железобетона с отверстием в центре для хвостовой части ракеты-носителя. Мощный установщик устанавливает ракету-носитель в вертикальное положение, и как бы вставляет в пусковую систему, жестко закрепляя в верхней и нижней частях с помощью специальных ферм. Сюда же подводятся кабельная и заправочная мачты и ферма обслуживания.
Несмотря на тщательную проверку всех систем и агрегатов в МИКе, на стартовой площадке все проверки повторяются вновь. Ведь положение ракетно-космического комплекса изменилось с горизонтального на вертикальный, что могло привести к каким то изменениям в работе систем. Да и сама транспортировка могла внести коррективы в состояние систем.
В конце проверок ракета-носитель заправляется топливом и сжатыми газами.
В бункере командного пункта запуска руководитель работ, оценив все доклады, дает команду готовить космонавтов к посадке в корабль. Начинается отсчет времени непосредственной подготовки к полету.
Космонавты на площадке задерживаются не долго. Доклад, последние приветствия, пожелания, и они скрываются в лифте, а через несколько минут выходят на связь с командным пунктом со своих рабочих мест.
Космонавты и ракетно-космический комплекс готовы к старту.
Во время старта, как и во время стыковки, космонавты, космонавты находятся в скафандрах вентиляционного типа, которые не претерпели особых изменений со времен старта Ю. Гагарина.
Нахождение в скафандре связано с повышением безопасности космонавтов в период работы на особо опасных участках полета.
Экипаж космического корабля «Восход» работал без скафандров.
П. Беляев и А. Леонов находились в скафандрах только потому, что планировался выход в открытый космос.
Все космонавты вплоть до полета космического корабля «Союз-11» летали без скафандров. Это позволяло иметь штатную численность экипажа в три человека. И только после гибели Г. Добровольского, В. Волкова и В. Пацаева эта установка была пересмотрена. Штат экипажа установили в два человека. Космонавты получили индивидуальные скафандры и дополнительные средства жизнеобеспечения на случай внезапной разгерметизации корабля.
Место для третьего космонавта осталось, но при старте учитывается каждый килограмм веса, а два скафандра и дополнительное оборудование как раз и поглотили все ресурсные запасы веса.
Лишь с появлением космического корабля «Союз-Т» весовые характеристики оборудования, построенного на приборах нового поколения, позволили снова занять место в кабине третьему члену экипажа.
Собственно скафандр представляет собой герметичный костюм, в котором воздух, необходимый для вентиляции и поддержания внутреннего избыточного давления на случай аварии, а также кислород для дыхания подаются из баллонов, расположенных на возвращаемом аппарате космического корабля.
При нормальном полете в загерметизированной кабине предохранительный щиток шлема или как его еще называют «забрало» поднят и под оболочкой скафандра нет избыточного давления. Продукты дыхания и воздух свободно выходят наружу. Вернее, во внутренний объем корабля. Как только происходит разгерметизация корабля, «забрало» шлема опускается, закрывая лицо. Создается избыточное давление заданной величины в скафандре.
Если космонавт опоздал опустить предохранительный щиток вручную или по какой либо причине не в состоянии сделать это самостоятельно, автоматическая система сама даст команду на опускание щитка при падении давления в кабине до определенного уровня.
В аварийно-спасательном скафандре, который используется космонавтами во время старта, нельзя покинуть корабль, так как он связан короткими шлангами с воздушными и кислородными баллонами, расположенными в корабле. Эти скафандры специально разработаны для размещения вместе с космонавтами в стартовых креслах.
Стартовые кресла в период космических полетов космических кораблей типа «Восток» являлись также средством спасения космонавтов в случае аварии ракеты-носителя на участке выведения. По команде космонавта или автоматики в аварийной ситуации отбрасывался выходной люк, и осуществлялось катапультирование космонавтов вместе с креслом. Право выбора способа приземления - в корабле или на парашюте - представлялось космонавту. Все они предпочли предварительное катапультирование и приземление на парашюте.
Нельзя не сказать и о той обстановке, которая по объективным и субъективным причинам складывается иногда на старте, и влияет очень существенно на психологическое состояние космонавтов.
Перед первым стартом В. Лазарева и О. Макарова на космическом корабле «Союз-12», ничто не предвещало беды, как это было при старте В. Комарова. Но психологическая напряженность все же присутствовала. Это обуславливалось тем, что предыдущий полет экипажа на космическом корабле «Союз-11» закончился трагически. Более того. Через некоторое время в космос была запущена вторая орбитальная станция «Салют-2», на которой почти сразу была обнаружена утечка газовой смеси. Работу со станцией прекратили.
Стартовать в космос после двух неудач подряд трудно, но Лазарев с Макаровым вели себя вполне профессионально и выполнили программу полета практически без замечаний.
Однако. Перед их вторым стартом, который должен был состояться 9 мая 1975 года, обстановка была уже более благоприятной. Отработала полную программу полета на орбите станция «Салют-3». Успешно начала работать станция «Салют-4», на которой отлично поработали А. Губарев и Г. Гречко. Они пробыли в космосе уже 29,5 суток.
Лазареву с Макаровым предстояло удвоить этот срок, и эта задача уже не была чем-то необычным. Тем более что американцы к этому времени продемонстрировали возможности экипажа при 84-суточном полете.
Нов том то и заключается главная и непреложная истина космического полета каждая секунда полета непредсказуема и требует от космонавтов постоянного внимания и напряженной работы. Вот и на этот раз работа началась штатно, спокойно. Первая ступень отработала нормально. Заработала четко и по программе вторая. И вот она - 261 секунда, когда должно было произойти отделение второй ступени. Однако, вместо ожидаемого отделения в корабле заревела сирена, тревожно замигало красное табло «Авария носителя». Мгновенно вступила в действие система аварийного спасения. И экипажу впервые, не по доброй воле, пришлось испытать ее работоспособность на себе, оказавшись полностью во власти спасительной автоматики. Экипаж мог только ждать.
Аварийный ракетный двигатель увел возвращаемый аппарат с экипажем в сторону, и они стремительно пошли к Земле. Перегрузки в пиковый момент достигали 20 единиц, и экипажу оставалось лишь гадать, куда их несет - на Алтай или в Китай. В Китай не хотелось.
Аварийное приземление произошло на заснеженный склон горы, Возвращаемый аппарат немного протянуло, и он остановился. В. Лазарев отстрелил одну стренгу парашюта, но со второй выполнять эту операцию не торопился. Хотя по инструкции должен был сделать это. Предполагалось, если сразу не отстрелить стренги, то при наличии сильного ветра в поле корабль могло сильно и долго таскать по местности, а это и больно и небезопасно. Но Лазарев не знал обстановки вокруг корабля и, как советовали опытные инструкторы, не торопился.
Лазарев отстрелил выходной люк и выглянул наружу. Аппарат удерживался на голом склоне горы с помощью парашюта, купол которого зацепился за одно единственное дерево. А внизу в нескольких метрах начинался обрыв. Отстрели он вторую стренгу, и вместе с аппаратом космонавты рухнули бы в пропасть.
Экипаж осторожно покинул возвращаемый аппарат, который съехал все же от их движений на несколько сантиметров вниз. Попробовали утеплиться. В снегу, который достигал высоты груди, еле собрали веток на небольшой костерок. Да и тот пришлось разжигать с помощью чистых листов, из ненужного больше никому, бортжурнала.
Авария произошла в полдень, но только к десяти вечера по Москве их обнаружил поисковый самолет, затем появился вертолет. Однако снять ни экипаж, ни возвращаемый аппарат не было никакой возможности. Им сбросили восемь посылок и лишь одну они смогли найти.
Только в пять утра пришел вертолет «МИ-8», который забрал экипаж на борт, а через несколько дней смогли эвакуировать с места приземления и возвращаемый аппарат.
Так, не начавшись, завершился этот полет, который не предвещал никаких сложностей. Космонавты впервые вместо звания Героев получили ордена, и об их старте не нашлось места в официальной космической хронике.
Но станция «Салют-4» продолжала летать, программа не отменялась, и уже через две недели в космос отправился резервный экипаж: П. Климук и В. Севастьянов. Так негаданно - нежданно оба космонавта снова оказались в космосе, спасая престиж советской космонавтики перед предстоящим в июле 1975 года советско-американским полетом, и в который раз преодолевая психологический барьер от неудачного предыдущего старта.
Только через несколько лет в хронике космических полетов старт Лазарева с Макаровым отметили как полет космического корабля «Союз-18 а».
К сказанному нужно добавить всего несколько подробностей, которые все же характеризуют и космонавтов, и тех, кто обеспечивал их полет.
Экипаж уже приземлялся аварийно в горах, а телеметристы в ЦУПе продолжали торжественно сообщать по радио в демонстрационном зале: «300-сотая секунда полета. Полет идет нормально. Параметры полета в норме».
Когда авария была обнаружена, паника была приличной. Учитывая, что возвращаемый аппарат мог приземлиться в Китае, подняли по тревоге воздушно-десантную дивизию, чтобы при необходимости блокировать место посадки, эвакуировать экипаж и самоэвакуироваться. И, слава богу, что все это не понадобилось.
А сам экипаж, когда несся по аварийной траектории, истинно «по-русски», во весь голос и по открытой связи давал характеристики всем причастным. Я мог бы процитировать их дословно, но думаю, что эту лексику знают все. Это слышал весь мир, и долго потом зарубежные командировки Лазареву и Макарову были «заказаны».
