Наши космические пути

Расчет траектории движения ракеты как на участке разгона, так и на участке движения после выключения двигателя последней ступени производился с помощью быстродействующих электронных цифровых машин. При расчете принимались во внимание силы притяжения Земли и Луны. Оказалось необходимым также учитывать отклонение поля тяготения Земли от центрального вследствие сжатия Земли и возмущающее воздействие притяжения Солнца.

Для получения при полете ракеты параметров движения в конце участка разгона, достаточно точно совпадающих с их расчетными значениями, на ракете была установлена система управления, функционировавшая на протяжении всего участка разгона, длительность которого составляла несколько минут. Дальнейший полуторасуточный полет ракеты был неуправляемым и происходил лишь под действием поля тяготения Земли, Луны и других небесных тел.

Для обеспечения попадания ракеты в Луну при отсутствии какой-либо коррекции ее движения на участке свободного полета расчетные значения параметров движения в конце участка разгона должны быть выдержаны весьма точно. Так, ошибка в скорости ракеты всего на один метр в секунду, то есть на 0,01 процента от величины полной скорости, приводит к отклонению точки встречи с Луной на 250 километров. Отклонение вектора скорости от расчетного направления на одну угловую минуту вызывает смещение точки встречи на 200 километров. Существенно влияет на положение точки встречи ракеты с поверхностью Луны также изменение координат точки выключения двигателя. Все перечисленные ошибки, а также неточность времени старта ракеты действуют в совокупности, определяя, как правило, большее отклонение точки встречи с Луной, чем отклонение от каждого фактора в отдельности.

Учитывая, что радиус Луны равен 1740 километров, для надежного попадания в Луну ошибка в скорости должна была быть не больше нескольких метров в секунду, а отклонение вектора скорости от его расчетного направления не должно было превышать одной десятой градуса. Обеспечение такой точности управления ракетой представляет собой весьма сложную задачу.

Следует отметить, что осуществление полета к Луне с территории СССР предъявляет более жесткие требования к точности работы системы управления, чем полет из районов земного шара, расположенных ближе к экватору.

Необходимость точного выдерживания расчетного времени старта связана с тем, что плоскость траектории ракеты поворачивается вместе с Землей при ее суточном вращении вокруг оси. Отклонение времени старта в 10 секунд вызывает смещение точки встречи на поверхности Луны на 200 километров. Старт космической ракеты в заранее заданный момент с точностью до нескольких секунд предъявляет серьезные требования к организации и подготовке пуска, а также к автоматической системе запуска. Запуск второй советской космической ракеты, осуществленный с такой точностью, свидетельствует о совершенстве стартовой системы и высокой надежности пусковой автоматики.

Старт второй космической ракеты осуществлен с отклонением около одной секунды от заданного момента времени.

В проблеме полета космической ракеты весьма важными были вопросы создания измерительной и расчетной службы, сложного комплекса, предназначенного для оперативного определения характеристик движения космической ракеты.

Специфическим требованием, существенно определяющим сложность всей системы измерения в целом, является требование максимально быстрого получения данных о характеристиках движения ракеты. Эти данные необходимы для вычисления целеуказаний наблюдательным и измерительным службам для расчета прогноза о движении ракеты и о точке встречи ее с поверхностью Луны.

Как видно из приведенных выше данных, характеризующих влияние ошибок в параметрах движения на положение точки встречи, определение этих параметров по данным измерений должно производиться с весьма высокой точностью, соответствующей точности астрономических расчетов.

Обычные, выработанные многолетней астрономической практикой приемы определения характеристик движения космических тел не могут быть использованы для указанной цели. Действительно, основа наблюдательной астрономии, оптические измерения являются непригодными вследствие малости размера ракеты как объекта наблюдения, вследствие малой точности одних угловых измерений при ограниченном наблюдательном времени и, наконец, вследствие малой надежности этих измерений, существенно зависящих от условий видимости и состояния земной атмосферы. Поэтому измерительная служба космических ракет базируется на радиотехнических средствах измерений. При этом используются измерения наклонных дальностей, углов и радиальных скоростей.