Text
                    МЕХАНИКА
КОСМИЧЕСКОГО
ПОЛЕТА
В ЭЛЕМЕНТАРНОМ
'};. 4‘А- {.I.'М'’| "ч .’С	;• >{'• ,4 1^{' ’<;<  'ф ';. Г’и'
ИЗЛОЖЕНИИ


ВМЛЕВАНТОВСКИЙ МЕХАНИКА КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА В ЭЛЕМЕНТАРНОМ ИЗЛОЖЕНИИ ИЗДАНИЕ ВТОРОЕ, ДОПОЛНЕННОЕ И ПЕРЕРАБОТАННОЕ 0 ИЗДАТЕЛЬСТВО «НАУКА» ГЛАВНАЯ РЕДАКЦИЯ ФИЗИКО-МАТЕМАТИЧЕСКОЙ ЛИТЕРАТУРЫ Москва 1974
6Т5.2 Л 54 УДК 629.195.4 Механика космического полета в элементарном изложении, Левантов- с к и й В. И., издание второе, дополненное и переработанное, Главная редак- ция физико-математической литературы издательства «Наука», М., 1974. В книге в доступной форме, без применения сложного математического аппарата, но вместе с тем вполне строго излагаются основы космодинами- ки—науки о движении космических летательных аппаратов. В первой части рассматриваются общие вопросы, двигательные системы для космических полетов, пассивный и активный полеты в поле тяготения. Следующие части посвящены последовательно околоземным полетам, полетам к Луне, к телам Солнечной системы и за пределы планетной системы. Особо рассматриваются проблемы пилотируемых орбитальных станций и космических кораблей. Дается представление о методах исследования и проектирования космичес- ких траекторий и различных операций. Приведены примеры элементарных расчетов и даются оценки начальных масс ракет-носителей и кораблей, мон- тируемых на околоземной орбите. В книге использованы результаты иссле- дований, изложенные в многочисленных советских и иностранных научных публикациях. Второе издание дополнено новым материалом, посвященным главным образом транспортным космическим системам, полетам с большой и малой тягой к планетам юпитерианской группы, астероидам и кометам, а также окололунным и околопланетным гравитационным маневрам. Добавлен об- ширный справочный табличный материал. Первое издание книги было удостоено второй премии на Всесоюзном конкурсе на лучшие произведения научно-популярной литературы, опубли- кованные в 1970 г. Табл. 17. Илл. 162. Библ. 234 назв. © Издательство «Наука», 1974 г. 20605-088 053(02)-74 193-74
ОГЛАВЛЕНИЕ Предисловие..................................................... 8 Введение........................................................ 13 § 1. Космодинамика — теория космических полетов............ 13 § 2. Основные законы механики............................. 15 § 3. О единицах силы и массы ............................. 17 Часть первая ОСНОВЫ РАКЕТО- И КОСМОДИНАМИКИ .............. 19 Глава 1. Двигательные системы для космических полетов.......... 19 § 1. Законы ракетного движения........................... § 2. Структура ракеты.................................... § 3. Составная ракета.................................... § 4. Термохимические ракетные двигатели.................. § 5. Ядерные тепловые двигатели.......................... § 6. Тепловые двигатели с внешним источником энергии . . . . § 7. Электрические ракетные двигатели (ЭРД).............. § 8. Парусные системы.................................... § 9. Фотонный (квантовый) ракетный двигатель............. § 10. Классификации двигательных систем................... Глава 2. Свободный полет в полях тяготения..................... § 1. Силы, действующие на космический аппарат в полете . . . § 2. Задача п тел и метод яисленного интегрирования ...... § 3. Невесомость.......................................... § 4. Центральное поле тяготения........................... § 5. Траектории в центральном поле тяготения.............. § 6. Неограниченная задача двух тел....................... § 7. Сфера действия и приближенный метод расчета траекторий Глава 3. Активное движение космического аппарата............... § 1. Выход на траекторию свободного полета................ § 2. Активное движение в космическом пространстве § 3. Перегрузка........................................... § 4. Управление движением космического аппарата........... § 5. Движение космического аппарата относительно центра масс Часть вторая ОКОЛОЗЕМНЫЕ ПОЛЕТЫ..................................... Глава 4. Движение искусственных спутников Земли........ § 1. Параметры орбиты.............................. § 2. Возмущенное движение спутника !• оооо оо до *з*з*з*ао с? о сз сл сл сл сл сл сл ф» ф» ф. ср со ср со го го СЛСО со СО СО*4Ф«СООО 00 ф% to -О СЛ СО И* О О СЛ фч ЬЭ 00 -О О* о сл со
4 ОГЛАВЛЕНИИ § 3. Влияние несферичности Земли . ...................... § 4. Эволюция орбиты в земной атмосфере.............. . § 5. Влияние притяжений Луны и Солнца.................... § 6. Спутники в точках либрации.......................... §7. Влияние давления солнечного света................... § 8. Движение спутника относительно земной поверхности . • . Глава 5» Активное движение в околоземном пространстве......... § 1. Выведение спутника на орбиту ....................... § 2. Орбитальное маневрирование ......................... § 3. Изменение плоскости орбиты.......................... § 4. Спуск с орбиты...................................... § 5. Относительное движение в окрестности спутника....... § 6. Встреча на орбите................................... § 7. Конечное сближение и стыковка....................... § 8. Полет с малой тягой в околоземном пространстве...... § 9. Разгон с помощью солнечного паруса.................. §10. Ориентация и стабилизация спутников................. Глава 6. Использование искусственных спутников Земли.......... § 1. Космические летательные аппараты для полетов в околозем- ном пространстве......................................... § 2. Исследовательские спутники.......................... § 3. Метеорологические спутники •........................ § 4. Спутники связи...................................... § 5. Навигационные спутники.............................. § 6. Другие прикладные спутники.......................... § 7. Обитаемые орбитальные станции....................... § 8. Искусственная тяжесть............................... § 9. Многоразовые транспортные космические аппараты . . . . Часть третья ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ................................................. Глава 7. Достижение Луны....................................... § 1. Плоская задача достижения Луны....................... § 2. Пространственная задача достижения Лупы.............. § 3. Учет эллиптичности лунной орбиты, притяжения Луны нее размеров................................................... § 4. Влияние гравитационных возмущений от сжатия Земли и от Солнца .................................................... § 5. Точность наведения................................... § 6. Коррекция траектории *............................... § 7. Посадка на Луну ..................................... § 8. Научное использование автоматических лунных стан- ций ...................................... Глава 8, Пролетные операции.................................... § 1. Пролетная траектория................................. § 2. Сближение с возвращением к Земле..................... § 3. Периодический облет Луны............................. § 4. Разгонные траектории................................. § 5. Маневрирование на пролетных траекториях.............. § 6. Научное использование пролетных операций.............
©ГЛАВЛЕНИВ 5 Глава 9. Искусственный спутник Луны............................ 221 § 1. О возможности захвата Луной космического аппарата ... 221 § 2. Запуск искусственного спутника Луны................... 223 § 3. Орбиты спутников Луны и их эволюция................... 228 § 4. Движение спутника относительно лунной поверхности . . 233 § 5. Маневрирование спутников Луны......................... 234 § 6. Научное использование спутников Луны.................. 236 Глава 10. Возвращение на Землю................................. 240 § 1. Траектории возвращения................................ 240 § 2. Вход в земную атмосферу и спуск....................... 242 § 3. Возвращение на Землю космических аппаратов, облетевших Луну.................. ................................... 246 § 4. Возвращение на Землю станций, совершивших посадки на Луне....................................................... 249 Глава 11. Экспедиция на Луну................................. 253 § 1. Особенности траекторий полета человека.............. 253 § 2. Прямой полет Земля — Луна — Земля (первый вариант лунной экспедиции)......................................... 256 § 3. Встреча в космосе и монтаж корабля (второй вариант лунной экспедиции)................................................ 260 § 4. Разъединение и сближение на окололунной орбите (третий вариант лунной экспедиции)................................. 263 § 5. Программа «Аполлон»................................... 264 § 6. Лунная транспортная космическая система............... 280 § 7. Лунные грузовые корабли с малой тягой................ 282 § 8. Окололунная орбитальная станция....................... 284 § 9. Научная станция на Луне............................... 288 Часть четвертая МЕЖПЛАНЕТНЫЕ ПОЛЕТЫ........................................ 291 Глава 12. Полеты с большой тягой........................... 291 § 1. Главные особенности межпланетного полета........... 291 § 2. Движение внутри сферы действия Земли............... 295 § 3. Гелиоцентрическое движение вне сферы действия Земли . . 302 § 4. Гомановские и параболические перелеты.............. 305 § 5. Движение внутри сферы действия планеты-цели........ 310 § 6. Межпланетный пертурбационный маневр................ 315 § 7. Искусственные спутники планет...................... 317 § 8. Возмущения межпланетных траекторий................. 326 § 9. Коррекция межпланетных траекторий.................. 327 Глава 13. Полеты с малой тягой................................ 331 § 1. Траектории достижения планет......................... 331 § 2. Перелеты на орбиты искусственных спутников планет . . . 333 § 3. Солнечный парус...................................... 336 § 4. Преимущества полетов с малой тягой .................. 338 Глава 14. Зондирование межпланетного пространства............. 340 § 1. Одноимпульсные орбиты искусственных планет........... 340 § 2. Полеты вне плоскости эклиптики....................... 344 § 3. Поворот плоскости орбиты с помощью солнечной ЭРДУ . . 345 § 4. Двухимиульсные орбиты искусственных планет........... 347 § 5. Переход через бесконечность.......................... 349 § 6. Использование искусственных планет................« . 350
6 ОГЛАВЛЕНИЕ Глава 15. Полеты к Марсу ...................................... 352 § 1. Траектории в случае упрощенной модели планетных орбит 352 § 2. Влияние эксцентриситета и наклона орбиты Марса....... 356 § 3. Географические условия старта к Марсу................. 360 §4. Посадка на Марс ...................................... 361 § 5. Искусственные спутники Марса.......................... 363 § 6. Полеты на спутники Марса — Фобос и Деймос............. 365 § 7. Облет Марса с возвращением к Земле.................... 367 § 8. Исследования Марса.................................... 368 Глава '16. Полеты к Венере ................................... 373 § 1. Достижение Венеры.................................... 373 § 2. Посадка и искусственный спутник Венеры............... 374 § 3. Облет Венеры......................................... 375 § 4. Полеты к Венере советских и американских автоматических станций................................................... 376 § 5. Исследования Венеры.................................. 380 Глава 17. Полеты к Меркурию................................... 382 § 1. Достижение Меркурия.................................. 382 § 2. Посадка и искусственный спутник Меркурия............. 382 § 3. Полет к Меркурию при попутном облете Венеры.......... 384 § 4. Полет с солнечно-электрическим двигателем............ 385 § 5. Исследования Меркурия ............................... 386 Глава 18. Полеты к планетам юпитерианской группы.................................................. 387 § 1. Планеты, не похожие на нашу..................................... 387 § 2. Достижение Юпитера............. 388 § 3. Вход в атмосферу Юпитера........................................... 389 § 4. Искусственный спутник Юпитера ............. 390 § 5. Полеты на естественные спутники Юпитера............. 392 § 6. Прямые полеты к Сатурну, Урану, Нептуну и Плутону 392 § 7. Полеты к юпитерианским планетам с малой тягой. 394 § 8. Через Юпитер — к Солнцу............................................. 395 § 9. Многопланетные перелеты. 397 §10. Многопланетные перелеты с использованием двигателей малой тяги................................................ 402 §11. Исследования планет юпитерианской группы.................................................. 404 Глава 19. Полеты к астероидам..................................... 407 § 1. Пролет астероида......................................... 407 § 2. Встреча с астероидом..................................... 408 § 3. Выход на орбиту вокруг астероида......................... 409 § 4. Посадка на астероид и возвращение на Землю.............. 410 Глава 20. Полеты к кометам...................................... 412 § 1. Импульсные прямые полеты............................ 412 § 2. Попутный облет Юпитера.............................. 414 § 3. Полеты к кометам с малой тягой...................... 415 § 4. Операции вблизи ядра кометы и возвращение на Землю 417 Глава 21. Межпланетные экспедиции............................ 419 § 1. Особенности межпланетных экспедиций ................ 419 § 2. Спуск на Землю при возвращении из экспедиции........ 422 § 3. Безостановочные пилотируемые облеты планет.......... 425 § 4. Экспедиции с остановками при прямых симметричных пе- релетах . . .................*........................... 426
