Когда до лунной поверхности осталось 75 км, по команде от автономного высотомера включилась двигательная установка КА и от него отделились два отсека с аппаратурой, ставшие уже ненужными. В этих отсеках находилась аппаратура системы ориентации и часть системы управления, выполняющая функции ориентации и управления полетом при коррекции и подготовки включения двигательной установкой. Сброс лишнего груза позволил с меньшим запасом топлива совершить мягкую посадку.
Работа двигателя регулировалась с учетом показаний высотомера КА. Скорость, близкая к нулевой относительно Луны, достигалась в нескольких метрах от поверхности. Двигатель выключался, и начиналось свободное падение КА на Луну. Перед моментом прилунения с целью сохранения станции ее надо было отделить от двигательной установки. Для этого на КА имелась намотанная на катушку пружинная стальная лента. В момент выключения двигателя лента освобождалась: вращаясь, катушка почти мгновенно слетала с ленты, которая по мере схода с катушки сворачивалась в длинную трубку. В результате образовывался жесткий щуп длиной 4 м, направленный в сторону Луны. В момент его касания лунной поверхности замыкался контакт, и станция освобождалась от связи с двигательной установкой за счет сжатого газа, сбрасывающего станцию. Энергия удара станции о поверхность гасилась двумя амортизационными баллонами, которые были надуты перед посадкой. Несколько прыжков КА по поверхности, и после успокоения по команде от программно-временного устройства баллоны тоже сбрасывались — станция опускалась на поверхность. Яйцевидная форма станции, севшей на Луну, рациональна: ее верхняя яйцевидная часть была пустотелая и образовывалась четырьмя лепестками, при раскрытии которых они превращались в антенны для передачи информации на Землю. Собственно станция по форме близка к шару, но ее центр тяжести располагался в нижней части, что обеспечивало правильное положение на грунте (практически при любых условиях посадки).
Если полет к Луне может быть совершен не в любой день, то тем более и полеты к планетам Солнечной системы могут совершаться лишь в определенные периоды времени. Во-первых, прежде чем осуществить запуск межпланетной станции к другой планете, надо выбрать траекторию полета. Полет к другим планетам по прямолинейным траекториям экономически не выгоден. Хотя у этих траекторий и есть одно преимущество: сроки перелета по ним самые короткие. Так, до Венеры можно было бы добраться всего за 25 сут. Но пока это недостижимо, и приходится обращаться за помощью к гравитационному полю Солнца (правда, при этом продолжительность полета значительно возрастает). Такие наиболее выгодные в энергетическом отношении траектории полета предложил немецкий теоретик звездоплавания В. Гоман.
Гомановская траектория — это полет по полуэллипсу, касающемуся одновременно орбиты Земли и орбиты планеты назначения. По такой траектории полет до Венеры занимает 147 сут, а до Марса — 237 сут. И естественно, этот полет можно совершать не всегда: момент старта выбирается так, чтобы ко времени достижения КА орбиты планеты назначения последняя оказалась в той же точке, что и межпланетная станция. А при постановке более сложной задачи — когда надо вернуть назад КА — необходимо у планеты выждать, когда наступит благоприятное для старта взаимное положенне планеты и Земли.
Для Венеры такой период ожидания составляет 470 сут, для Марса — 450 сут. Поэтому перелет по гомановским траекториям требует минимального времени путешествия на Марс и обратно 968 сут, а на Венеру — 762 сут. Однако на практике все не так просто. Ведь наши рассуждения исходили из того, что орбиты планет круговые и лежат в одной плоскости. В действительности же орбиты планет являются эллиптическими, а плоскости планетных орбит наклонены к плоскости земной орбиты. Кроме того, на полет межпланетной станции влияет не только гравитационное поле Солнца, но и других планет, которые несколько искажают траекторию полета.