В. Лазарев так и не смог восстановить прежнюю форму после старта и в космос больше не попал. А Макаров сумел преодолеть себя и побывал в космосе еще раз.
Говорю это потому, что очень много разговоров было о том, как трудно попасть в космический полет - большая конкуренция и так далее. Все это верно, но для тех, кто идет в полет впервые. Для тех же, кто побывал в космосе, все дальнейшее во многом зависит только от него самого. Хочет в полет - попадет и довольно быстро. Не хочет - найдет повод или медицинскую болячку. Так и не слетали в космос после неудачных стыковок Зудов с Рождественским, Сарафанов с Деминым. Не смог преодолеть себя после неудачи и Н. Рукавишников.
А вот профессиональные судьбы космонавтов В. Титова и Г. Стрекалова могут быть прекрасным примером настойчивости в достижении цели. Их стрессовая ситуация тоже была связана с неудачным стартом в сентябре 1983 года, когда они не по собственной воле снова испытали аварийно-спасательную систему уже прямо на стартовом столе. Они не получили наград, о них не писала пресса. Так принято было в те времена. Они смогли преодолеть себя и в будущем снова слетать в космос.
Более того. В. Титов, отработал на станции «Мир» целый год. И именно ему, одному из первых, было доверено представлять Россию в одном из экипажей космического корабля «Шатлл» США.
Сам процесс выведения на орбиту осуществляется следующим образом. Космический корабль на стартовой позиции располагается в носовой части ракеты-носителя и закрыт защитными обтекателями. Космонавт наглухо отделен ими от внешнего мира и может судить о происходящем только по звукам и показаниям приборов. Имеется телевизионная связь.
Во время старта начинают работать двигатели первой и второй ступеней ракеты-носителя. По окончании работы первая ступень сбрасывается, а вторая продолжает работать. Третья ступень запускается после окончания работы второй ступени. После отработки третьей ступени корабль выходит на заданную орбиту и в штатном режиме начинает полет по орбите.
Во время работы двигателей растет перегрузка, которая пропадает на короткое время лишь в моменты перехода с одной ступени на другую. Космонавты ощущают эту перегрузку, сравнивая ее с ездой телеги по булыжной мостовой.
После окончательного пропадания перегрузки и наступления невесомости, которая вступает в свои права при выходе на орбиту, многие космонавты по - разному воспринимают сам процесс перехода из одного состояния в другое. Одним, кажется, что они перевернулись вверх ногами и все предметы кажутся им перевернутыми, хотя на самом деле космонавта сохраняли свое положение в креслах. Другим космонавтам кажется, что они быстро падают вниз. Возможны и различные другие варианты, Длится это состояние дезориентации недолго, и восприятие действительности, как оно есть на самом деле, восстанавливается быстро.
Однако у многих космонавтов искаженного восприятия действительности вообще не наблюдалось. И, наверное, именно люди с такой реакцией на невесомость и должны идти в космонавты. Проверяется это качество будущих космонавтов при полетах на кратковременную невесомость на самолетах, которые являются составной частью сложной и трудной подготовки космонавтов к каждому полету.
Управление ракетой-носителем на этапе выведения осуществляется автоматически. Человеку трудно в доли секунды оценить обстановку и совершить необходимые управляющие воздействия. Космонавт может лишь выдавать отдельные команды в аварийной обстановке.
С одной стороны, космонавту легче работать в таких обстоятельствах, с другой - психологически труднее. Человек привык в трудной обстановке усиленно работать, действовать и тем самым с меньшими потерями преодолевать внезапную стрессовую ситуацию.
Во время выведения космонавт находится в полулежачем положении и это связано с многочисленными экспериментами по изучению способности человека к перенесению, неизбежно присутствующих при старте, перегрузок. Причем, в случае нормального (штатного) старта космонавт испытывает перегрузку в 2–3 единицы, что для тренированного человека не представляет особых трудностей. Однако в случае возникновения аварийной ситуации, перегрузка может мгновенно возрасти до 18–20 единиц. И здесь уже обыкновенным здоровым людям не сдобровать. Требуется специальная кропотливая подготовка к встрече с подобными неблагоприятными факторами. И космонавты готовятся. Тщательно и упорно.
Способность к работе в условиях значительных перегрузок вырабатывается у космонавтов при вращении на центрифуге, которую космонавты в первое время даже называли: «чертово колесо». Однако в принципе, каждый человек, даже ребенок, испытывал на себе небольшую перегрузку незаметно для себя. Во время катания на каруселях, когда каждый с замиранием сердца ждет, что его вот-вот выбросит из кресла какая-то сила и человек инстинктивно хватается за поручни сидения, в резко ускоряющем свое движение автомобиле, автобусе, самолете при взлете. Или при резком торможении. Бывают при этом синяки и шишки, смех и даже ругань в адрес водителя транспортного средства, Но, в общем, привык народ к подобным ситуациям и не обращает на них серьезного внимания. И уж никак никто не задумывается над тем, что эти явления впрямую говорят о взаимозависимости Человека и Вселенной, об ощущениях космонавта при старте.
Космонавтам при тренировках на центрифуге создают перегрузки до 8 единиц, то есть их собственный вес в определенный момент возрастает в 8 раз. Для среднего человека с весом 60 килограмм это означает, что на его организм давит уже вес 480 килограмм. Почти пол тонны! Каждый может оценить свои возможности к подобным тренировкам.
В некоторых случаях, при проведении специальных исследований с участием космонавтов перегрузка во время вращения достигает 15 единиц. Вот почему подготовка к вращению, и само вращение для космонавтов чрезвычайно серьезное дело, не допускающее никаких отклонений от рекомендаций ученых и специалистов.
Объективно проверить физическое состояние космонавта перед тренировкой руководителям помогают достаточно разнообразные медицинские датчики и специальные приборы. Вообще же, каждый человек может сам достаточно осознанно проверить себя на воздействие небольшой перегрузки, а если точнее, то на воздействие центробежной силы. Для этого достаточно начертить на земле небольшой круг, а затем сначала медленно, а затем все быстрее начать по нему бег. Это конечно не карусель с механической тягой и до определенного момента человек практически ничего не будет ощущать. Однако увеличивая скорость бега, человек начинает чувствовать, что ему становится все труднее и труднее удержаться в пределах круга. Приходится даже наклоняться во внутреннюю сторону круга. Иначе возросшая центробежная сила неминуемо вытолкнет человека из круга. Силы его веса и силы сцепления подошв с землей уже недостаточно, чтобы уравновесить возросшую центробежную силу или попросту перегрузку, если брать эту силу в отношении к весу человека или предмета.
Перегрузка может действовать на человека в направлениях: грудь-спина, спина-грудь, голова-таз, таз-голова, слева или справа. Опыты показали, что лучше всего человек переносит перегрузку, если она действует на него в направлении грудь-спина, тело наклонено вперед на 10–15 градусов, а ноги согнуты в коленях, как бы в сидячем положении.
Именно такое положение занимают космонавты на космических кораблях при старте. Ракета стоит вертикально, а космонавт, по отношению к земле, лежит на спине под некоторым углом, в специальном кресле.
Кресло космонавта изготавливается по специальной технологии и повторяет все выступы и неровности тела космонавта. Это, как показывает опыт, в значительной мере помогает космонавтам выдерживать даже очень большие перегрузки без травм и повреждений.
Наиболее плохо человек переносит перегрузку в направлении голова-таз, и особенно в направлении таз-голова. При действии этих перегрузок уже в 2,5 единиц человек практически не может встать. Если перегрузка возрастет до 3,5 единиц, то у человека перед глазами как бы появляется серая пелена, трудно держать голову, щеки начинают отвисать, затруднено дыхание. Перегрузка в 5 единиц в течение нескольких секунд может привести к внезапной потере сознания.
Любопытно, что действие перегрузки в направлении таз-голова может быть равно нулю в тот момент, когда она уравновешивает силу земного тяготения, то есть теоретически, как бы наступает невесомость. И каждый в принципе может испытать на себе такую перегрузку с элементами воздействия невесомости - повышение кровяного давления в сосудах головного мозга. Для этого достаточно повисеть на гимнастической перекладине головой вниз или сделать стойку на голове. Чем длительнее висение или стояние, тем полнее ощущение влияния невесомости и… перегрузки в одну единицу.
Кстати. Перед стартом космонавты тренируются на наклонной доске головой вниз. Угол наклона доски регулируется постепенно, усиливая воздействие.
Элементарную центрифугу может построить каждый человек. Для этого достаточно взять веревку, привязать на один ее конец тяжелый предмет, взяться руками за другой конец веревки и вращать ее над собой. Можно с уверенностью сказать, что большинство мальчишек в детстве были конструкторами разнообразных вариантов центрифуг.
В Центре подготовки космонавтов для тренировок есть две центрифуги соответственно с плечом вращения 7 и 18 метров. При одной и той же скорости вращения центрифуга с большим плечом будет создавать и большую перегрузку.
Опыты показывают, что регулярные вращения на центрифуге значительно повышают способность человеческого организма к сопротивлению неблагоприятным воздействиям даже очень больших перегрузок. Опыт двух аварийных стартов подтвердил этот вывод.