ОГЛАВЛЕНИЕ 7 $ 5. Экспедиции с траекториями возвращения, несимметричными траекториям прибытия..................................... $ 6. Операции на околопланетных орбитах, пролетных траек- ториях и поверхностях.................................... § 7. Экспедиции на астероиды............................. § 8. Использование кораблей с малой тягой.............. . § 9. Освоение планет..................................... Часть пятая ПОЛЕТЫ ЗА ПРЕДЕЛЫ СОЛНЕЧНОЙ СИСТЕМЫ ......................... Глава 22. Преддверие полета к звездам........................ § 1. Запланетная область................................. § 2. Прямые полеты и полеты через Юпитер................. § 3. Активный маневр вблизи Солнца....................... § 4. Маневр вблизи Солнца с облетом Юпитера и Сатурна • . . Глава 23. Межзвездные полеты................................. § 1. Астронавтика — составная часть космонавтики......... § 2. Фотонная ракета — средство осуществления межзвездных полетов.................................................. § 3. Обобщенная формула Циолковского..................... § 4. Продолжительности полетов........................... § 5. О «собственных» скоростях звездолета................ § 6. Мечта или реальность?............................... Послесловие.................................................. Приложение I. Перечень таблиц в тексте книги................. Приложение II. К вычислению начальных масс ракетных систем Литература................................................... Указатель имен и библиографических ссылок.................... Предметный указатель......................................... SSS £ S g SS SSS8S £ SSSS £
ПРЕДИСЛОВИЕ Эта книга посвящена механике космического полета или, что то же, космо динамике. В сущности, наука, с основами которой познако- мится читатель, представляет собой фундамент общей теории кос- мических полетов. В проблемах освоения космического пространства можно выде- лить три основные области современных научно-технических ис- следований и разработок: околоземные полеты, т. е. создание искусственных спутников Земли различного назначения; полеты к Луне; полеты к планетам и другим телам Солнечной системы. Поражающие воображение достижения космической техники в каж- дой из этих областей хорошо известны. Советскому Союзу здесь принадлежат основополагающие до- стижения: запуск первого искусственного спутника Земли, первый космический полет человека, первый выход космонавта из корабля в открытое космическое пространство; первая экспериментальная орбитальная станция; первое достижение лунной поверхности, первый облет Луны с фотографированием ее обратной стороны, пер- вая посадка на Лупу автоматической станции, запуск первого искусственного спутника Луны, первые доставки на Землю об- разцов лунных пород автоматическими аппаратами, первые опе- рации самоходных автоматических станций на Лупе; первый за- пуск искусственной планеты, первый полет к планете Солнеч- ной системы, первые спуски в атмосфере Венеры и первые посадки па поверхности Венеры и Марса. Весьма значительны успехи США в освоении космического пространства, из которых наиболее выдающимися являются круп- ные достижения в области использования околоземного простран- ства в научных и прикладных целях, успешные экспедиции на Луну, получение многочисленных фотографий поверхности Марса с помощью космических аппаратов на пролетных траекториях и околопланетной орбите, исследование Юпитера с пролетной траектории, исследование Венеры и Меркурия одним космическим аппаратом, шесть месяцев работы трех экипажей эксперимен- тальной орбитальной станции. По нескольку спутников с помощью собственных ракет-носителей запустили также Франция, Велико-
ПРЕДИСЛОВИЕ 9 британия, Япония и КНР. Ряд спутников, разработанных в Велико- британии, Канаде, Австралии, ФРГ, Италии, а также Западноевро- пейской организацией по космическим исследованиям (ESRO), был запущен с помощью американских ракет. Широкая программа научных исследований осуществляется учеными социалисти- ческих стран с помощью спутников серии «Интеркосмос», выведен- ных па орбиту советскими ракетами-носителями. Успешно развивается сотрудничество между советскими и французскими учеными. Осуществляются планы сотрудничества в области околоземных пилотируемых полетов между Советским Союзом и США. Соответственно указанным выше областям исследований в книге выделены три основные части (части II—IV), причем в каждой части особо рассматриваются проблемы пилотируемых полетов. Им предпосылается часть I, содержащая изложение общих вопро- сов космодинамики. Особняком в книге стоит часть V, посвященная полетам за пре- делы Солнечной системы. Автору представлялось, что книга вы- играет в полноте, если не будут обойдены молчанием и принци- пиальные вопросы механики межзвездных полетов, несмотря на всю их экзотичность. Отсюда — появление главы 23, явно отличаю- щейся от предыдущих глав эскизностью изложения. В отличие от большинства других книг по космонавтике, адре- сованных примерно тому же кругу читателей, содержание данной книги ограничено, как следует из ее названия, рамками теории движения спутников, автоматических станций, космических ко- раблей. Читатель, интересующийся проблемами космической меди- цины и биологии, космической связи, устройством систем жизне- обеспечения космических кораблей, принципами их конструиро- вания и многими иными — очень важными для космонавтики — вопросами, должен будет обратиться к другим книгам. В этой книге редко, как исключение, дается описание устройства запущен- ных космических станций и кораблей. Описание запусков косми- ческих объектов приводится исключительно для иллюстрации тех или иных положений теории. Поэтому некоторые объекты, чрезвы- чайно интересные с точки зрения программы научных исследова- ний или технического решения конструктивных проблем, в книге даже не упомянуты. Зато сообщаются подробности о некоторых спутниках, не внесших, быть может, сенсационно большого вклада в исследование космического пространства, но замечательных осо- бенностями своего движения или, скажем, интересным решением задачи вывода на орбиту. Для того чтобы читатель мог составить представление о целе- сообразности с астрофизической точки зрения той или иной теоре- тически возможной операции, в кпиге кратко излагаются научные результаты исследования небесных тел методами космонавтики.
10 ПРЕДИСЛОВИЯ Лишь в общих чертах освещаются принципы действия ракет- ных двигателей различных типов: без этих сведений невозможно понимание механики полета. По проблемы механики полета, осо- бенно вопросы выбора траекторий перелетов, излагаются доста- точно подробно. Здесь автор не считал возможным оставить неупо- мянутой сколько-нибудь интересную идею или обойти молчанием какое-либо из распространенных в среде неспециалистов ошибоч- ных толкований. Основное внимание в книге уделяется характерис- тикам траекторий, энергетическим затратам, т. е. скоростям, свя- занным с осуществлением космических операций, и вытекающим отсюда массовым (весовым) характеристикам ракет-носителей, монтируемых на орбитах кораблей и космических аппаратов. Эти вопросы являются, по существу, ключевыми в космонавтике, и знание их необходимо каждому, кто хочет понять трудности и перспективы освоения мирового пространства. За пределами книги осталась такая область механики косми- ческого полета, как теория вращательного движения космических аппаратов относительно центра масс, которая едва лишь затро- нута. Эта тема заслуживает отдельного рассмотрения. Для понимания сути излагаемых в книге вопросов, формально говоря, достаточно знания элементарной математики. Однако книга не предназначена для легкого чтения. Опа требует от чита- теля определенного навыка точного мышления. Изложение по- строено в логической последовательности. Поэтому читателю, впервые знакомящемуся с предметом, может быть непонятен ка- кой-нибудь раздел, если он пропустил предшествующий ма- териал. Автор стремился к рассуждениям, хотя и элементарным, но вполне строгим, стремился обращаться больше к логике читателя, чем к его интуиции. Стараясь облегчить чтение кпиги и сделать ее доступной воз- можно большему кругу читателей, автор стремился не злоупотреб- лять математическими выкладками, памятуя о том, что часто за деревьями вычислений бывает трудно увидеть лес идей. Но, хотя выкладки часто оставались за кулисами, все формулы, которые фак- тически использовались автором (в частности, для составления справочных таблиц), в книге приведены. Однако эта книга — не учебник, и потому вывод формул (вполне элементарных, требую- щих знания лишь школьной математики) дается редко. Книга рассчитана па всех, кто серьезно интересуется теоре- тическими основами космонавтики и не боится затратить некоторый труд на ознакомление с ними. К числу читателей автор относит и студентов, и школьных учителей физики, и учащихся старших классов физико-математических школ, и научных и инженерно- технических работников, не являющихся специалистами в области механики космического полета. К последним относятся и лица,
ПРЕДИСЛОВИИ 11 работающие в смежных областях космической техники, которым зачастую недостает точного знания основных фактов космодина- мики. Многие из читателей указанных категорий, имея специаль- ное техническое образование, вполне способны изучать космоди- намику по книгам монографического и учебного характера, но у них часто нет на это времени. Автор надеется, что он сможет им помочь. Для лиц, собирающихся всерьез заниматься механикой косми- ческого полета, книга может служить дополнительным пособием и первоначальным введением в предмет. Что касается специалистов в области механики космического полета, то автор надеется, что для них будут полезны разделы, содержащие обзор современного состояния разработки тех или иных проблем. Логика расположения материала в книге примерно соответст- вует тому плану, который автору представляется естественным для курса основ теории космического полета, носящего общеобразова- тельный характер. Подобные курсы, не рассчитанные на подго- товку специалистов, которым придется заниматься исследованием и проектированием космических операций и летательных аппара- тов, уже начинают читаться в некоторых высших технических учебных заведениях и педагогических институтах. Последнее осо- бенно важно, так как в нашу эпоху определенный минимум точ- ных сведений из области космонавтики по необходимости должен составлять обязательную часть умственного багажа всякого обра- зованного человека, и поэтому «космизация» школьного обучения делается насущной задачей. Кстати сказать,нигде так отчетливо, в «чистом» виде, не проявляются «школьные» законы физики, как в мировом пространстве. Автор будет считать свою цель достигнутой, если читатель на- учится понимать идеи, которыми руководствуются ученые при про- ектировании космических траекторий, оценивать сравнительные трудности осуществления тех или иных операций и, если понадо- бится, сможет самостоятельно подсчитать, допустим, начальную массу космического корабля, который нужно смонтировать на околоземной орбите, чтобы осуществить экспедицию на ту или иную планету. Ориентировке читателя должны помочь справочные таблицы, список которых приводится в Приложении I в конце книги. При написании книги была использована многочисленная оте- чественная и иностранная литература, список которой приводится в конце книги (соответствующие ссылки даны в квадратных скоб- ках). Во многих случаях литературный источник указывается не столько потому, что в нем впервые делается то или иное утверж- дение (иногда оно общеизвестно), сколько для того, чтобы читатель мог расширить свои познания, воспользовавшись указанным ис- точником.
