Наведение и стыковка орбитальных станций

Этап ближнего наведения начинается после захвата станции бортовыми средствами сопровождения (см. рис. 4.14). ТК по информации от бортовых средств наведения сближается со станцией до расстояния в несколько сотен метров — порядка 300... 400. м. Отсюда начинается этап причаливания*, т. е. сближения с малыми относительнымй скоростями до касания стыковочными, узлами. В конце причаливания скорость сближения составляет десятые доли метра в секунду. Завершающим этапом является непосредственная стыковка, при которой происходит механическое соединение обоих космических аппаратов или их стыковочных узлов* стягивание их и герметизация переходного люка. Кстати, соединители представлены на http://www.prom-complekt.com/soediniteli.
А теперь рассмотрим указанные этапы в простейшем случае* когда обе орбиты, по которым движутся ТК и станция, круговые (рис. 4.15).
Итак, ТК, движущийся по орбите 1 должен состыковаться со станцией, движущейся по орбите 2. Чтобы встреча на орбите 2 могла произойти, ТК должен в заданный момент времени выйти в точку А. Для этого он должен стартовать с орбиты 1 в такое время, чтобы станция, движущаяся по орбите 2, тоже успела бьг выйти в точку А. Поэтому в момент старта ТК станция должна находиться в точке В. Таким образом, если мы намерены воспользоваться траекторией перехода 3, то старт ТК должен производиться в строго рассчитанный момент времени. Правда, можно* воспользоваться и траекторией 4. В этом случае ТК должен стартовать в тот момент, когда станция будет находиться в точке С.. Подобных траекторий можно выбрать множество, но рассмотренная нами первая* траектория с энергетической стороны требует* наименьших затрат энергии.
Как видим, слишком дорого, с точки зрения расхода топлива, обходятся такие маневры. Выходя за пределы графика, укажем, что для разворота плоскости круговой орбиты, например, на 15° потребная характеристическая скорость составит 1930 м/с, а для поворота на 60 и 90°, соответственно, порядка первой и второй космической скорости. Поэтому при выработке стратегии маневров космических аппаратов стремятся избегать изменения плоскости их орбит. Вот почему для обеспечения встречи и стыковки КА их запускают с одинаковым наклонением к экватору и используют для* орбитальных маневров компланарные траектории.
Однако в некоторых случаях маневры изменением плоскости орбиты все же приходится выполнять, например при запуске космических аппаратов с космодрома Байконур на .экваториальную орбиту. Подробно этот вопрос мы рассматриваем в шестой главе.