СТАРТ Прежде чем осуществить старт космического корабля, ученые и конструкторы проводят вместе с космонавтами огромную подготовительную работу. Они до деталей рассчитывают программу будущего полета от старта до посадки, с учетом всех возможных неожиданных ситуаций,
Из книги Тайны ракетных катастроф. Плата за прорыв в космос автораГлава 33 Неудачный старт Рассказ о событиях, происшедших в сентябре 1983 года на космодроме Байконур, придется начать с апреля того же года, когда на свидание с орбитальной станцией «Салют-7» отправился космический корабль «Союз Т-8» с космонавтами Владимиром Титовым,
Из книги Крылья Сикорского автора Катышев Геннадий Иванович Из книги Пилотируемый космический полет автора Лесников Василий СергеевичСтарт Прежде чем осуществить старт космического корабля, ученые и конструкторы проводят вместе с космонавтами огромную подготовительную работу. Они до деталей рассчитывают программу будущего полета от старта до посадки, с учетом всех возможных неожиданных ситуаций,
Из книги Секреты американской космонавтики автора Железняков Александр БорисовичГлава 14 Первый старт, первая неудача Часто предыстория оказывается гораздо интереснее самих событий. Нечто подобное можно сказать и о происшествии на мысе Канаверал, когда случилась первая в истории человечества космическая авария. Само событие охватывает каких-то
Из книги Вокруг света за 280$. Интернет-бестселлер теперь на книжных полках автора Шанин ВалерийПервый старт Я наивно полагал, что мы сможем оформить все визы еще в Москве, а затем быстро-быстро пробежимся по миру и уже через год вернемся назад. Но трудности с получением виз возникли у нас еще до старта и потом продолжались всю дорогу. Именно на визы во время этого
Из книги Советские космонавты автора Ребров Михаил ФедоровичВторой старт Турфирма визы делать отказалась, а желание ехать еще оставалось. Пришлось мне самому заняться оформлением документов.В китайское посольство очередь была недели на две – народ как раз собирался на праздник 50-летия КНР. Вася Лебедев, уже побывавший прошлым
Из книги В поисках Эльдорадо автора Медведев Иван АнатольевичТретий старт Для меня кругосветка началась ранним утром в воскресенье 19 декабря 1999 года. Ровно на три месяца позже, чем планировалось. Вместо дня рождения автостопа – в день рождения Леонида Ильича Брежнева. Такой вот получился бестолковый символизм.Хлюпая по раскисшей
Из книги Берия без лжи. Кто должен каяться? автора Цквитария ЗазаКОМСОМОЛЬСКИЙ СТАРТ Валерий Федорович БыковскийЛетчик-космонавт СССР, дважды Герой Советского Союза полковник Валерий Федорович Быковский. Родился в 1934 году в городе Павловский Посад Московской области. Член КПСС. Совершил три полета в космос: первый - в 1963 году,
Из книги Армейские будни автора Коллектив авторовСтарт великой гонки 1866 года Наиболее известная, захватывающая и драматичная чайная гонка состоялась в 1866 году.Загрузившись чаем нового урожая, из китайского порта Фучжоу стартовали шестнадцать лучших английских клиперов. Экипажу победившего в состязании корабля
Из книги автораТяжелый старт Атомный шантаж Советского Союза начался на Потсдамской конференции. Эту трудную, но приятную миссию взял на себя Трумэн. 24 июля 1945 г. он «порадовал» Сталина тем, что американские ученые испытали новое оружие необычайной разрушительной силы.«Добрых
Из книги автораЮ. Грачев Старт в небо Валя Полякова сидела в палисаднике возле штаба аэроклуба. Время от времени она поглядывала на распахнутую дверь парадного подъезда, за которой час назад скрылся ее друг Сергей Саранчин. Девушка волновалась, она понимала, что в эти минуты решается
Слово космос является синонимом слова Вселенная. Часто космос разделяют несколько условно на ближний, который возможно исследовать в настоящее время при помощи искусственных спутников Земли, космических аппаратов, межпланетных станций и других средств, и дальний - все остальное, несоизмеримо большее. По сути дела, под ближним космосом понимается Солнечная система, а под дальним - необъятные просторы звезд и галактик.
Буквальный смысл слова «космонавтика», представляющего собой сочетание двух греческих слов - «плавание во Вселенной». В обычном употреблении это слово означает совокупность различных отраслей науки и техники, обеспечивающих исследование и освоение космического пространства и небесных тел с помощью космических летательных аппаратов - искусственных спутников, автоматических станций различного назначения, пилотируемых космических кораблей.
Космонавтика, или, как ее иногда называют, астронавтика, объединяет в себе полеты в космическое пространство, совокупность отраслей науки и техники, служащих для исследования и использования космического пространства в интересах нужд человечества с использованием различных космических средств. Началом космической эры человечества считается 4 октября 1957 г. - дата, когда в Советском Союзе был запущен первый искусственный спутник Земли.
Теория космических полетов, представлявших давнюю мечту человечества, превратилась в науку в результате основополагающих трудов великого русского ученого Константина Эдуардовича Циолковского. Им были изучены основные принципы баллистики ракет, предложена схема жидкостного ракетного двигателя, установлены закономерности, определяющие реактивную силу двигателя. Так же были предложены схемы космических кораблей и даны широко вошедшие сейчас в практику принципы конструирования ракет. В течение продолжительного времени, до того момента, когда идеи, формулы и чертежи энтузиастов и ученых стали в конструкторских бюро и в цехах заводов превращаться в объекты, изготовленные «в металле», теоретический фундамент космонавтики покоился на трех китах: 1) теории движения космических аппаратов; 2) ракетной технике; 3) совокупности астрономических знаний о Вселенной. Впоследствии в недрах космонавтики зародился широкий цикл новых научно-технических дисциплин, таких, как теория систем управления космическими объектами, космическая навигация, теория космических систем связи и передачи информации, космическая биология и медицина и т. д. Сейчас, когда нам трудно представить себе космонавтику без этих дисциплин, полезно вспомнить о том, что теоретические основы космонавтики закладывались К. Э. Циолковским в то время, когда производились лишь первые опыты над использованием радиоволн и радио не могло считаться средством связи в космосе.
В течение многих лет в качестве средства связи всерьез рассматривалась сигнализация с помощью лучей солнечного света, отражаемых в сторону Земли зеркалами, находящимися на борту межпланетного корабля. Сейчас, когда мы привыкли не удивляться ни прямому телевизионному репортажу с поверхности Луны, ни полученным по радио фотографиям, сделанным вблизи Юпитера или на поверхности Венеры, в это трудно поверить. Поэтому можно утверждать, что теория космической связи, несмотря на всю свою важность, не является все же главным звеном в цепи космических дисциплин. Таким главным звеном служит теория движения космических объектов. Именно ее можно считать теорией космических полетов. Специалисты, занимающиеся этой наукой, сами называют ее по-разному: прикладная небесная механика, небесная баллистика, космическая баллистика, космодинамика, механика космического полета, теория движения искусственных небесных тел. Все эти названия имеют один и тот же смысл, точно выражаемый последним термином. Космодинамика, таким образом, является частью небесной механики - науки, изучающей движение любых небесных тел, как естественных (звезды, Солнце, планеты, их спутники, кометы, метеорные тела, космическая пыль), так и искусственных (автоматические космические аппараты и пилотируемые корабли). Но есть нечто, выделяющее космодинамику из небесной механики. Родившаяся в лоне небесной механики космодинамика пользуется ее методами, но не умещается в ее традиционных рамках.
Существенное отличие прикладной небесной механики от классической заключается в том, что вторая не занимается и не может заниматься выбором орбит небесных тел, в то время как первая занимается отбором из огромного числа возможных траекторий достижения того или иного небесного тела определенной траектории, которая учитывает многочисленные, зачастую противоречивые требования. Главное требование - минимальность скорости, до которой разгоняется космический аппарат на начальном активном участке полета и соответственно минимальность массы ракеты-носителя или орбитального разгонного блока (при старте с околоземной орбиты). Это обеспечивает максимальную полезную нагрузку и, следовательно, наибольшую научную эффективность полета. Учитываются также требования простоты управления, условий радиосвязи (например, в момент захода станции за планету при ее облете), условий научных исследований (посадка на дневной или ночной стороне планеты) и т. п. Космодинамика предоставляет в распоряжение проектировщиков космической операции методы оптимального перехода с одной орбиты на другую, способы исправления траектории. В поле ее зрения находится неведомое классической небесной механике орбитальное маневрирование. Космодинамика представляет собой фундамент общей теории космического полета (подобно тому как аэродинамика представляет собой фундамент теории полета в атмосфере самолетов, вертолетов, дирижаблей и других летательных аппаратов). Эту свою роль космодинамика делит с ракетодинамикой - наукой о движении ракет. Обе науки, тесно переплетаясь, лежат в основе космической техники. Обе они являются разделами теоретической механики, которая сама представляет собой обособившийся раздел физики. Будучи точной наукой, космодинамика использует математические методы исследования и требует логически стройной системы изложения. Недаром основы небесной механики были разработаны после великих открытий Коперника, Галилея и Кеплера именно теми учеными, которые внесли величайший вклад в развитие математики и механики. Это были Ньютон, Эйлер, Клеро, Даламбер, Лагранж, Лаплас. И в настоящее время математика помогает решению задач небесной баллистики и в свою очередь получает толчок в своем развитии благодаря тем задачам, которые космодинамика перед ней ставит.