12 ПРЕДИСЛОВИЕ Автор делал ссылки только на работы, которые он держал в руках (в подлиннике или в переводе). В тех случаях, когда на результат какого-либо автора указывалось в работе другого автора, в списке литературы указывается эта последняя. Список литера- туры включает в себя лишь работы, цитируемые в книге, и отнюдь не претендует на полноту. В рассмотрение вопросов личного при- оритетного характера автор настоящей книги не считал нужным входить. При переработке книги для второго издания автор поставил своей целью охватить многочисленные факты и идеи, появившиеся после 1970 года, по возможности не увеличивая объема книги. В частности, сильно расширен материал по космическим транспорт- ным системам, по полетам к планетам юпитерианской группы, асте- роидам и кометам (вся четвертая часть фактически написана за- ново). Добавлена глава о полетах в заплаяетную область. Усилен справочно-табличный элемент кпиги и добавлены простые расчет- ные формулы. Автор чрезвычайно признателен В. А. Егорову и А. К. Плато- нову, которые взяли на себя труд отрецензировать рукопись пер- вого издания книги и сделали много цепных замечаний. Автор бла- годарен И. Д. Новикову за очень полезное для автора обсуждение последней главы рукописи и С. А. Никитину и Л. А. Чульскому за добрые советы, способствовавшие улучшению кпиги. Автор весьма признателен Б. В. Раушенбаху, отрецензировав- шему рукопись второго издания, за высказанные им пожелания. Переработка книги для второго издания в основном закончена весной 1973 г. Материалы, появившиеся в литературе в последую- щее время, могли найти в книге лишь частичное отражение. В. Левантовский
ВВЕДЕНИЕ § 1. Космодинамика — теория космических полетов Космонавтика представляет собой совокупность различных отрас- лей пауки и техники, обеспечивающих исследование и освоение космического пространства и небесных тел с помощью косми- ческих летательных аппаратов — искусственных спутников, авто- матических станций различного назначения, пилотируемых кос- мических кораблей. Космонавтика, представлявшая вечную мечту человечества, превратилась в науку в результате основополагающих трудов великого русского ученого Константина Эдуардовича Циолков- ского. 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 космонав- тики покоился на трех китах: 1) теории движения космических кораблей1); 2) ракетной технике; 3) совокупности астрономических знапий 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, косми- ческая биология и медицина и т. д. Сейчас, когда нам трудно представить себе космонавтику без этих дисциплин, полезно вспомнить о том, что теоретические основы космонавтики закла- дывались 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 сигнали- зация с помощью лучей солнечного света, отражаемых в сторону Земли зеркалами, находящимися на борту межпланетного корабля. г) В настоящее время космическими кораблям и называют исключи- тельно объекты, предназначенные для полетов человека. В свое время так называли любые космические летательные аппараты.
14 ВВЕДЕНИЕ Сейчас, когда мы не удивляемся ни прямому телевизионному репортажу с поверхности Луны, ни фотографиям марсианской поверхности, полученным по радио, в это трудно поверить. По- этому 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, космодинамика1), механика космиче- ского полета, теория движения искусственных небесных тел. Все эти названия имеют один и тот же смысл, точно выражае- мый последним термином. Космодинамика, таким образом,является частью небесной механики — науки, изучающей движение лю- бых небесных тел — как естественных (звезды, Солнце, планеты, их спутники, кометы, метеорные тела, космическая пыль), так и искусственных (автоматические космические аппараты и обита- емые корабли). Но есть нечто, выделяющее космодинамику из небесной механики. Родившаяся в лоне небесной механики, космо- динамика пользуется ее методами, но не умещается в ее традицион- ных рамках. Существенное отличие прикладной небесной механики от клас- сической заключается в том, что вторая не занимается и пе может заниматься выбором орбит небесных тел, в то время как для пер- вой главной задачей является проектирование орбит, т. е. выбор из большого числа (часто бесконечного) путей достижения того или иного небесного тела (Луны, Марса, Венеры и т. д.) той траек- тории, которая позволяет достичь цели с наименьшими энерге- тическими затратами или в кратчайшее время, или с наиболее простым способом управления полетом, или при наиболее благо- приятных условиях наблюдения. Такую паилучшую с какой-то точки зрения траекторию называют оптимальной. Оптимальные траектории более всего интересуют космодипамику. Наконец, космодинамика не только выбирает орбиты, по и исправляет их, меняет. В поле ее зрения находится неведомый классической небесной механике орбитальный маневр. 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 *) Употребляется также термин астродинамика, который следует считать неудачным, так как он буквально означает «динамика звезд», а такая астро- номическая дисциплина уже давно существует.
§ 2] ОСНОВНЫЕ ЗАКОНЫ МЕХАНИКИ 1*5 ракет. Обе науки, тесно переплетаясь, лежат в основе космической техники. Обе они являются разделами теоретической механики х), которая сама представляет собой обособившийся раздел физики. Будучи точной наукой, космодинамика использует математи- ческие методы исследования и требует логически стройной сис- темы изложения. Недаром основы небесной механики были раз- работаны после великих открытий Коперника, Галилея и Кеплера именно теми учеными, которые внесли величайший вклад в разви- тие математики и механики. Это были Ньютон, Эйлер, Клеро, Даламбер, Лаграпж, 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 привпесла в небес- ную механику эксперимент, и небесная механика впервые превра- тилась 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 повое достижение космонавтики — это вместе с тем сви- детельство эффективности и точности методов космодинамики. § 2. Основные законы механики Прежде чем приступить к изучению движения искусственных не- бесных тел (спутников, лунных и межпланетпых космических аппаратов, пилотируемых космических кораблей), вспомним основ- ные законы механики, изучаемые еще в средней школе. В дальней- шем нам придется к ним обращаться. Первый закон Ньютона (закон инерции): всякая материальная точка находится в состоянии равномерного прямолинейного движения, пока и поскольку приложенные силы не принудят ее изменить это состояние. Равномерное прямолинейное движение есть движение с неиз- менной но величине и направлению скоростью, т. е. движение с постоянным вектором скорости («движение по инерции»). Во всех случаях, когда вектор скорости изменяется, суще- ствует ускорение. В частности, если материальная точка движется равномерно но окружности (например, спутник — по круговой орбите вокруг Земли, рис. 1), то, очевидно, существует ускорение, так как вектор скорости при этом является переменным (остается *) Небесная механика является одновременно и разделом теоретической механики, и разделом астрономии.
