Журнал «Компьютерра» № 15 от 17 апреля 2007 года

Математическая модель движения больших планет Солнечной системы основана на современных высокоточных аналитических теориях движения. Для планет от Меркурия до Нептуна используется теория П. Бретаньона VSOP82 (Bretagnon P. Theory for the motion of all the planets: The VSOP82 Solution, 1982). Для Плутона — теория Х. Накаи (Nakai H. Mean elements of Pluto, 1985).

Везде по-разному… Вообще-то, это чрезвычайно «нервный» этап работы. Дело в том, что космический аппарат, особенно если это межпланетная исследовательская станция, несет на борту море оборудования для проведения многочисленных измерений и экспериментов. Практически каждый такой эксперимент требует, чтобы космический аппарат оказался в определенной точке пространства в соответствующей ориентации. Зачастую сама программа эксперимента требует многочисленных переориентаций исследовательской станции и вдобавок включает в себя сеансы измерений в нескольких точках траектории — в открытом космосе, на подлете к планете, при пролете через верхние слои атмосферы и т. д.

Каждый комплекс аппаратуры имеет своего «хозяина» — организацию, планирующую эксперимент. Все такие организации выдают требования, касающиеся баллистических параметров в точках измерений (баллистики, разрабатывающие траекторию движения и программу коррекций, должны учесть в своих расчетах все нюансы). Это не всегда легко сделать, тогда начинается более или менее длительный процесс согласований, совещаний, поиска компромиссов…

При разработке траекторий приходится учитывать множество факторов как «внешнего» (пространственное положение небесных тел, гравитация, предположения о распределении плотности атмосфер и т. п.), так и «внутреннего» свойства (например, запасы топлива или рабочего тела двигателей космического аппарата, накладывающие ограничения на возможные значения импульсов коррекции и смены ориентаций). В частности, существуют временные «окна», когда целесообразно отправлять космическую станцию по некоторому конкретному маршруту. Эти «окна» определяются исходя из возможности минимизировать затраты энергии, времени полета и, как правило, известны заранее, однако вписаться в них не всегда удается по техническим или экономическим причинам.

Практически программа полета разбивается на этапы — например, этап выведения на промежуточную орбиту вокруг Земли, этап доразгона с выведением на траекторию движения к выбранной планете, этап движения по траектории с необходимым числом коррекций, этап подлета, этап перехода на орбиту спутника планеты или торможения и спуска в атмосфере. Если аппарат должен вернуться к Земле, траектория возврата строится сходным образом.

Баллистическое сопровождение полета осуществляется на каждом из этих этапов. К примеру, на этапе выведения используются данные, получаемые сетью наземных измерительных пунктов, которые непрерывно измеряют дальность, азимут и угол места выводимого аппарата. В результате вычислений мы получаем значения отклонений реальной траектории движения от программной и оценку ее допустимости. В конце этапа выведения мы имеем параметры орбиты, на которую выведен аппарат, что в дальнейшем позволяет рассчитать необходимый импульс доразгона и уставки для его выдачи (время, ориентация аппарата).

Довести космическую станцию до цели, лишь единожды рассчитав все параметры траектории, конечно же, нереально. Практически всегда есть расхождения в величинах действительных и теоретически необходимых импульсов двигателей коррекции и ориентации, что вносит своеобразную «помеху». Поэтому на трассе движения выполняются сеансы определения положения аппарата и уточняется его ориентация (знать ее очень важно, так как сопла двигателей, при помощи которых осуществляются коррекции траектории и ориентации, конструктивно «привязаны» к корпусу космического аппарата). Эта работа ведется в течение всего полета. Конечно же, наиболее точно определить расхождение действительной и программной траекторий можно «в конце пути», у цели, но в этом случае может оказаться, что промах так велик, что для коррекции не хватит ни энергетики космического аппарата, ни времени. Поэтому приходится многократно корректировать траекторию, не забывая об экономии топлива.

Отдельная «головная боль» — солнечные элементы (если они есть на борту и имеют плоскостную конструкцию). Дело в том, что для подзарядки бортовых аккумуляторов их время от времени необходимо разворачивать к Солнцу, а это не всегда, но частенько означает, что необходимо определенным образом сориентировать весь космический аппарат. При этом часть научной аппаратуры не может продолжать работу, и после сеанса подзарядки станцию необходимо вновь сориентировать должным образом.

Как это начиналось…