Классическая небесная механика была чисто теоретической наукой. Ее выводы находили неизменное подтверждение в данных астрономических наблюдений. Космодинамика привнесла в небесную механику эксперимент, и небесная механика впервые превратилась в экспериментальную науку, подобную в этом отношении, скажем, такому разделу механики, как аэродинамика. На смену поневоле пассивному характеру классической небесной механики пришел активный, наступательный дух небесной баллистики. Каждое новое достижение космонавтики - это вместе с тем свидетельство эффективности и точности методов космодинамики. Космодинамика делится на две части: теорию движения центра масс космического аппарата (теорию космических траекторий) и теорию движения космического аппарата относительно центра масс (теорию «вращательного движения»).
Ракетные двигатели
Основным и почти единственным средством передвижения в мировом пространстве является ракета, которая для этой цели была впервые предложена в 1903 г. К. Э. Циолковским. Законы ракетного движения представляют собой один из краеугольных камней теории космического полета.
Космонавтика обладает большим арсеналом ракетных двигательных систем, основанных на использовании различных видов энергии. Но во всех случаях ракетный двигатель осуществляет одну и ту же задачу: он тем или иным способом выбрасывает из ракеты некоторую массу, запас которой (так называемое рабочее тело) находится внутри ракеты. На выбрасываемую массу со стороны ракеты действует некоторая сила, и согласно третьему закону механики Ньютона - закону равенства действия и противодействия - такая же сила, но противоположно направленная, действует со стороны выбрасываемой массы на ракету. Эта последняя сила, приводящая ракету в движение, называется силой тяги. Интуитивно ясно, что сила тяги должна быть тем больше, чем большая масса в единицу времени выбрасывается из ракеты и чем больше скорость, которую удается сообщить выбрасываемой массе.
Простейшая схема устройства ракеты:
На данном этапе развития науки и техники существуют ракетные двигатели, основанные на разных принципах действия.
Термохимические ракетные двигатели.
Принцип действия термохимических (или просто химических) двигателей не сложен: в результате химической реакции (как правило, реакции горения) выделяется большое количество тепла и нагретые до высокой температуры продукты реакции, стремительно расширяясь, с большой скоростью истечения выбрасываются из ракеты. Химические двигатели относятся к более широкому классу тепловых (теплообменных) двигателей, в которых истечение рабочего тела осуществляется в результате его расширения посредством нагревания. Для таких двигателей скорость истечения в основном зависит от температуры расширяющихся газов и от их среднего молекулярного веса: чем больше температура и чем меньше молекулярный вес, тем больше скорость истечения. По этому принципу работают жидкостные ракетные двигатели, ракетные двигатели твердого топлива, воздушно-реактивные двигатели.
Ядерные тепловые двигатели.
Принцип действия этих двигателей почти не отличается от принципа действия химических двигателей. Разница заключается в том, что рабочее тело нагревается не за счет своей собственной химической энергии, а за счет «постороннего» тепла, выделяющегося при внутриядерной реакции. По этому принципу проектировались пульсирующие ядерные тепловые двигатели, ядерные тепловые двигатели на термоядерном синтезе, на радиоактивном распаде изотопов. Однако опасность радиоактивного заражения атмосферы и заключение договора о прекращении ядерных испытаний в атмосфере, в космосе и под водой, привели к прекращению финансирования упомянутых проектов.
Тепловые двигатели с внешним источником энергии.
Принцип их действия основан на получении энергии извне. По этому принципу проектируют гелиотермический двигатель, источником энергии которому служит Солнце. Концентрируемые с помощью зеркал солнечные лучи используются для непосредственного нагрева рабочего тела.
Электрические ракетные двигатели.
Этот обширный класс двигателей объединяет различные типы двигателей, которые очень интенсивно разрабатываются в настоящее время. Разгон рабочего тела до определенной скорости истечения производится за счет электрической энергии. Энергия получается от атомной или солнечной электростанции, находящейся на борту космического корабля (в принципе даже от химической батареи). Схемы разрабатываемых электрических двигателей чрезвычайно разнообразны. Это и электротермические двигатели, электростатические (ионные) двигатели, электромагнитные (плазменные) двигатели, электрические двигатели с забором рабочего тела из верхних слоев атмосферы.
Космические ракеты
Современная космическая ракета представляет собой сложное сооружение, состоящее из сотен тысяч и миллионов деталей, каждая из которых играет предназначенную ей роль. Но с точки зрения механики разгона ракеты до необходимой скорости всю начальную массу ракеты можно разделить на две части: 1) масса рабочего тела и 2) конечная масса, остающаяся после выброса рабочего тела. Эту последнюю часто называют «сухой» массой, так как рабочее тело в большинстве случаев представляет собой жидкое топливо. «Сухая» масса (или, если угодно, масса «пустой», без рабочего тела, ракеты) состоит из массы конструкции и массы полезной нагрузки. Под конструкцией следует понимать не только несущую конструкцию ракеты, ее оболочку и т. п., но и двигательную систему со всеми ее агрегатами, систему управления, включающую органы управления, аппаратуру навигации и связи, и т. п.,- одним словом, все то, что обеспечивает нормальный полет ракеты. Полезная нагрузка состоит из научной аппаратуры, радиотелеметрической системы, корпуса выводимого на орбиту космического аппарата, экипажа и системы жизнеобеспечения космического корабля и т. п. Полезная нагрузка - это то, без чего ракета может совершить нормальный полет.
Набору скорости ракеты благоприятствует то, что по мере истечения рабочего тела масса ракеты уменьшается, благодаря чему при неизменной тяге непрерывно растет реактивное ускорение. Но, к сожалению, ракета состоит не из одного лишь рабочего тела. По мере истечения рабочего тела освободившиеся баки, лишние части оболочки и т. д. начинают обременять ракету мертвым грузом, затрудняя ее разгон. Целесообразно в некоторые моменты отделять эти части от ракеты. Построенная таким образом ракета называется составной. Часто составная ракета состоит из самостоятельных ракет- ступеней (благодаря этому из отдельных ступеней можно составлять различные ракетные комплексы), соединенных последовательно. Но возможно и параллельное соединение ступеней, бок о бок. Наконец, существуют проекты составных ракет, в которых последняя ступень входит внутрь предыдущей, та заключена внутри предшествующей и т. д.; при этом ступени имеют общий двигатель и уже не являются самостоятельными ракетами. Существенный недостаток последней схемы заключается в том, что после отделения отработавшей ступени резко возрастает реактивное ускорение, так как двигатель остался прежним, тяга поэтому не изменилась, а разгоняемая масса ракеты резко уменьшилась. Это затрудняет точность наведения ракеты и предъявляет повышенные требования к прочности конструкции. При последовательном же соединении ступеней вновь включаемая ступень обладает меньшей тягой и ускорение не изменяется резким скачком. Пока работает первая ступень, мы можем рассматривать остальные ступени вместе с истинной полезной нагрузкой в качестве полезной нагрузки первой ступени. После отделения первой ступени начинает работать вторая ступень, которая вместе с последующими ступенями и истинной полезной нагрузкой образует самостоятельную ракету («первую субракету»). Для второй ступени все последующие ступени вместе с истинным полезным грузом играют роль собственной полезной нагрузки и т. д. Каждая субракета добавляет к уже имеющейся скорости собственную идеальную скорость, и в результате конечная идеальная скорость многоступенчатой ракеты складывается из суммы идеальных скоростей отдельных субракет.
Ракета является весьма «затратным» транспортным средством. Ракеты-носители космических аппаратов «транспортируют», главным образом, топливо, необходимое для работы их двигателей и собственную конструкцию, состоящую в основном из топливных контейнеров и двигательной установки. На долю полезной нагрузки приходится лишь малая часть (1,5-2,0%) стартовой массы ракеты.
Составная ракета позволяет более рационально использовать ресурсы за счет того, что в полете ступень, выработавшая свое топливо, отделяется, и остальное топливо ракеты не тратится на ускорение конструкции отработавшей ступени, ставшей ненужной для продолжения полета.
Варианты компоновки ракет. Слева направо:
- Одноступенчатая ракета.
- Двухступенчатая ракета с поперечным разделением.
- Двухступенчатая ракета с продольным разделением.
- Ракета с внешними топливными емкостями, отделяемыми после исчерпания топлива в них.
Конструктивно многоступенчатые ракеты выполняются c поперечным или продольным разделением ступеней.
При поперечном разделении ступени размещаются одна над другой и работают последовательно друг за другом, включаясь только после отделения предыдущей ступени. Такая схема дает возможность создавать системы, в принципе, с любым количеством ступеней. Недостаток ее заключается в том, что ресурсы последующих ступеней не могут быть использованы при работе предыдущей, являясь для нее пассивным грузом.
При продольном разделении первая ступень состоит из нескольких одинаковых ракет (на практике, от двух до восьми), располагающихся вокруг корпуса второй ступени симметрично, чтобы равнодействующая сил тяги двигателей первой ступени была направлена по оси симметрии второй, и работающих одновременно. Такая схема позволяет работать двигателю второй ступени одновременно с двигателями первой, увеличивая таким образом суммарную тягу, что особенно нужно во время работы первой ступени, когда масса ракеты максимальна. Но ракета с продольным разделением ступеней может быть только двухступенчатой.
Существует и комбинированная схема разделения - продольно-поперечная, позволяющая совместить преимущества обеих схем, при которой первая ступень разделяется со второй продольно, а разделение всех последующих ступеней происходит поперечно. Пример такого подхода - отечественный носитель "Союз".