16 ВВЕДЕНИЯ! неизменным только его величина, направление же его непрерывно изменяется). Соответствующее ускорение а, как известно, равно по величине р2/г, где и — неизменная величина скорости, а г — радиус окружности, и направлено во всех точках окружности к ее центру (рис. 1). Согласно первому закону Ньютона причиной существования ускорения является сила. В нашем примере причиной кругового движения спутника является сила, не позволяющая ему совершать прямолинейное движение в направлении однажды сообщенпой ско- рости. Это — сила притяжения Земли (сила гравитации), о кото- ir рой подробно мы будем говорить в главе 2. ©Второй закон Ньютона устанавливает у связь между силой и ускорением. Второй закон Ньютона: ускорение материальной точки пропор- ционально действующей на нее силе и направлено в ту же сторону, что и сила. Если F — величина силы, а — вели- чина ускорения, то Рис. 1. Движение спутника по круговой орбите. F = та. Величина т, или коэффициент той пропорциональности, о которой говорится во втором законе Ньютона, представляет собой меру инерции материальной точки и называется ее массой. Зная в нашем примере массу т спутника и его ускорение а == р2/г, мы теперь можем по приведенной формуле вычислить силу, под действием которой спутник совершает свое круговое движение. Направлена эта сила, как и ускорение, к центру окружности, т. е. к Земле. Сакраментальный вопрос «Почему спутник не падает за Землю?», столь интриговавший журналистов в первые годы космической эры, не имеет смысла. Спутник не падает на Землю, т. е. его траектория не пересекает земной поверхности, так как оп не обязан двигаться в сторону действующей силы. В эту сторону всегда направлен вектор ускорения, по отнюдь пе обязательно —- вектор скорости, указывающий направление движения. С другой стороны, зная направление и величину силы, мы можем определить направление и величину (по формуле а = == F/m) ускорения, а затем математически определить путь движущегося тела. Здесь мы столкнулись в простейшем виде с двумя основными задачами механики космического полета: 1) определить силы, с помощью которых можно управлять космическим аппаратом, заставляя его совершать заданное дви- жение;
9 81 О ЕДИНИЦАХ СИЛЫ И МАССЫ 17 2) определить движение космического аппарата, если известны действующие на пего силы. Этими задачами мы и будем в дальнейшем заниматься. Вторая из этих задач характерна для классической небесной механики, изучающей движение «естественных» небесных тел, первая же свойственна именно космодинамике и подчеркивает активный характер этой науки. Вернемся, однако, к законам Ньютона. Причиной силы, действующей на тело, всегда является какое- то другое материальное тело, которое в свою очередь подвергается воздействию со стороны первого тела. Третийзакон Ньютона: всякому действию соответ- ствует равное по величине и противоположно направленное про- тиводействие. В пашем примере это означает, что действию Земли па спутник (сила F, направленная к Земле) соответствует противодействие — сила действующая со стороны спутника па Землю, равная по величине первой и направленная к спутнику. Эта сила, есте- ственно, по второму закону Ньютона сообщает определенное ускорение Земле, которое во столько же раз меньше ускорения, сообщаемого Землей спутнику, во сколько масса Земли больше массы спутника. Так как масса Земли равна 5,973 -1021 /и, то, каков бы пи был искусственный спутник, ускорение, сообщаемое им Зем- ле, ничтожно. По этой причине мы никогда не будем рассматри- вать воздействия искусственных спутников, космических аппара- тов и пилотируемых кораблей на естественные небесные тела независимо от того, являются ли эти воздействия гравитацион- ными или иного рода (например, удар, наносимый космическим аппаратом, падающим па поверхность Луны). § 3. О единицах силы и массы В дальнейшем мы подробно рассмотрим силы, действующие на космический аппарат. Сейчас же договоримся о единицах изме- рения силы и массы, которыми будем пользоваться. В Международной системе единиц СИ за единицу массы при- нимается килограмм (кг), а за единицу силы — ньютон (н) — про- изводная единица, равная той силе, которая массе 1 кг сообщает ускорение 1 м/сек2, т. е. 1 и = 1 кгЛм/сек2. Во все еще широко распространенной технической системе единиц основной единицей является единица силы — килограмм силы (кГ), а единица массы является производной: 1 техн. ед. массы = 1 кГ : 1 м/сек2 = 1 кГ-сек2/м. Совпадение наименований единицы массы в системе СИ (1 кг) и единицы силы в технической системе единиц (1 кГ) является пе- чальным обстоятельством, зачастую приводящим к недоразуме-
18 ВВЕДЕНИЕ ниям. Несмотря па это, мы будем пользоваться обеими этими единицами (различая их по написанию: кг и кГ) по следующим причинам. Во-первых, единица силы ньютон еще не стала привычно- наглядной, и в ракетной технике силы тяги до сих пор, как пра- вило, измеряются в граммах, килограммах и тоннах, что, надо сказать, не лишено удобства. Чтобы не путать с одноименными названиями единиц массы в системе СИ (г, кг, т), мы будем эти единицы силы обозначать Г, кГ, Т. Ио иногда мы будем пользо- ваться и ньютонами (н). Во-вторых, уж вовсе нет смысла отказываться от килограмма как единицы массы, и не только потому, что эта единица «законна» в системе СИ, по и потому, что она тоже наглядна, так как 1 кило- грамм массы (1 кг) весит 1 килограмм силы (1 кГ), а что такое килограмм веса — всем знакомо. Отсюда, в частности, вытекает, что 1 кГ = 1кг*9,8 м/сек2, откуда 1 кГ = 9,8 н. Термином «вес» при указании числовых характеристик ракет и космических аппаратов мы никогда пользоваться не будем. Вес, как известно, определяется силой давления тела, покояще- гося па поверхности планеты, на опору. На разных небесных телах он, естественно, различен. Вдобавок космический аппарат при свободном полете в мировом пространстве находится в без- опорпом состоянии, в состоянии невесомости... Разумнее поэтому указывать его массу.
Часть первая ОСНОВЫ РАКЕТО- И КОСМОДИНАМИКИ Глава 1 ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ § 1. Законы ракетного движения Основным средством передвижения в мировом пространстве являет- ся 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. Эти законы мы прежде всего и рассмотрим. Космонавтика обладает большим арсеналом ракетных двига- тельных 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 сто- роны ракеты действует некоторая сила, и согласно одному из основных законов механики — закону равенства действия и про- тиводействия — такая же сила, по противоположно направ- ленная, 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. Может быть строго доказана пропорциональность силы тяги указанным двум величинам, а именно: F=wq. (1) Здесь буквой F обозначена величина силы тяги, w — скорость истечения отбрасываемой массы по отношению к ракетег), Оговорка «по отношению к ракете» существенна: скорость отбрасываемой массы относительно Земли и небесных тел совсем иная и никак не харак - теризует двигатель ракеты.
20 ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ №Л.1 q —величина массы (но не веса!), расходуемая в единицу времени (секундный расход массы). Если в формуле (1) скорость истечения измерять в м/сек, а секундный расход массы в кг/сек, то будет получена величина силы тяги в пьютонах (и). Преобразуем формулу (1), разделив и умножив ее правую часть на g 9,8 м/сек* — ускорение свободного падения на поверхности Земли: г» F=wq = — qg, или (1') Здесь qg представляет собой весовой секундный расход, изме- ряемый в единицах кГ/сек, величина /уд — wig называется удель- ным импульсом и измеряется в , т. е. секундах (сек). При измерении величин в правой части формулы (Г) в указанных еди- ницах сила F определяется в килограммах силы (кГ), Разумеется, можно найти силу тяги в кГ и при пользовании формулой (1), если учесть, что 9,8 н •-= 1 кГ, Величина удельного импульса показывает, какой импульс тяги (измеряемый в кГ»сек) приходится на каждый килограмм (кГ) веса расходуемого рабочего тела (отсюда и название «удель- ный импульс»). Поэтому часто величину удельного импульса кГ • сек, указывают в &р’ > что, конечно, равносильно его измерению в секундах (сек). Можно сказать и иначе: удельный импульс — это количество килограммов (кГ) тяги, возникающей при расходе одного кило- грамма (кГ) веса рабочего тела в секунду. Рассуждая так, удельный кГ импульс измеряют в -р^ , т. е. опять-таки в секундах. Наконец, возможна и следующая трактовка: удельный импульс — это время, в течение которого расходуется 1 кг массы рабочего тела, если при этом непрерывно создается тяга в 1 кГ, т. е. удельный импульс характеризует экономичность расхода рабочего тела. Но как ни трактовать физический смысл удельного импульса /Уд, следует иметь в виду, что, хотя удельный импульс и имеет иную размерность, чем скорость истечения w, он ей полностью пропорционален, так как скорость истечения отличается от него лишь постоянным размерным коэффициентом g 9,8 м/сек* (» = ^уд)- Строго говоря, формулы (1) и (Г) справедливы лишь в том случае, если отбрасываемое вещество находится в твердом или жидком состоянии. Фактически же из ракеты выбрасывается
fi t! 8АК0НЫ РАКЕТНОГО ДВИЖЕНИЯ 21 струя газа. Стремясь расширяться, газ оказывает на ракету дополнительное воздействие, которое учитывается в уточненной формуле для силы тяги: F=wg + 6’(pP-pa). Здесь рг — давление газа на срезе сопла двигателя (подробнее об устройстве ракетных двигателей будет сказано ниже), р& — внешнее атмосферное давление, 5 — площадь среза сопла. Из последней формулы видно, что по мере подъема ракеты тяга дви- гателя возрастает, так как давление рл падает. В дальнейшем мы будем пользоваться, однако, приведенными выше более про- стыми формулами (1) и (Г), подразумевая, что добавочный член S (рг — ра) в них уже учтен, и понимая под w и /уд так называе- мые эффективную скорость истечения и эффективный удельный импульс. Таким образом, эффективная скорость истечения при прочих равных условиях максимальна в вакууме и минимальна на уровне моря. Величина эффективной скорости истечения (а следовательно, и эффективного удельного импульса) определяется эксперимен- тально во время стендовых испытаний двигателей путем замера силы тяги (с помощью динамометров) и секундного расхода рабо- чего тела. Кроме силы тяги на ракету действуют еще многие силы: силы притяжения Земли и небесных тел, сопротивление атмосферы, световое давление и т. д. Эффект действия всех сил выражается в ускорении, которое получает в результате ракета. Это результи- рующее ускорение складывается из ускорений, сообщаемых каж- дой силой в отдельности. Эффекты действия различных сил мы под- робно рассмотрим в последующих главах, а сейчас пас будет интересовать только ускорение от тяги, или. реактивное ускорение ар. Его величина согласно второму закону механики равна F где F — величина силы тяги, а т — масса ракеты в некоторый момент времени. Эта масса по мере израсходования рабочего тела, конечно, уменьшается, а значит, реактивное ускорение, вообще говоря, увеличивается (чтобы оно не изменялось, нужно было бы одновременно уменьшать соответствующим образом силу тяги). Поэтому удобной характеристикой является начальное реактивное ускорение, сообщаемое силой тяги в момент начала движения: _ р где zn0 — начальная масса ракеты. Вместо этой единицы часто вводят тяговооруженность — безразмерную величину, равную