На выбор траектории влияет и ряд других факторов. Так, для выведения большей массы надо иметь минимальную скорость отлета с Земли. Кроме того, время полета желательно сократить до разумного минимума, и конечная скорость у планеты назначения должна быть минимальной для совершения посадки или создания спутника с наименьшими энергетическими затратами.
Для вывода КА на орбиту спутника планеты надо доставить его в заданную точку относительно планеты и затормозить до первой космической скорости для данного небесного тела. Эта доставка в заданную точку сопряжена с определенными трудностями. Так, расстояние до Солнца и планет определено не абсолютно точно, а с некоторой ошибкой (даже радиус земной орбиты вычислен с ошибкой в 250 км). Поэтому уже расчетная траектория содержит в себе ошибки. А для создания искусственного спутника планеты надо знать и точное расстояние до нее.
Все это может осуществить система космической астроориентацин и навигации. Такая система применялась на межпланетных станциях типа «Марс». С помощью оптического датчика в течение длительного времени определялось направление на центр планеты при подлете к Марсу. Другой же датчик определял расстояние до планеты по угловому размеру ее диска. Данные измерений поступали в бортовую ЭВМ, которая и рассчитывала время пролета через перицентр (т. е. момент включения двигательной установки) и расстояние до планеты. Эти же данные учитывались и при определении величины тормозного импульса.
Ведь с целью создания искусственного спутника, обращающегося вокруг Марса по круговой орбите, необходимо уменьшить скорость КА, превышающую вторую космическую скорость для этой планеты до первой космической. А при создании спутника, обращающегося по эллиптической орбите, скорость КА должна быть промежуточной между первой и второй космическими скоростями для Марса. И чем больше скорость приближается ко второй космической, тем более вытянутым будет эллипс и тем выше апогей орбиты спутника.
Для осуществления посадки КА на планету, обладающую атмосферой, задача будет аналогична предыдущей.
Сначала необходимо точно определить точку входа в атмосферу планеты. Кроме того, космическая станция подлетает к планете со скоростью, никак не меньшей второй космической, и спускаемый аппарат, продолжая пассивный полет в атмосфере планеты, может оказаться в роли обычного метеорита. Причем если спускаемый аппарат войдет в атмосферу планеты слишком круто, почти по вертикали, то участок торможения окажется очень коротким, а перегрузки чрезмерно большими. Так было, например, при входе спускаемого аппарата КА «Венера-4», когда перегрузки достигли почти четырехсоткратных, а температура окружающего воздуха — около 10 тыс. К. Если же, наоборот, КА пронзит атмосферу почти по касательной, то он на гиперболической скорости проскочит мимо планеты, почти не испытав перегрузки и не опалив себя жаром разреженной атмосферы.
Следовательно, надо выбирать узкий коридор входа. Нижняя граница коридора входа определяется допустимыми перегрузками, а верхняя — эффективным торможением в атмосфере.
Высокая температура при торможении в атмосфере заставляет подумать и о защите спускаемого аппарата от перегрева. В природных условиях при полете метеоритов в атмосфере плавится и испаряется только очень тонкий слой на его поверхности, а внутри метеорит остается холодным. Поверхность спускаемого аппарата тоже покрывают особым слоем из вещества, требующего для плавления и испарения большого количества тепла. Для этой цели могут применяться такие вещества, как карбид кремния, окись магния, углерод. В этом случае тепло от торможения оплавляет только поверхностным слой, а сам спускаемый аппарат, находящийся внутри, практически не испытывает притока тепла.
Создание защитного слоя возможно непосредственно на корпусе спускаемого аппарата. Так было выполнено, например, на первых советских кораблях-спутниках. Иное решение этой задачи было реализовано на спускаемом аппарате межпланетной станции «Венера-10». Непосредственно сам спускаемый аппарат станции таким теплозащитным слоем не защищался, хотя такая защита у него была, но только на приборном шарообразном корпусе. Снаружи же спускаемого аппарата располагалось множество различных незащищенных деталей и механизмов.