Уникальную схему двухступенчатой ракеты с продольным разделением имеет космический корабль Спейс Шаттл, первая ступень которого состоит из двух боковых твердотопливных ускорителей, на второй ступени часть топлива содержится в баках орбитера (собственно многоразового корабля), а большая часть - в отделяемом внешнем топливном баке. Сначала двигательная установка орбитера расходует топливо из внешнего бака, а когда оно будет исчерпано, внешний бак сбрасывается и двигатели продолжают работу на том топливе, которое содержится в баках орбитера. Такая схема позволяет максимально использовать двигательную установку орбитера, которая работает на всем протяжении вывода корабля на орбиту.
При поперечном разделении ступени соединяются между собой специальными секциями - переходниками - несущими конструкциями цилиндрической или конической формы (в зависимости от соотношения диаметров ступеней), каждый из которых должен выдерживать суммарный вес всех последующих ступеней, помноженный на максимальное значение перегрузки, испытываемой ракетой на всех участках, на которых данный переходник входит в состав ракеты. При продольном разделении на корпусе второй ступени создаются силовые бандажи (передний и задний), к которым крепятся блоки первой ступени.
Элементы, соединяющие части составной ракеты, сообщают ей жесткость цельного корпуса, а при разделении ступеней должны практически мгновенно освобождать верхнюю ступень. Обычно соединение ступеней выполняется с помощью пироболтов. Пироболт - это крепежный болт, в стержне которого рядом с головкой создается полость, заполняемая бризантным взрывчатым веществом с электродетонатором. При подаче импульса тока на электродетонатор происходит взрыв, разрушающий стержень болта, в результате чего его головка отрывается. Количество взрывчатки в пироболте тщательно дозируется, чтобы, с одной стороны, гарантированно оторвать головку, а, с другой - не повредить ракету. При разделении ступеней на электродетонаторы всех пироболтов, соединяющих разделяемые части, одновременно подается импульс тока, и соединение освобождается.
Далее ступени должны быть разведены на безопасное расстояние друг от друга. (Запуск двигателя высшей ступени вблизи низшей может вызвать прогар ее топливной емкости и взрыв остатков топлива, который повредит верхнюю ступень, или дестабилизирует ее полет.) При разделении ступеней в атмосфере для их разведения может быть использована аэродинамическая сила встречного потока воздуха, а при разделении в пустоте иногда используются вспомогательные небольшие твердотопливные ракетные двигатели.
На жидкостных ракетах эти же двигатели служат и для того, чтобы «осадить» топливо в баках верхней ступени: при выключении двигателя низшей ступени ракета летит по инерции, в состоянии свободного падения, при этом жидкое топливо в баках находится во взвешенном состоянии, что может привести к сбою при запуске двигателя. Вспомогательные двигатели сообщают ступени небольшое ускорение, под действием которого топливо «оседает» на днища баков.
Увеличение числа ступеней дает положительный эффект только до определенного предела. Чем больше ступеней, тем больше суммарная масса переходников, а также двигателей, работающих лишь на одном участке полета, и, в какой-то момент, дальнейшее увеличение числа ступеней становится контрпродуктивным. В современной практике ракетостроения более четырех ступеней, как правило, не делается.
При выборе числа ступеней важное значение имеют также вопросы надежности. Пироболты и вспомогательные твердотопливные ракетные двигатели - элементы одноразового действия, проверить функционирование которых до старта ракеты невозможно. Между тем, отказ только одного пироболта может привести к аварийному завершению полета ракеты. Увеличение числа одноразовых элементов, не подлежащих проверке функционирования, снижает надежность всей ракеты в целом. Это также заставляет конструкторов воздерживаться от слишком большого количества ступеней.
Космические скорости
Чрезвычайно важно отметить, что скорость, развиваемая ракетой (а вместе с ней и всем космическим летательным аппаратом) на активном участке пути, т. е. на том сравнительно коротком участке, пока работает ракетный двигатель, должна быть достигнута очень и очень высокая.
Поместим мысленно нашу ракету в свободное пространство и включим ее двигатель. Двигатель создал тягу, ракета получила какое-то ускорение и начала набирать скорость, двигаясь по прямой линии (если сила тяги не меняет своего направления). Какую скорость приобретет ракета к моменту, когда ее масса уменьшится от начальной m 0 до конечной величины m k ? Если допустить, что скорость истечения w вещества из ракеты неизменна (это довольно точно соблюдается в современных ракетах), то ракета разовьет скорость v, выражающуюся формулой Циолковского , определяющая скорость, которую развивает летательный аппарат под воздействием тяги ракетного двигателя, неизменной по направлению, при отсутствии всех других сил:
где ln обозначает натуральный, а log - десятичный логарифмы
Скорость, вычисляемая по формуле Циолковского, характеризует энергетические ресурсы ракеты. Она называется идеальной. Мы видим, что идеальная скорость не зависит от секундного расхода массы рабочего тела, а зависит только от скорости истечения w и от числа z = m 0 /m k , называемого отношением масс или числом Циолковского.
Существует понятие так называемых космических скоростей: первой, второй и третьей. Первой космической скоростью называется такая скорость, при достижении которой тело (космический аппарат), запущенное с Земли, может стать ее спутником. Если не учитывать влияния атмосферы, то непосредственно над уровнем моря первая космическая скорость составляет 7,9 км/с и с увеличением расстояния от Земли уменьшается. На высоте 200 км от Земли она равна 7,78 км/с. Практически первая космическая скорость принимается равной 8 км/с.
Для того чтобы преодолеть притяжение Земли и превратиться, например, в спутник Солнца или достигнуть какой-нибудь другой планеты Солнечной системы, запускаемое с Земли тело (космический аппарат) должно достигнуть второй космической скорости, принимаемой равной 11,2 км/с.
Третьей космической скоростью у поверхности Земли телу (космическому аппарату) необходимо обладать в том случае, когда требуется, чтобы оно могло преодолеть притяжение Земли и Солнца и покинуть Солнечную систему. Третья космическая скорость принимается равной 16,7 км/с.
Космические скорости по своему значению огромны. Они в несколько десятков раз превышают скорость звука в воздухе. Только из этого ясно видно, какие сложные задачи стоят в области космонавтики.
Почему же космические скорости такие огромные и почему космические аппараты не падают на Землю? Действительно, странно: Солнце огромными силами тяготения удерживает около себя Землю и все другие планеты Солнечной системы, не дает им улететь в космическое пространство. Странно, казалось бы, то, что Земля около себя удерживает Луну. Между всеми телами действуют силы тяготения, но не падают планеты на Солнце потому, что находятся в движении, в этом-то и секрет.
Все падает вниз, на Землю: и капли дождя, и снежинки, и сорвавшийся с горы камень, и опрокинутая со стола чашка. А Луна? Она вращается вокруг Земли. Если бы не силы тяготения, она улетела бы по касательной к орбите, а если бы она вдруг остановилась, то упала бы на Землю. Луна, вследствие притяжения Земли, отклоняется от прямолинейного пути, все время как бы "падая" на Землю.
Движение Луны происходит по некоторой дуге, и пока действует гравитация, Луна на Землю не упадет. Так же и с Землей - если бы она остановилась, то упала бы на Солнце, но этого не произойдет по той же причине. Два вида движения - одно под действием силы тяготения, другое по инерции - складываются и в результате дают криволинейное движение.
Закон всемирного тяготения, удерживающий в равновесии Вселенную, открыл английский ученый Исаак Ньютон. Когда он опубликовал свое открытие, люди говорили, что он сошел с ума. Закон тяготения определяет не только движение Луны, Земли, но и всех небесных тел в Солнечной системе, а также искусственных спутников, орбитальных станций, межпланетных космических кораблей.
Законы Кеплера
Прежде чем рассматривать орбиты космических аппаратов, рассмотрим законы Кеплера, которые их описывают.
Иоганн Кеплер обладал чувством прекрасного. Всю свою сознательную жизнь он пытался доказать, что Солнечная система представляет собой некое мистическое произведение искусства. Сначала он пытался связать ее устройство с пятью правильными многогранниками классической древнегреческой геометрии. (Правильный многогранник - объемная фигура, все грани которой представляют собой равные между собой правильные многоугольники.) Во времена Кеплера было известно шесть планет, которые, как полагалось, помещались на вращающихся «хрустальных сферах». Кеплер утверждал, что эти сферы расположены таким образом, что между соседними сферами точно вписываются правильные многогранники. Между двумя внешними сферами - Сатурна и Юпитера - он поместил куб, вписанный во внешнюю сферу, в который, в свою очередь, вписана внутренняя сфера; между сферами Юпитера и Марса - тетраэдр (правильный четырехгранник) и т. д. Шесть сфер планет, пять вписанных между ними правильных многогранников - казалось бы, само совершенство?
Увы, сравнив свою модель с наблюдаемыми орбитами планет, Кеплер вынужден был признать, что реальное поведение небесных тел не вписывается в очерченные им стройные рамки. Единственным пережившим века результатом того юношеского порыва Кеплера стала модель Солнечной системы, собственноручно изготовленная ученым и преподнесенная в дар его патрону герцогу Фредерику фон Вюртембургу. В этом прекрасно исполненном металлическом артефакте все орбитальные сферы планет и вписанные в них правильные многогранники представляют собой не сообщающиеся между собой полые емкости, которые по праздникам предполагалось заполнять различными напитками для угощения гостей герцога.