22 ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ (ГЛ. I отношению тяги к начальному весу («вооруженность» тягой еди- ницы начального веса). Очевидно, тяговооруженность равна начальному реактивному ускорению, деленному на g = 9,8 м/сек2, т. е. численно равна начальному ускорению, выраженному в еди- ницах g. Реактивное ускорение (в частности, начальное реактивное ускорение) представляет собой то ускорение, которым обладала бы ракета, если бы на нее не действовали никакие иные силы, кроме силы тяги, т. е. если бы она, по выражению К. Э. Циол- ковского, находилась в воображаемом «свободном» пространстве. Реально такие условия, конечно, нигде в Солнечной системе не осуществляются, однако представление о пространстве, свобод- ном от действия всяких сил, полезно. Поместим мысленно нашу ракету в свободное пространство и включим ее двигатель. Двигатель создал тягу, ракета полу- чила 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 начальная масса ракеты т0 уменьшится до конечной величины тпк? Если допустить, что скорость истечения w вещества из ракеты неизменна (это довольно точно соблюдается в современных ракетах), то ракета разовьет скорость у, выражающуюся формулой Циолковского: V = w In = 2,30259» 1g , (2) где In обозначает натуральный, a 1g — десятичный логарифм, или "?»=ew (2') где число е = 2,71828 — основание натуральных логарифмов. Скорость, вычисляемая по формуле Циолковского, характе- ризует энергетические ресурсы ракеты. Она называется идеальной или характеристической. Мы видим, что идеальная скорость не за- висит от секундного расхода массы рабочего тела, а зависит только от скорости истечения w и от числа z — тп0/тпк, называемого отно- шением масс или числом Циолковского. Зададимся определенным значением скорости истечения w. Тогда, если секундный расход велик (и, следовательно, велика тяга), ракета быстрее израсходует рабочее тело и приобретет характеристическую скорость. Если же секундный расход мал (мала тяга), то на израсходование всего рабочего тела потребуется гораздо больше времени. Но поскольку в обоих случаях скорость истечения была одинакова, то и приобретенная в конечном счете характеристическая скорость будет также одинаковой. Конечно, этот вывод верен лишь для воображаемого свобод- ного от сил пространства. В реальных же условиях вмешательство
Я 2] СТРУКТУРА РАКЕТЫ 23 посторонних сил приводит к тому, что приобретенная ракетой скорость отличается от идеальной (характеристической). Это отличие особенно велико, когда сила тяги мала. Когда же сила тяги и секундный расход велики, то за короткое время, пока расходуется рабочее тело, действие посторонних сил (не слишком значительных по сравнению с силой тяги) скажется слабо на дви- жении и приобретенная ракетой скорость будет сравнительно мало отличаться от идеальной. Дальше мы рассмотрим все основные типы современных и пер- спективных двигательных систем с точки зрения тех характерис- тик, о которых только что говорилось. Величина реактивного ускорения ар показывает, для каких космических операций может быть применен двигатель того или иного типа. Например, для резких маневров нужен двигатель, создающий значительное реактивное ускорение. Двигатель с ма- лым реактивным ускорением не может даже оторвать космиче- ский аппарат от поверхности Земли. Условно все двигатели могут быть разделены на два класса: двигатели большой тяги (точнее, большого реактивного ускорения), создающие реактивное уско- рение, превышающее g = 9,8 м!секг, и двигатели малой тяги (точнее, малого реактивного ускорения), создающие реактивное ускорение, меныпее g. Часто двигательные системы характеризуют их удельным весом, под которым понимают отношение веса двигательной сис- темы к величине создаваемой ею тяги. Если бы ракетный аппарат состоял только из двигателя, то удельный вес равнялся бы вели- чине, обратной тяговооруженности. Чем выше удельный вес двигателя, тем меньше создаваемое им реактивное ускорение, тем менее он выгоден. В дальнейшем мы будем характеризовать двигательные системы главным образом реактивными ускоре- ниями. Не менее важной характеристикой является скорость истече- ния w. Чем больше скорость истечения, тем больше идеальная скорость и тем более пригодна двигательная система для осуще- ствления сложных операций в космосе. Наконец, большая скорость истечения w при заданном значе- нии скорости р позволяет ограничиться не слишком большим значением числа Циолковского z. Это позволяет разместить в ра- кете большую полезную нагрузку, уменьшив массу рабочего тела. § 2. Структура ракеты Современная космическая ракета представляет собой сложное сооружение, состоящее из сотен тысяч и миллионов деталей, каж- дая из которых играет предназначенную ей роль. Но с точки зрения механики разгона ракеты до необходимой скорости всю
24 ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ [ГЛ. ! тела, ракеты) состоит начальную массу тп0 ракеты можно разделить на две части: 1) масса рабочего тела и 2) конечная масса тк, остающаяся после выброса рабочего тела. Эту последнюю часто называют «сухой» массой, так как рабочее тело в большинстве случаев представляет собой жидкое топливо. Отношение m0/mR называется, как уже говори- лось, числом Циолковского z и, наряду со скоростью истечения, представляет «скоростные возможности» ракеты. Поэтому попятно стремление конструкторов по возможности увеличить число z. «Сухая» масса (или, если угодно, масса «пустой», без рабочего из массы конструкции и массы полезной нагрузки. Под конструкцией следует по- нимать не только несущую конструкцию ракеты, ее оболочку и т. п., но и двига- тельную 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 раке- ты. Полезная нагрузка тп состоит из на- учной 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 (но бесполезный!) полет г). На рис. 2 схематично изображена описанная структура. Увеличение числа z возможно, очевидно, посредством всемер- ного уменьшения массы конструкции, что требует от конструкто- ров особого мастерства. Отношение суммарной массы конструк- ции и рабочего тела к массе конструкции называется конструк- тивной характеристикой и обозначается буквой $. В принятых ранее обозначениях Рис. 2. Структурная ракеты. Рабочее /пело Ролезлая "| *1 § ...-...м & схема (3) Для любой ракеты число z всегда меньше $, и если мастерство конструкторов, заключающееся в умении втиснуть максимум ра- бочего тела в минимальную по массе конструкцию ракеты, достигло предела, то остается только один путь увеличения скорости ракеты — увеличение числа z посредством уменьшения полезной 1) Это определение носит условный характер. При экспедициях на Луну, например, пилот является частью системы управления. Пустые топлив- ные баки могут в принципе использоваться на околоземных орбитах и на поверхностях Луны п планет в качестве жилых помещений космонав- тов, т. е. часть конструкции ракеты может входить в полезную нагруз- ку. По такую возможность мы сейчас для простоты не будем рассмат- ривать*
I «1 СОСТАВНАЯ РАКЕТА 25 нагрузки тпп. При полном отказе от полезной нагрузки (тп = 0) число z достигнет своего предела и станет равным числу 5. Но, разумеется, величина полезной нагрузки отнюдь не безразлична при проектировании космических операций, даже если обеспечено достижение определенной характеристической скорости. Будем называть относительной начальной массой величину Обратная ей величина называется относительной полезной нагруз- кой или коэффициентом полезной нагрузки. Разделив числитель и знаменатель правой части формулы (3) на /п0, мы получим соотношение между числами s, z и р 1-1 о=____£_ 1_1’ 2 Р которое удобнее переписать в следующих трех видах: р— 1 ps S—1 S = ---, Z =---p — z---------- p—z ’ p+$ — 1 * s — z В дальнейшем мы будем задаваться определенным значением а, соответствующим достигнутому уровню конструктивного мас- терства. Еще сравнительно недавно значение а = 10 считалось весьма большим. Однако для первой ступени американской лунной ракеты «Сатурн-5» уже s = 16. Приняв определенное значение р, мы сможем вычислить z, а следовательно, но формуле (2) и идеаль- ную скорость. И, наоборот, определив по идеальной скорости число z, мы сможем вычислить относительную начальную массу или коэффициент полезной нагрузки. (4) § 3. Составная ракета Допустим, что перед нами поставлена цель спроектировать ракету, скажем, для достижения Венеры. Необходимая для этого идеальная скорость и = 12 км/сек 1). Примем скорость истечения ш = 3 км/сек. Тогда согласно формуле (2') необходимое число Циолковского zHe06 = е°№ = е* = 54,6. Если вспомнить, что число а заведомо больше z, то станет ясно, что построить нужную ракету нам не удастся, так как мы не сможем вместить необходимое х) Подробно проблема полета к Венере будет рассмотрена в главе 16. Здесь указано заниженное значение идеальной скорости, соответствую- щее очень большим перегрузкам при разгоне.
26 ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ [ГЛ. 1 количество топлива в конструкцию, удовлетворяющую сколько- нибудь разумным требованиям прочности. Даже если мы примем скорость истечения равной 4 км/сек (очень хорошее значение, как мы скоро увидим), то окажется, что зНеоб = е3 = 20,1. И это значение следует признать чрезмер- ным, так как число $ должно быть еще больше, чем z. Тем не менее при заданном уровне конструкторского искусства (скажем, при 5 = 15) можно построить ракету, способную развить необходимую идеальную скрость при прежнем значении скорости истечения. Но для этого надо существенно изменить структуру ракеты. Набору скорости ракеты благоприятствует то, что по мере истечения рабочего тела масса ракеты уменьшается, благодаря чему при неизменной тяге непрерывно растет реактивное ускоре- ние. 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 г). Обычно составная ракета состоит из самостоятельных ракет- ступеней (благодаря этому из отдельных ступеней можно состав- лять различные ракетные комплексы), соединенных последова- тельно. 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 [1.1]. Существенный недостаток последней схемы заключается в том, что после отделения отработавшей ступени резко возрастает реак- тивное ускорение, так как двигатель остался прежним, тяга по- этому не изменилась, а разгоняемая масса ракеты резко уменьши- лась. Это затрудняет точность наведения ракеты и предъявляет повышенные требования к прочности конструкции. При последо- вательном же соединении ступеней вновь включаемая ступень обладает меньшей тягой и ускорение не изменяется резким скачком. Пока работает первая ступень, мы можем рассматривать осталь- ные ступени вместе с истинной полезной нагрузкой в качестве полезной нагрузки первой ступени. После отделения первой сту- пени начинает работать вторая ступень, которая вместе с после- 1) К сожалению, невозможно отделять баки по частям, по мере их опорожне- ния. Еще более жалко, что невозможно отделение этих частей со скоростью истечения рабочего тела. Впрочем, подобная идеальная ракета была бы пол- ностью эквивалентна гипотетической ракете, состоящей из одного лишь рабочего тела и целиком сгорающей.
5 81 СОСТАВНАЯ РАКЕТА 27 Рис. 3. Структурная схема многоступенчатой ракеты. дующими ступенями и истинной полезной нагрузкой образует самостоятельную ракету («первую субракету»). Для второй сту- пени все последующие ступени вместе с истинным полезным гру- зом играют роль собственной полезной нагрузки и т. д. На рис. 3 показана схема многоступенчатой ракеты. Каждая субракета добавляет к уже имеющейся скорости соб- ственную идеальную скорость, и в результате конечная идеаль- ная скорость многоступенчатой ракеты складывается из суммы идеальных скоростей отдельных субра- кет. В теории многоступенчатых ракет доказывается, что если эффективные ско- рости истечения w и конструктивные ха- рактеристики s одинаковы для всех сту- пеней, то суммарная идеальная скорость будет наибольшей в том случае, когда числа 2, а следовательно, и р для всех субракет также одинаковы [1.2]. Может быть доказано также следующее положение. Если заданы идеальная ско- рость и одинаковая для всех ступеней скорость истечения ш, а также заданы конструктивные характеристики s для всех ступеней (вообще говоря, разные), то отношение начальной массы Мо много- ступенчатой ракеты к полезной нагруз- ке тп окажется минимальным, если по- добрать отношения масс zc для всех субракет пропорциональ- ными соответствующим числам s [1.3]. В этом заключается оптимизация конструкции многоступенча- той ракеты. В частном случае, когда все числа s для отдельных ступеней одинаковы, должны быть одинаковы и числа z. Для последнего случая мы выведем важную формулу. Допустим, необходимое для одноступенчатой ракеты число Циолковского Здеоб оказалось технически нереальным. Построим многоступенчатую ракету. Для достижения суммарной идеальной скорости и каждая ступень должна будет сообщить полезной на- грузке скорость vln (если число ступеней равно п). Следовательно, число Циолковского для каждой субракеты будет Zc = en«’ = /zHeoe. Как видим, число Циолковского zc для каждой субракеты гораздо меньше числа Циолковского zHe06, пеобходимого для одноступен- чатой ракеты, и, выбрав п, можно подобрать вполне реальное zc. Поэтому оказывается возможным построить нужную многоступен- чатую ракету.
28 ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ [ГЛ. ! Вычислив по формуле (5) zC9 задавшись для каждой ступени определенным конструктивным параметром 5, мы можем по тре- тьей из формул (4) определить число рс для каждой субракеты: sc—enw (6) Составим произведение чисел рс для всех субракет (дальше индекс «с», относящийся к ступени или субракете, опускаем): Р1Р2 • • • Рп — Мо т± /«J т2 тп-Л mn (7) Здесь Л/о — начальная масса всей многоступенчатой ракеты, т2, — начальные массы субракет (когда число ступе- ней равно п, число субракет равно п — 1), тп — масса истинной полезной нагрузки. Произведя в равенстве (7) сокращения, найдем Р1Р2---Рп = ~ = Р^ где Р — относительная начальная масса многоступенчатой ракеты. Если числа s и z для всех ступеней и субракет одинаковы, а следо- вательно, одинаковы и числа р для всех субракет, то Р==рп, и мы получаем формулу [1.3] _ — / s_1 \п p = -- = ew/-M-\ . (8) тц I р I ’ * \s-enw ) По этой формуле, задавшись определенным качеством топлива (оно характеризуется скоростью истечения ш), совершенством конструкции ($) и зная необходимую для космического полета идеальную скорость р, мы можем найти относительную начальную массу и, следовательно, узнать, какой должна быть начальная мас- са всей ракеты, если полезная нагрузка составляет величину ти. Наиболее важное отклонение от реальных условий космиче- ской техники при выводе формулы (8) состояло в предположении одинаковости скоростей истечения w и чисел а для всех ступеней. Несмотря на это, мы в дальнейшем будем широко пользоваться формулой (8) для прикидочных оценок начальных масс ракет-но- сителей, стартующих с земной поверхности, а также космических аппаратов, монтируемых на околоземной орбите. Формула (8) показывает, что при заданной идеальной скорости v уменьшение числа Р может быть достигнуто увеличением конструк- тивной характеристики числа ступеней п или скорости истече- ния w.
$ 3] СОСТАВНАЯ РАКЕТА 29 Р 500\ WO 50 Збкм[С№ — Уход из Сферы действия Земли J г б 5 6 ю, км/сек — Посадка на Меркурий 20км/сек —Экспедиция на Луну или на Марс г —Уход из Солнечной системы —Медение спутника на низкую орбиту —Уход с околоземной орбиты к Меркурию —Уход с околоземной орбиты кЛуне а) । ш,км/сек' Рис. 4. Зависимость относительной начальной массы Р (логариф- мический масштаб) от скорости истечения w для различных значе- ний идеальной скорости v при я « 15 в случаях: а) трехступенчатой ‘ и б) одноступенчатой ракеты 11,3J,
30 ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ [ГЛ. 1 На первом пути еще возможно некоторое продвижение вперед. Особенно это касается ракетных аппаратов, которые будут монти- роваться в будущем па околоземных орбитах. Возможность увеличения числа ступеней ограничена. Невоз- можно уподобить многоступенчатую ракету складной «матрешке», так как последняя ступень не может иметь сколь угодно малые раз- меры: существуют такие детали конструкции и системы управле- ния, которые не могут быть чрезмерно малыми [1.3]. Кроме того, с увеличением числа ступеней ракета конструктивно все более усложняется и надежность ее уменьшается, в то время как выигрыш в скорости (или в полезной нагрузке) уменьшается [1.3, 1.4]. Ведь даже если бы вся сухая конструкция была полностью пре- вращена в рабочее тело, то и в этом случае идеальная скорость была бы ограничена. Из рис. 4, а и б [1.3], иллюстрирующих формулу (8) для слу- чаев $ = 15, п == 3 и s = 15, и = 1, видно, какую колоссальную выгоду дает увеличение скорости истечения w. При очень больших скоростях истечения (до 100 км/сек) становятся возможными такие операции в космосе, которые сейчас кажутся фантастическими. Пояснительные надписи в правых частях рисунков будут обосно- ваны в третьей и четвертой частях кпиги г). В таблице 17 Приложения П приведены значения относитель- ной начальной массы Р в зависимости от отношения v/w и от числа п для значений я, равных 15 и 20. Мы в дальнейшем будем часто обращаться к этой таблице, понимая под идеальной скоростью арифметическую сумму V скоростей, приобретаемых полезной на- грузкой на разных этапах полета, с учетом потерь — так называе- мую суммарную характеристическую скорость. Как видно из табл. 17, при малых значениях отношения идеальной скорости к ско- рости истечения (меньших примерно 1,5) многоступенчатая ракета не дает выигрыша по сравнению с одноступенчатой; при величине отношения 1,5 преимущество двухступенчатой ракеты перед одно- ступенчатой очень невелико и дальнейшее увеличение ступеней вовсе ничего не дает. § 4. 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, стреми- тельно расширяясь, с большой скоростью истечения выбрасываются из ракеты. А) Эти надписи заменяют некорректные и малоинформативные надписи в книге [1.3], из которой заимствованы график и*
fl 4] ТЕРМОХИМИЧЕСКИЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ 31 Химические двигатели относятся к более широкому классу тепловых (теплообменных) двигателей, в которых истечение рабо- чего тела осуществляется в результате его расширения посредством нагревания. Для таких двигателей скорость истечения w в основном зависит от температуры расширяющихся газов и от их среднего молекулярного веса: чем больше температура и чем меньше моле- кулярный вес, тем больше скорость истечения. С точностью до 10% она пропорциональна ]/ Т/М, где Т — абсолютная темпера- тура х), М — средний молекулярный вес [1.5, 1.6]. Все усилия направляются главным образом па то, чтобы температура Т была по возможности больше, а молекулярный вес М — меньше. Требование высокой температуры расширяющихся газов до- вольно очевидно, что же касается молекулярного веса, то чем он меньше, тем больший объем при данных температуре и давлении стремится занять газ, т. е. тем больше оказывается скорость исте- чения. Скорость истечения также зависит, хотя и в меньшей сте- пени, от давления газа в тепловой камере, точнее, от отношения этого давления к давлению газа в выходном сечении (на срезе сопла). Чем больше это отношение, тем больше скорость истече- ния. Давление газа в камере доходит до десятков атмосфер. При полете за пределами атмосферы это давление (для двигателей верхних ступеней) может не быть таким большим. Важной характеристикой рабочего тела является его плотность. Чем опа больше, тем меньший объем при той же массе занимает рабочее тело и тем, следовательно, меньшие размеры, а значит, и мепыпую массу имеют баки для его хранения. К сожалению, тре- бования малого молекулярного веса и большой плотности обычно противоречат друг другу. Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). В этих двигателях горючее (например, керосин, спирт, гидразин, жидкий водород) и окислитель (например, жидкий кислород, азотная кислота, перекись водорода) помещаются в отдельных ба- ках. Совокупность горючего и окислителя называется ракетным топливом. С помощью специальных насосов или под давлением горючее и окислитель подаются в камеру сгорания. Истечение про- дуктов сгорания происходит через особой формы раструб, назы- ваемый соплом (рис. 5). В камерах сгорания современных ракет развивается темпера- тура более 4000° К (иногда достигает почти 5000° К) [1.7]. Стенки камеры делаются из особо жаропрочных материалов и подвер- гаются специальному охлаждению: внутри них по трубкам цир- кулирует холодное топливо перед поступлением в камеру. Благо- даря этому стенки камеры сгорания охлаждаются до 1000Q К. х) Абсолютная температура (в градусах Кельвина, ° К) больше температуры в градусах Цельсия на 273,16 градуса.