Лишь переехав в Прагу и став ассистентом знаменитого датского астронома Тихо Браге, Кеплер натолкнулся на идеи, по-настоящему обессмертившие его имя в анналах науки. Тихо Браге всю жизнь собирал данные астрономических наблюдений и накопил огромные объемы сведений о движении планет. После его смерти они перешли в распоряжение Кеплера. Эти записи, между прочим, имели большую коммерческую ценность по тем временам, поскольку их можно было использовать для составления уточненных астрологических гороскопов (сегодня об этом разделе ранней астрономии ученые предпочитают умалчивать).
Обрабатывая результаты наблюдений Тихо Браге, Кеплер столкнулся с проблемой, которая и при наличии современных компьютеров могла бы показаться кому-то трудноразрешимой, а у Кеплера не было иного выбора, кроме как проводить все расчеты вручную. Конечно же, как и большинство астрономов его времени, Кеплер уже был знаком с гелиоцентрической системой Коперника и знал, что Земля вращается вокруг Солнца, о чем свидетельствует и вышеописанная модель Солнечной системы. Но как именно вращается Земля и другие планеты? Представим проблему следующим образом: вы находитесь на планете, которая, во-первых, вращается вокруг своей оси, а во-вторых, вращается вокруг Солнца по неизвестной вам орбите. Глядя в небо, мы видим другие планеты, которые также движутся по неизвестным нам орбитам. И задача — определить по данным наблюдений, сделанных на нашем вращающемся вокруг своей оси вокруг Солнца земном шаре, геометрию орбит и скорости движения других планет. Именно это, в конечном итоге, удалось сделать Кеплеру, после чего, на основе полученных результатов, он и вывел три своих закона!
Первый закон описывает геометрию траекторий планетарных орбит: каждая планета Солнечной системы обращается по эллипсу, в одном из фокусов которого находится Солнце. Из школьного курса геометрии - эллипс представляет собой множество точек плоскости, сумма расстояний от которых до двух фиксированных точек - фокусов - равна константе. Или иначе - представьте себе сечение боковой поверхности конуса плоскостью под углом к его основанию, не проходящей через основание, - это тоже эллипс. Первый закон Кеплера как раз и утверждает, что орбиты планет представляют собой эллипсы, в одном из фокусов которых расположено Солнце. Эксцентриситеты (степень вытянутости) орбит и их удаления от Солнца в перигелии (ближайшей к Солнцу точке) и апогелии (самой удаленной точке) у всех планет разные, но все эллиптические орбиты роднит одно - Солнце расположено в одном из двух фокусов эллипса. Проанализировав данные наблюдений Тихо Браге, Кеплер сделал вывод, что планетарные орбиты представляют собой набор вложенных эллипсов. До него это просто не приходило в голову никому из астрономов.
Историческое значение первого закона Кеплера трудно переоценить. До него астрономы считали, что планеты движутся исключительно по круговым орбитам, а если это не укладывалось в рамки наблюдений — главное круговое движение дополнялось малыми кругами, которые планеты описывали вокруг точек основной круговой орбиты. Это было прежде всего философской позицией, своего рода непреложным фактом, не подлежащим сомнению и проверке. Философы утверждали, что небесное устройство, в отличие от земного, совершенно по своей гармонии, а поскольку совершеннейшими из геометрических фигур являются окружность и сфера, значит планеты движутся по окружности. Главное, что, получив доступ к обширным данным наблюдений Тихо Браге, Иоганн Кеплер сумел перешагнуть через этот философский предрассудок, увидев, что он не соответствует фактам — подобно тому как Коперник осмелился убрать Землю из центра мироздания, столкнувшись с противоречащими стойким геоцентрическим представлениям аргументами, которые также состояли в «неправильном поведении» планет на орбитах.
Второй закон описывает изменение скорости движения планет вокруг Солнца: каждая планета движется в плоскости, проходящей через центр Солнца, причем за равные промежутки времени радиус-вектор, соединяющий Солнце и планету, описывает равные площади. Чем дальше от Солнца уводит планету эллиптическая орбита, тем медленнее движение, чем ближе к Солнцу - тем быстрее движется планета. Теперь представьте пару отрезков, соединяющих два положения планеты на орбите с фокусом эллипса, в котором расположено Солнце. Вместе с сегментом эллипса, лежащим между ними, они образуют сектор, площадь которого как раз и является той самой «площадью, которую отсекает отрезок прямой». Именно о ней говорится во втором законе. Чем ближе планета к Солнцу, тем короче отрезки. Но в этом случае, чтобы за равное время сектор покрыл равную площадь, планета должна пройти большее расстояние по орбите, а значит скорость ее движения возрастает.
В первых двух законах речь идет о специфике орбитальных траекторий отдельно взятой планеты. Третий закон Кеплера позволяет сравнить орбиты планет между собой: квадраты периодов обращения планет вокруг Солнца относятся как кубы больших полуосей орбит планет. В нем говорится, что чем дальше от Солнца находится планета, тем больше времени занимает ее полный оборот при движении по орбите и тем дольше, соответственно, длится «год» на этой планете. Сегодня мы знаем, что это обусловлено двумя факторами. Во-первых, чем дальше планета находится от Солнца, тем длиннее периметр ее орбиты. Во-вторых, с ростом расстояния от Солнца снижается и линейная скорость движения планеты.
В своих законах Кеплер просто констатировал факты, изучив и обобщив результаты наблюдений. Если бы вы спросили его, чем обусловлена эллиптичность орбит или равенство площадей секторов, он бы вам не ответил. Это просто следовало из проведенного им анализа. Если бы вы спросили его об орбитальном движении планет в других звездных системах, он также не нашел бы, что вам ответить. Ему бы пришлось начинать все сначала - накапливать данные наблюдений, затем анализировать их и стараться выявить закономерности. То есть у него просто не было бы оснований полагать, что другая планетная система подчиняется тем же законам, что и Солнечная система.
Один из величайших триумфов классической механики Ньютона как раз и заключается в том, что она дает фундаментальное обоснование законам Кеплера и утверждает их универсальность. Оказывается, законы Кеплера можно вывести из законов механики Ньютона, закона всемирного тяготения Ньютона и закона сохранения момента импульса путем строгих математических выкладок. А раз так, мы можем быть уверены, что законы Кеплера в равной мере применимы к любой планетной системе в любой точке Вселенной. Астрономы, ищущие в мировом пространстве новые планетные системы (а открыто их уже довольно много), раз за разом, как само собой разумеющееся, применяют уравнения Кеплера для расчета параметров орбит далеких планет, хотя и не могут наблюдать их непосредственно.
Третий закон Кеплера играл и играет важную роль в современной космологии. Наблюдая за далекими галактиками, астрофизики регистрируют слабые сигналы, испускаемые атомами водорода, обращающимися по очень удаленным от галактического центра орбитам - гораздо дальше, чем обычно находятся звезды. По эффекту Доплера в спектре этого излучения ученые определяют скорости вращения водородной периферии галактического диска, а по ним - и угловые скорости галактик в целом. Труды ученого, твердо поставившего нас на путь правильного понимания устройства нашей Солнечной системы, и сегодня, спустя века после его смерти, играют столь важную роль в изучении строения необъятной Вселенной.
Орбиты
Большое значение имеет расчет траекторий полета космических аппаратов, в котором должна преследоваться основная цель - максимальная экономия энергии. При расчете траектории полета космического аппарата необходимо определять наиболее выгодное время и по возможности место старта, учитывать аэродинамические эффекты, возникающие в результате взаимодействия аппарата с атмосферой Земли при старте и финише, и многое другое.
Многие современные космические аппараты, особенно с экипажем, имеют относительно малые бортовые ракетные двигатели, главное назначение которых - необходимая коррекция орбиты и осуществление торможения при посадке. При расчете траектории полета должны учитываться ее изменения, связанные с корректировкой. Большая часть траектории (собственно, вся траектория, кроме активной ее части и периодов корректировки) осуществляется с выключенными двигателями, но, конечно, под воздействием гравитационных полей небесных тел.
Траектория движения космического аппарата называется орбитой. Во время свободного полета космического аппарата, когда его бортовые реактивные двигатели выключены, движение происходит под воздействием гравитационных сил и по инерции, причем главной силой является притяжение Земли.
Если считать Землю строго сферической, а действие гравитационного поля Земли - единственной силой, то движение космического аппарата подчиняется известным законам Кеплера: оно происходит в неподвижной (в абсолютном пространстве) плоскости, проходящей через центр Земли, - плоскости орбиты; орбита имеет форму эллипса или окружности (частный случай эллипса).
Орбиты характеризуются рядом параметров - система величин, определяющих ориентацию орбиты небесного тела в пространстве, ее размеры и форму, а также положение на орбите небесного тела в некоторый фиксированный момент. Невозмущенную орбиту, по которой движение тела происходит в соответствии с законами Кеплера, определяют:
- Наклонение орбиты (i) к плоскости отсчета; может иметь значения от 0° до 180°. Наклонение меньше 90°, если для наблюдателя, находящегося в северном полюсе эклиптики или в северном полюсе мира, тело представляется движущимся против часовой стрелки, и больше 90°, если тело движется в противоположном направлении. В применении к Солнечной системе, за плоскость отсчета обычно выбирают плоскость орбиты Земли (плоскость эклиптики), для искусственных спутников Земли за плоскость отсчета обычно выбирают плоскость экватора Земли, для спутников других планет Солнечной системы за плоскость отсчета обычно выбирают плоскость экватора соответствующей планеты.