32 ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ (ГЛ. 1 Тробовпнио возможно меньшего молекулярного веса продуктов сгорания и астма л я от химиков искать ракетные топлива, состоящие ив химических элементов с небольшим атомным весом (занимаю- щих 10 первых мест в таблице Менделеева, за исключением инерт- ных газов) [1.6]. Теоретические расчеты показывают, что самые выгодные комбинации горючих и окислителей, характеризующиеся сравнительпо малым молекулярным весом продуктов сгорания Рис. 5. Схема жидкостного ракет- ного двигателя с насосной подачей топлива. и высокой теплотворностью, при вы- соких давлениях (до сотен атмосфер) в камере сгорания не смогут дать скорость истечения газов во всяком случае более 4,5—5 км/сек. причем предел уже фактически почти до- стигнут. В ЖРД нижних ступеней совре- менных ракет-носителей используют- ся, как правило, углеводородные горючие и жидкий кислород в каче- стве окислителя; подобные топлива дают скорости истечения порядка 3 км/сек. Сочетание же жидкий водо- род + жидкий кислород обеспечи- вает скорость истечения до 4,2 км/сек. а замена жидкого кислорода жидким фтором позволит достичь скорости истечения 4,5 км/сек [1.12] х). Жидкий фтор чрезвычайно трудно ис- пользовать из-за его коррозийного действия и ядовитости. Исполь- зование жидкого водорода затрудняется тем обстоятельством, что он имеет весьма малую плотность, вследствие чего оказывается ве- лика масса содержащих его баков. Не малы также трудности содер- жания жидкого водорода при температуре —253° С [1.7]. В настоя- щее время кислородно-водородное топливо применяется на верх- них ступенях ракет-носителей, где потребное количество водорода может быть не слишком велико. Тяги жидкостных двигателей, уже применяющихся па ракетах, достигают многих сотен тонн. Значительный эффект получается объединением нескольких двигателей в связки. Самым мощным из современных иностранных ракетных дви- гателей, уже использующихся в ракетах-носителях, является американский ЖРД F-1. Его тяга составляет в вакууме 793 Т. Двигатель имеет массу около 10 т, максимальный диаметр (но х) Здесь и ниже указываются эффективные скорости истечения в вакууме, которые на 10—30% выше скоростей истечения на уровне моря [1.12|. В литературе иногда указываются и несколько большие значения скоростей истечения для ЖРД, но никогда не превышающие 5 км/сек,
ff 41 ТЕРМОХИМИЧЕСКИЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ 33 срезу сопла) составляет 2,9 jh. Ежесекундно расходуется около 1 т горючего (керосин RP-1) и 2 т окислителя (жидкий кислород); удельный импульс — 260 сек. Этот двигатель используется в лун- ной ракете-носителе «Сатурп-5». В США испытывался кислородно-водородный ЖРД М-1 с та- кой же тягой. Использующийся па верхних ступенях ракеты- носителя «Сатурн-5» кислородно-водородный ЖРД J-2 развивает в вакууме тягу до 104,4 Г; удельный импульс равен 430 сек. Мощные ЖРД (одиночные и в связках) способны сообщить реактивное ускорение, в несколько раз превышающее ускорение свободного падения g ~ 9,8 м/сек2. Их действие, однако, продол- жается лишь несколько минут. При малом секундном расходе рабочего тела другие ЖРД (например, рулевые), работающие в режиме малой тяги, способны действовать несколько часов и создавать ускорения, в десятки раз мепыпие g. Ракетные дви- гатели твердого топлива (РДТТ). Твердое топливо горит за счет кислорода, содержа- щегося в нем самом. РДТТ имеет значительно более Рис. 6. Ракетный двигатель твердого toil ниш: а) продольный разрез, б) поперечный разрез. простую конструкцию, чем ЖРД. Не нужны ни раздельные баки для горючего и окислителя, ни насосы (рис. 6). В РДТТ оказывается более трудно, чем в ЖРД, регулировать горение (трудно выключить двигатель в нужный момент), по зато храпение твердых топлив значительно проще, чем жидких (особенно в условиях космического простран- ства). Удельный вес РДТТ меньше удельного веса ЖРД, и в этом их преимущество. Тяги РДТТ достигают сотеп тонн. Время дей- ствия — менее минуты. РДТТ интенсивно разрабатываются в последние годы. В на- чале 1967 г. в США был испытан РДТТ диаметром 6,6 м и длиной 24 м, причем тяга достигла 1600 Т. Считается теорети- чески возможным создание РДТТ диаметром 15 м, с тягой до 4500 Т [1.7]. Связки огромных РДТТ должны найти широкое применение в качестве первых, стартовых ступеней (бустеров) огромных ракет- посителей. Однако РДТТ никогда не смогут полностью вытеснить ЖРД, так как даже в будущем скорость истечения из них, no- видимому, не сможет превысить 3—3,5 км/сек [1.7]. РДТТ небольшой тяги находят применение в качестве тормоз- ных двигателей космических аппаратов. Необычные РДТТ весьма малой тяги используются в системах ориентации и стабилизации. Их «топливо» не сгорает, а представляет собой легко возгоняющееся 2 В. II. Левантовский
84 ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ [ГЛ. 1 (сублимирующееся) под действием электрического импульса твер- дое вещество (микроракетные сублимационные двигатели) [1.7]. ЖРД на свободных радикалах (рекомбина- ционные двигатели). Так называются теоретически возможные двигатели химического типа, использующие тепловую энергию, выделяющуюся при рекомбинации (воссоединении) в молекулы атомов или групп атомов, представляющих собой незаряженные части молекул. Примером такой реакции может служить соеди- нение двух отдельных атомов водорода Н в молекулу водорода Н2. При реакции развивается огромная температура — около 10 000* С, а молекулярный вес расширяющегося газа минимален. Скорость истечения могла бы теоретически достичь 21 км/сек [1.8]. Но чрезмерно высокая температура вынудит разбавлять сво- бодные атомы водорода Н молекулами Н2, что понизит темпера- туру и уменьшит скорость истечения. Таким путем может быть достигнута скорость истечения около 10 км/сек [1.9] (при 50% свободных атомов в смеси). К сожалению, получение и хранение (в «замороженном» состоя- нии) свободных радикалов в широких масштабах представляет практически неразрешимую проблему из-за дороговизны и взры- воопасности [1.7]. Использование воздушно-реактивных двигателей (ВРД). Можно добиться увеличения характе- ристической скорости ракеты, если в камере сгорапия в каче- стве окислителя будет использоваться кислород атмосферы. Для этого на первой ступени ракеты должны быть установлены ВРД (возможно, в сочетании с ЖРД), подобные применяющимся в реактивной авиации. Помимо использования самостоятельных ВРД возможно также подсасывание воздуха из атмосферы в реак- тивную струю ЖРД или РДТТ [1.7]. Указанные двигательные установки, возможно, в будущем найдут применение на орби- тальных самолетах. § 5. Ядерные тепловые двигатели Существует много типов двигателей, использующих ядерную энергию. В этом параграфе мы не будем рассматривать двигатели, в которых ядерная энергия предварительно преобразуется в элек- трическую. Их мы выделим в самостоятельный класс двигателей (см. § 7 настоящей главы), здесь же рассмотрим ядерные тепловые (рдернотермические) двигатели. Когда мы будем говорить о ядер- ных ракетных двигателях (ЯРД), то будем подразумевать под ними тепловые. 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
§ 5] ЯДЕРНЫЕ ТЕПЛОВЫЕ ДВИГАТЕЛИ 35 химической энергии, а за счет «постороннего» тепла, выделяю- щегося при внутриядерной реакции. Приблизительная пропорцио- нальность скорости истечения величине УТ/М остается в силе. Критерием выбора рабочего тела теперь служит главным образом молекулярный вес М. Поэтому превосходным рабочим телом мо- жет служить водород, неплохим будет и вода. Рабочее тело про- пускается через ядерный реактор, в котором происходит реак- ция деления атомных ядер (например, урана), и при этом нагревается Понятно, что твердофазный ядерный реактор (с твердым ядер- ным горючим, рис. 7) может нагреть рабочее тело лишь до темпе- ратуры, меньшей его собственной температуры плавления. Между Рис. 7. Схема ЯРД с твердофазным реактором. тем наиболее тугоплавкий материал, из которого могут быть сделаны элементы ядерного реактора, содержащие уран, а именно карбид гафния и тантал, плавится уже при температуре 3900° С [1.10, 1.111. Превышение температуры превратило бы твердофаз- ный реактор в жидкую массу, охлаждать же ядерный реактор, подобно стенкам камеры, бессмысленно. В проводившихся в США экспериментах температура рабочего тела — водорода была менее 2000° С, а скорость истечения достигала 8 км/сек [1.7] (ЯРД «Нерва»)'). В будущем можно ожидать повышения скорости исте- чения до 12 км/сек и несколько выше [1.10, 1.12]. Температуру рабочего тела можно повысить, если пропускать водород через жидкофазный ядерный реактор — через расплавлен- ные соединения урана [1.5,1.10, 1.11]. Таким путем можно достичь скорости истечения до 20 км/сек [1.12]. Наконец, еще большего эффекта можно достичь, пропуская рабочее тело через газофазный ядерный реактор [1.5, 1.7, 1.10— 1.13]. Предлагаются [1.10, 1.11, 1.13] различные способы предо- хранения делящегося урана от выбрасывания с рабочим телом, х) Работа над ЯРД «Нерва» в США была свернута после затраты 1/i млрд, долл., одпако в бюджете NASA на 1973 финансовый год намечалась раз- работка ЯРД меньших размеров» Q*
86 ДВИГАТЕЛЬНОЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ (ГЛ. 1 а стенок камеры — от расплавления (температура рабочего тела будет составлять десятки тысяч градусов). Предполагается, что скорость истечения для таких двигателей будет достигать 15— 70 км/сек [1.11—1.13]. Пульсирующие ЯРД [1.4, 1.10, 1.14, 1.17]. В этих двигателях энергия атомного взрыва должна испарять рабочее тело. По проекту «Орион» [1.10] (см. также Missiles and Rockets, 14. XII. 1964) космическая ракета диаметром 10 м и массой 90 т после выведения ее на орбиту ракетой-но- сителем «Сатурн-5» разгоняется посредством ядерных взрывов, производящихся позади мощного стального днища. Достигается скорость истечения 10 км/сек при реактивном ускорении 10“4 — 10"3 g. По проекту фирмы «Мартин» И.17] взрывы ядерных капсул мощностью, эквивалентной 10 т тринитротолуола, внутри камеры диаметром 40 м должны, испарив 935 т воды, вывести на около- земную орбиту нагрузку 160 т (на нижней ступени используется связка из девяти ЖРД F-1), а в будущем — даже 13 000 пг. По не- которым предположениям [1.14] взрывы атомных бомб позволят достичь скорости истечения, в 10 раз большей, чем у химических ракет. Есть и более оптимистичные прогнозы. Однако опасность радиоактивного заражения атмосферы и заключение договора о прекращении ядерных испытаний в атмосфере, в космосе и под во- дой, привели к прекращению финансирования упомянутых проек- тов в США, хотя двигатель типа «Орион» еще продолжает упоми- наться в литературе. ЯРД на термоядерном синтезе. В этих двига- телях используется управляемая реакция объединения (синтеза) Рис. 8. Схема ЯРД на радиоактив- ном распаде изотопов 11.161: 1 — бак с рабочим телом; 2 — изо- топный материал; 3 — радиатор си- стемы охлаждения; 4 — насос си- стемы охлаждения; 5 — тяговая камера. атомных ядер, которая является еще не решенной «проблемой номер один» для физики наших дней. Рабочее тело, как предполагают, будет обтекать шпур высокотемпературной дейте- риевой плазмы и изгоняться из ра- кеты со скоростью до 100 км/сек, причем реактивное ускорение соста- вит 10'4 - 10~2 g [1.12, 1.14]. ЯРД на радиоактивном распаде изотопов (рис. 8). 11 ри самопроизволытохм радиоактив- ном распаде выделяется тепловая энергия, которую можно использо- вать для нагревания водорода. После израсходования рабочего тела понадобится (если мы хотим сохранить для будущего исполь- зования запас радиоактивных материалов) система охлаждения*, так как остановить радиоактивный распад невозможно. Достоин- ством подобного двигателя является простота конструкции. Ско-