- Долгота восходящего узла (Ω) - один из основных элементов орбиты, используемых для математического описания формы орбиты и ее ориентации в пространстве. Определяет точку, в которой орбита пересекает основную плоскость в направлении с юга на север. Для тел, обращающихся вокруг Солнца, основная плоскость - эклиптика, а нулевая точка - Первая точка Овна (точка весеннего равноденствия).
- Большая полуось (а) - это половина главной оси эллипса. В астрономии характеризует среднее расстояние небесного тела от фокуса.
- Эксцентриситет - числовая характеристика конического сечения. Эксцентриситет инвариантен относительно движений плоскости и преобразований подобия и характеризует «сжатость» орбиты.
- Аргумент перицентра - определяется как угол между направлениями из притягивающего центра на восходящий узел орбиты и на перицентр (ближайшую к притягивающему центру точку орбиты спутника), или угол между линией узлов и линией апсид. Отсчитывается из притягивающего центра в направлении движения спутника, обычно выбирается в пределах 0°-360°. Для определения восходящего и нисходящего узла выбирают некоторую (так называемую базовую) плоскость, содержащую притягивающий центр. В качестве базовой обычно используют плоскость эклиптики (движение планет, комет, астероидов вокруг Солнца), плоскость экватора планеты (движение спутников вокруг планеты) и т. д.
- Средняя аномалия для тела, движущегося по невозмущенной орбите - произведение его среднего движения и интервала времени после прохождения перицентра. Таким образом, средняя аномалия есть угловое расстояние от перицентра гипотетического тела, движущегося с постоянной угловой скоростью, равной среднему движению.
|
|
|
Существуют различные типы орбит - экваториальные (наклонение "i" = 0°), полярные (наклонение "i" = 90°), солнечно-синхронные орбиты (параметры орбиты таковы, что спутник проходит над любой точкой земной поверхности приблизительно в одно и то же местное солнечное время), низкоорбитальные (высоты от 160 км до 2000 км), среднеорбитальные (высоты от 2000 км до 35786 км), геостационарные (высота 35786 км), высокоорбитальные (высоты более 35786 км).
В настоящее время в различных странах продолжаются работы по созданию новых перспективных летательных аппаратов. Рассматриваются возможности развертывания системы малых спутников, совмещающих функции обеспечения радиосвязи и зондирования.
В России подходит к завершению разработка космического комплекса «Ресурс-ДК». Он предназначен для многозонального дистанционного зондирования земной поверхности с целью получения в масштабе времени близкому к реальному, высокоинформативных изображений в видимом и ближнем инфракрасном диапазонах электромагнитного спектра с обеспечением оперативной доставки информации по радиоканалу и последующим представлением ее широкому кругу потребителей. Срок существования КА не менее трех лет. Полоса обзора Каот 780 до 1040км, полоса захвата съемкой от 48,5 до 78 км. Разрешение на местности от 1,8 до 3 метров. Существенной особенностью данного КА является то, что при съемке в полосе обзора можно осуществлять перенацеливание съемочной аппаратуры. Съемка одного и того же участка местности со смежных орбит позволяет получать стереоскопическую модель местности.
К перспективным средствам доставки полезных грузов, а также средств дистанционного зондирования на околоземную орбиту следует отнести российский проект многоцелевой авиационно-космической системы (МАКС). Идея создания этой системы зародилась в связи со сложностью строительства и эксплуатации стационарных стартовых комплексов. С помощью данной системы появилась возможность доставки космического аппарата для запуска в любой заданный удаленный регион, например, на акваторию океана, пустыню и т.д.
МАКС состоит из самолета-носителя АН-225 (Мрия) и установленном на нем орбитальном самолете (в пилотируемом или беспилотном варианте) или грузовом контейнере с внешним топливным баком. Бак заправляется криогенными компонентами топлива. МАКС базируется на обычных аэродромах первого класса. Основные элементы данной системы выполняются в многоразовом исполнении, кроме внешнего топливного бака и блока выведения.
МАКС предназначен для решения следующих задач:
Выведения на околоземную орбиту и возврат с орбиты полезных грузов;
Транспортно-техническое обеспечения космических объектов различного назначения;
Проведения на орбите аварийно-спасательных работ;
Решения на орбите научно-технических и технологических задач;
Осуществления экологического контроля;
Дистанционного зондирования с целью изучение природных ресурсов Земли.
В Европейском космическом агентстве подходит к завершению проектирование космического корабля многоразового использования под названием «Гермес». В Германии разрабатывается орбитальный самолет «Зенгер». В Великобритании разрабатывается техническая идея самолета «Хотол», который не нуждается в ракете-носителе, а разгоняется с помощью собственного двигателя, использующего кислород воздуха, для этого на борту будет установка по снижению воздуха с последующим отделением жидкого кислорода.
3.3. Орбиты космических летательных аппаратов
Космические летательные аппараты движутся вокруг Земли по определенным орбитам. В отличие от самолета они имеют ограниченные возможности маневрирования. Для математического описания движения КЛА служат определенные элементы орбит. При характеристике эллиптических орбит используют шесть основных элементов:
Ω - долгота восходящего узла,
í - наклонение орбиты,
ω - элемент перигея,
а - большая полуось орбиты,
l - эксцентриситет орбиты
tΩ - момент прохождения КЛА через восходящий узел орбиты (точка перехода КЛА из Южного полушария в Северное).
Иногда вместо элементов а и l используют высоты орбиты в точках перигея Hn наименьшее, и апогея На наибольшее удаление над поверхностью Земли.
Для описания круговой орбиты достаточно всего четырех элементов орбиты: Ω , í , H , tΩ .
Ω - долгота восходящего узла – угол расположенный в плоскости земного экватора и отсчитываемый от направления на точку весеннего равноденствия и линией пересечения плоскости орбиты с плоскостью экватора;
í - наклонение орбиты – двугранный угол между плоскостью орбиты и плоскостью земного экватора, отсчитываемый от последней против хода часовой стрелки для наблюдателя в точке восходящего узла или угол между плоскостью орбиты и плоскостью экватора;
Н - высота круговой орбиты над поверхностью Земли;
tΩ - время прохождения КЛА через восходящий узел орбиты.
В зависимости от целей, для которых проводится космическая съемка, при выборе орбит к ним предъявляется ряд условий:
Получение космических снимков определенного масштаба;
Наибольшее изображение территории земной поверхности на одном космическом снимке;
Возможность постоянного наблюдения за глобальными процессами одной и той же территории;
Обеспечение наименьших изменений в освещенности Солнцем земной поверхности по трассе полета космического аппарата;
Возможность покрытия съемкой практически всей земной поверхности.
Для того чтобы выполнить данные условия, орбиты должны иметь определенные параметры: высоту, форму, наклонение, период обращения, положение по отношению к Солнцу.
С высотой полета КА изменяется воздействие атмосферы на его движение. На более низких орбитах сопротивление атмосферы существенно больше, а при высоте менее 100 км торможение настолько велико, что КА не может совершить и одного оборота и сгорает падая вниз. С увеличением высоты орбиты увеличивается продолжительность существования КА, охват съемкой, но уменьшается пространственное разрешение снимков.
По высоте орбит КА подразделяются на три группы: низкоорбитальные 100-500 км, среднеорбитальные 500-2000 км и высокоорбитальные 30000-40000 км.
Первая включает орбиты пилотируемых космических кораблей и орбитальных станций с высотами орбит 200-400 км.
Вторая включает ресурсные ИСЗ с высотой 600-900 км и метеорологические - 900-14000 км.
К третьей группе с высотой орбит 30000-40000 км относятся метеорологические ИСЗ и спутники связи.
Форма орбит в зависимости от скорости КЛА может быть круговой, эллиптической, гиперболической или параболической.
Круговые орбиты широко используется для проведения космических съемок как с пилотируемых, так и автоматических космических аппаратов. Для того чтобы вывести космический аппарат на круговую орбиту он должен развить скорость равной 7905 м/с. Эта скорость называется первой космической. Скорость движения КЛА по круговой орбите зависит от удаления его от поверхности Земли или ее центра, и чем больше высота полета Н , тем меньшая потребуется скорость, чтобы удержать его на круговой орбите. Высота полета КА аппарата существенно влияет на масштаб получаемых космических снимков. Так как у круговых орбит, высоты перигея и апогея одинаковы или близки друг к другу, а значит и высота съемки всегда одинакова, то такие орбиты наиболее предпочтительны для получения космических снимков земной поверхности близких по масштабу, охвату территории и пространственному разрешению изображений.
Эллиптические орбиты в отличие от круговых имеют различные расстояния от поверхности Земли в апогее и перигее. Кроме того, в апогее КА бывает более продолжительное время над определенной территорией земной поверхности, чем в перигее. Следовательно, эти орбиты можно использовать для наблюдений за глобальными процессами, например за динамикой атмосферных явлений, когда в поле зрения аппарата в течение продолжительного времени необходимо иметь диск Земли в целом. Съемку, в данном случае, производят на участке наибольшего удаления в состоянии «зависания» спутника над Землей.
Гиперболическая и параболическая орбиты используются для полетов КЛА к другим планетам. Для вывода КА на незамкнутую гиперболическую или параболическую орбиту, он должен развить скорость способную преодолеть земное притяжение. Такой скоростью является вторая космическая, которая равна 11186 м/с.
По углу наклонения плоскости орбиты к плоскости земного экватора, орбиты разделяют на: экваториальные (1=0°), полярные (1=90°) и наклонные. К наклонным орбитам относятся прямые (0°<1< 90°) и обратные (90°< 1 < 180°). Это разделение зависит от направления запуска космического аппарата относительно вращения Земли. Наклонение орбиты определяет тот широтный пояс, в пределах которого пролетает спутник. Орбиты первых американских пилотируемых кораблей имели наклонение 30°; российские пилотируемые корабли и орбитальные станции работают на орбитах с наклонением 52°, метеорологические и ресурсные спутники запускаются на субполярные орбиты с наклонением 90°. Спутник, находясь на орбите проецируясь на земную поверхность, образует подспутниковую точку. При движении по орбите спутника, подспутниковая точка на земной поверхности, благодаря вращению Земли, описывает линию называемую трассой. Очевидно, что трасса, вдоль которой производится съемка, не может пройти через районы земного шара, географическая широта которых больше, чем наклонение орбиты. Чем ближе наклон орбиты к 90°, тем больше площадь покрытия съемкой земной поверхности.
Период обращения Т - время оборота спутника вокруг Земли - также представляет интерес с точки зрения съемки, поскольку от него зависит число витков в сутки и соответственно межвитковое расстояние, определяющее возможность перекрытия снимков соседних трасс. Для круговой орбиты скорость спутника постоянна и зависит от ее высоты Н . Для околоземных орбит период обращения спутника (в минутах) можно вычислить по формуле: .
В среднем период обращения составляет 1,5 часа или 16 витков в сутки.
В зависимости от периода обращения орбиты подразделяются на геосинхронно периодические или суточн ые, геосинхронно периодические не суточные и геостационарные.
Геосинхронно периодическими или суточными называются орбиты, для которых период обращения спутника выведенного на наклонную орбиту вокруг Земли, составляет 24 часа. Такой спутник через каждые 24 часа будет пролетать над одной и той же точкой местности.
Момент прохождения над данной точкой будет зависеть от времени вывода его на круговую орбиту. Это значит, что такой спутник будет постоянно вести съемку одной и той же трассы полета.
Геосинхронными периодическими , но не суточными называют спутники, период обращения вокруг Земли, которых будет кратен 24 часам, но не равен суткам. Это значит, что такой спутник, благодаря вращению Земли, в одно и тоже время, в течение каждых последующих суток будет пролетать над разными точками земной поверхности, т.е. будет происходить сдвиг трассы спутника. Например, на орбитах со скоростью спутника 11 км/с они имеют период обращения примерно 1,5 часа, делая за сутки около 16 витков вокруг Земли. В данном случае сдвиг трассы составит 22,5°, что на экваторе будет соответствовать 2500 км. Учитывая, что при фотографической съемке охват территории большинства видов аппаратуры значительно меньше, то разрывы между соседними трассами неизбежны. Для проведения космической съемки с некоторым поперечным перекрытием орбиты рассчитывают таким образом, чтобы каждая последующая трасса съемки обеспечивала бы определенное перекрытие предыдущей трассы. Это возможно на так называемых квазипериодических орбитах т.е. околоземных круговых орбитах с периодом обращения, не кратным данным суткам. В данном случае со сменой суток на местности будет наблюдаться положительное или отрицательное смещение трасс, называемое суточным сдвигом.
Если спутник вывести на экваториальную круговую орбиту с высотой 36 000 км, то его период обращения будет равен 24 часам, т.е. одним суткам, угловая скорость его вращения по орбите будет равна угловой скорости вращения Земли. Трасса такого спутника будет представлять собой точку, так как он будет все время находится над одной и той же точкой экватора. Такой спутник и орбиту называют геостационарными. С геостационарной орбиты, на которой спутник как бы зависает над одной и той же территорией можно вести постоянное наблюдение за определенным районом Земли. Для того чтобы держать в поле зрения всю Землю, кроме полярных шапок, требуется четыре-пять геостационарных спутников. Геостационарные орбиты используются для вывода на них метеорологических спутников и спутников связи. Структура и принципы построения подсистемы метеорологических спутников на геостационарных орбитах, выбирается с учетом следующих основных требований:
Число спутников на геостационарной орбите должно быть достаточным, чтобы обеспечить наблюдение и доведение метеоинформации в пределах широтного пояса 50° ю.ш.;
Сбор метеорологической информации должен осуществляться непрерывно;
Периодичность выдачи потребителям обновленных метеоданных не должен превышать 0,5 часа.
К 1995г. полностью развернута международная система геостационарных спутников и эти требования реализуются подсистемой из пяти спутников: двух американских, европейского, российского и японского космического аппарата.
Передача информации может осуществляться как в пределах целого полушария, так и по отдельным частям. Для этого земной шар разбивается на отдельные форматы, в пределах которого производится съемка, передача и ретрансляция информации. Например, при передаче информации метеорологической системой Мeteostat используется восемь форматов, имеющих условные буквенные обозначения "А ", "В ", "X ", "С " и т.д. (рис.2).
Продолжительность передачи информации зависит от размеров наблюдаемого участка и используемых спектральных каналов. Так, минимальная продолжительность передачи данных (в формате "В ") составляет 1,4 мин, максимальная продолжительность передачи информации (в формате "А ") составляет 30 мин. Для того, чтобы исключить наложения передаваемых данных в системе используются ежечасные защитные интервалы длительностью 4 минуты.
Солнечно-синхронный тип орбит выбирается в тех случаях, когда съемку необходимо выполнять многократно и при некоторых заданных условиях освещенности поверхности Земли вдоль трассы полета КА. При невозмущенном кеплеровском движении спутника плоскость его орбиты, двигаясь вместе с Землей вокруг Солнца, сохраняет неизменное положение в мировом пространстве. Следовательно, угол между плоскостью такой орбиты и солнечными лучами в течение года меняется на 360°, т.е. приблизительно на один градус в сутки. Однако известно, что сплюснутость Земли, или экваториальное вздутие, поворачивает орбиту. Величина этого поворота существенно зависит от наклонения и в меньшей степени от высоты орбиты спутника. Можно точно рассчитать и подобрать наклонение и высоту орбиты так, чтобы угловая скорость поворота орбиты соответствовала скорости вращения Земли вокруг Солнца. В таком случае угол между плоскостью орбиты и солнечными лучами остается почти неизменным. Поэтому высота Солнца в момент прохождения спутника над определенной точкой Земли всегда одна и та же, вследствие этого освещенность трассы во время съемки изменяется только в зависимости от времени года. Расчеты показали, что солнечно-синхронная орбита по наклонению должна быть обратной, т.е. в пределах от 90° до 180°, а высота не превышать 1000 км. В зависимости от времени пролета ИСЗ над районом съемки различают утренние, полуденные и сумеречные орбиты. Солнечно-синхронные обратные орбиты используются для ресурсных и метеорологических спутников.
4. ФИЗИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ И ПРИРОДНЫЕ УСЛОВИЯ ПОЛУЧЕНИЯ АЭРОКОСМИЧЕСКИХ СНИМКОВ
При дистанционных методах исследования информация об объекте переносится к регистрирующему прибору с помощью электромагнитных волн. Электромагнитное излучение относится к наиболее важным посредникам при дистанционных наблюдениях окружающей среды. Представляя единственную форму переноса энергии в открытом космосе, электромагнитное излучение отличается большим разнообразием свойств и проявлений. Чтобы разобраться в различных методах дистанционных наблюдений, нужно иметь представление об электромагнитном спектре . Под электромагнитным спектром следует понимать классификацию электромагнитных волн по их длинам.
Электромагнитные волны различных излучений занимают вполне определенные участки в спектре. Чаще используемые в аэрокосмических методах электромагнитные колебания относятся к участкам оптических и ультракоротких радиоволн. Для удобства изучения электромагнитный спектр разбивают на ряд участков.
Участок оптических волн (0,001-1000 мкм) включает ультрафиолетовый (< 0,4 мкм), видимый (0,4-0,8 мкм) и инфракрасный (0,8-1000 мкм) диапазоны. В ультрафиолетовом диапазоне выделяют ближнюю (400-300 нм), среднюю (300-200 нм) и дальнюю (< 200 нм) области. Видимый диапазон, в котором глаз способен различать цветовые различия, делят на цветовые зоны со следующими названиями цветов и границами в нанометрах: фиолетовый 390-450, синий 450-480, голубой 480-510, зеленый 510-550, желто-зеленый 550-575, желтый 575-585, оранжевый 585-620 и красный 620-800. Диапазон инфракрасного (ИК) излучения подразделяется на поддиапазоны ближнего (< 1,5 мкм), среднего (1,5-3 мкм) и дальнего (> 3 мкм) инфракрасного излучения. В ближнем и среднем ИК-поддиапазонах преобладает отраженное (солнечное) излучение, а в дальнем, называемым тепловым, собственное излучение Земли. Волны длиной 0,1-1 мм иногда называют субмиллиметровыми.
Участок спектра, охватывающий ультракороткие радиоволны, принято разбивать на диапазон миллиметровых, сантиметровых, дециметровых и метровых радиоволн. Сантиметровые и дециметровые волны часто объединяют в диапазон радиоволн сверхвысоких частот (СВЧ). В переводной литературе миллиметровые и сантиметровые волны относят к одному диапазону, называемому микроволновым.