§ 61 ТЕПЛОВЫЕ ДВИГАТЕЛИ С ВНЕШНИМ ИСТОЧНИКОМ Э НЕРГИИ 37 рость истечения для него составит 8—12 км/сек^ реактивное уско- рение — порядка IO"3 g [1.12]. Рассматривая три последних типа ЯРД, мы столкнулись со случаями, когда двигатели сообщают космическому аппарату край- не малое ускорение — в сотни и даже десятки тысяч раз меньше g = 9,8 м/сек2. Причина этого — в чрезвычайно высоком удельном весе указанных ЯРД. Двигатели такого типа называются двига- щелями малой тяги. Они, конечно, не могут оторвать космический аппарат от поверхности Земли, но оказываются весьма эффектив-- ными в космосе. Как следует из зарубежных публикаций, твердофазные ЯРД, по-видимому, смогут устанавливаться в 80-х годах па верхних сту- пенях космических ракет (установка на первых ступенях привела бы к радиоактивному заражению). Разработка остальных типов ЯРД может потребовать десятков лет [1.7]. § 6. Тепловые двигатели с внешним источником энергии Рис. 9. Схема гелиотермического двигателя L1.16]: 1 — бак с рабо- чим телом; г — насос; з — регуля- тор расхода; 4 — нагреватель; 5 — зеркало; 6 — управляющие шторки; 7 — сопло. Рассматривавшиеся до сих пор тепловые ракетные двигатели работали за счет химической или ядерной энергии, источник кото- рой находился на борту летательного аппарата и потому отягощал его излишней массой. Теперь мы об- ратимся к тепловым двигателям, черпающим извне энергию лучевого потока. В гелиотермическом двигателе источником энергии служит Солнце. Концентрируемые с помощью зеркал солнечные лучи используются для непосредственного нагрева рабочего тела — жидкого водорода (рис. 9). Зеркало может представлять собой параболический рефлектор или про- зрачную надувную пластмассовую , половина которой посеребрена или алюмипизировапа, с малой мас- сой [1.15]. Силы тяги таких двига- телей будут измеряться килограм- мами, скорости истечения достигнут 8—12, возможно 15 км/сек. Начальные реактивные ускорения будут порядка 10~3 — 10‘2 g [1.12, 1.15, 1.16]. По мере удаления от Солнца эффективность гелиотермического двигателя будет быстро уменьшаться. Для лазерного двигателя [1.35] источником энергии служит мощный наземный лазер, который посылает направленное излу- чение точно в определенное место космического аппарата и на-
tt ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ (ГЛ. 1 гровает рабочее тело. Рабочим телом может служить твердое, жидкое или газообразное вещество ла борту аппарата или окру- жающая атмосфера. В последнем случае двигатель будет реак- тивным, но пе ракетным; луч лазера, фокусируясь при отражении от внутренних стенок параболического сопла, будет нагревать атмосферный воздух. Во всех случаях рабочее тело может быть нагрето до состояния плазмы и потому достигается высокая ско- рость истечения w. А так как мощность источника энергии может быть в принципе не ограничена (в отличие от источника в гелио- термическом двигателе), то оказываются достижимыми очень большие реактивные ускорения ар. Ожидаются значения w до 10 км/сек и значения ар, в сотни раз превышающие #. По некоторым расчетам [1.35] для выведения на орбиту спутника массой 100 кг с реактивным ускорением 300 g (время разгона 6,8 сек) понадо- бится лазер мощностью 1,8-Ю9 вт. Предполагается, что дальность передачи энергии будет ограничена 100 км, по на пути разгона будет устанавливаться несколько наземных лазеров. Первые публикации о лазерных двигателях появились в США лишь в 1972 г., и сейчас трудно прогнозировать дальнейшее развитие этой идеи. § 7. Электрические ракетные двигатели (ЭРД) Этот обширный класс двигателей объединяет различные типы двигателей, которые очень интенсивно разрабатываются в настоя- щее время. Разгон рабочего тела до определенной скорости исте- чения производится за счет электрической энергии. Энергия получается от атомной или солнечной электростанции, находя- щейся на борту космического корабля (в принципе даже от хими- ческой батареи). Мыслимы многочисленные типы бортовых энерге- тических установок [1.7, 1.12, 1.17]. Схемы разрабатываемых электрических двигателей чрезвы- чайно разнообразны. Мы рассмотрим три основные группы элек- трических двигателей [1.10, 1.16—1.18], различающиеся по спо- собу, с помощью которого происходит выброс рабочего тела из ракеты. (Возможны, однако, и иные способы классификации электрических двигателей [1.4, 1.15].) Электротермические двигатели. Эти двига- тели, как и все рассматривавшиеся нами до сих пор, относятся к тепловым. Нагретое до высокой температуры рабочее тело (водо- род) превращается в плазму — электрически нейтральную смесь положительных ионов и электронов. Методы электрического на- грева могут быть различны: нагрев в электрической дуге (рис. 10), с помощью вольфрамовых нагревательных элементов, посредством электрического разряда и другие [1.7, 1.12, 1.15—1.19]. При лабо- раторных испытаниях электродуговых двигателей достигнута сне*
§ 71 ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (ЭРД) 39 рость истечения порядка 15—20 км/сек. Если удастся осуществить магнитную изоляцию плазмы от стенок тяговой камеры, темпера- тура плазмы сможет быть очень высока и скорость истечения Рис. 10. Схема электродугового двигателя. Рабочее тело Рабаатор Рис. 11. Принципиальная схема ион- ного двигателя [1.191. доведена до 100 км/сек. Реактивные ускорения в электротермиче- ских двигателях будут порядка 10"4 — 10'2 g [1.10, 1.15, 1.16]. Первый в мире электротермический двигатель был разработан в 1929—1933 гг. в Советском Союзе под руководством В. П. Глушко в знаменитой Газодинамической лаборатории [1.17, 1.19а, 1.33]. Электростатические (ионные) д в и г а т е л и [1.4, 1.5, 1.12, 1.15—1.20]. В этих дви- гателях мы впервые сталкиваемся с разгоном рабочего тела «холод- ным» путем. Частицы рабочего тела (пары легко ионизуемых металлов, например рубидия или цезия) теряют свои электроны в ионизаторе и разгоняются до большой скорости в электрическом поле. Чтобы электрический заряд струи заряженных частиц позади аппарата не препятствовал дальнейшему истечению, эта струя нейтрализуется вне его выбрасыванием отнятых у атомов элек- тронов (рис. И). В ионном двигателе не существует температурных ограниче- ний. Поэтому в принципе возможно достижение сколь угодно больших скоростей истечения, вплоть до приближающихся к ско- рости света [1.12]. Однако слишком высокие скорости истечения приходится исключить из рассмотрения, так как они потребовали
40 ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ [ГЛ. 1 бы огромной мощности электростанции на борту корабля. При этом масса двигательной установки возросла бы гораздо сильнее, чем тяга, и в результате сильно бы снизилось реактивное уско- рение. Цель космического полета, его продолжительность, каче- ство энергетической установки определяют наилучшую, оптималь- ную для данной задачи скорость истечения. Она находится, по мнению одних авторов, в пределах 10—200 км/сек [1.20], по мнению других, 50—600 км/сек [1.16], 50—1000 км/сек [1.10]. Ионные двигатели будут способны сообщить реактивное ускоре- ние порядка 10"5—10“3 g [1.16]. Большие надежды возлагаются некоторыми специалистами на особый тип электростатических двигателей — коллоидные дви- гатели. В этих двигателях ускоряются большие заряженные моле- кулы и даже группы молекул или пылинки диаметром около 1 микрона [1.20]. По различным сообщениям, в лабораторных моделях ионпых двигателей достигались скорости истечения 70 [1.12], 100 [1.7], 200 [1.4] км/сек, а тяги 0,5 Г [1.12] и даже 200 Г [1.4]. Магнитогидродинамические (электроди- намические, электромагнитные, магнито- плазменные, «плазменные») двигатели [1.4, 1.7, 1.12, 1.16—1.20]. Эта группа двигателей объединяет огромное разнообразие схем, в которых плазма разгоняется до некоторой скорости истечения изменением магнитного поля или взаимодей- ствием электрического и магнитного полей. Конкретные методы разгона плазмы, а также ее получения весьма различны. В «пуль- сирующем» плазменном двигателе (рис. 12) сгусток плазмы Рис. 12. Схема образования движущихся «плазмоидов» в «пульсирующем» плазменном двигателе («плазмоидная пуш- ка») [1.17J. («плазмоид») разгоняется магнитным давлением [1.4, 1.7, 1.17]. В «двигателе со скрещенными электрическим и магнитным полями» (рис. 13) через плазму, помещенную в магнитное поле, пропус- кается электрический ток (плазма — хороший проводник), и в результате плазма приобретает скорость (подобно проволоч- ной рамке с током, помещенной в магнитном поле) [1.12, 1.17]. Оптимальная скорость истечения для магнитогидродинамических
$ 71 ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (ЭРД) 41 лгеяа эшкт/хшагж//па Рис. 13. Схема магнитогидродинамиче- ского двигателя со скрещенными нолями. двигателей, вероятно, будет порядка 50—200 км!сек [1.7, 1.10, 1.15, 1.16] при реактивном ускорении 10~*—10~* g [1.16]. В лабораторных испытаниях магнитогидродинамических дви- гателей достигнуты скорости истечения до 200 км!сек [1.12]. Электрические двигатели с забором рабочего тела из верхней атмосферы [1.12]. Летательный аппарат, движу- щийся в верхних слоях атмо- сферы, может использовать раз- реженную внешнюю среду в качестве рабочего тела для электрического двигателя. По- добный электрический двига- тель аналогичен воздушно-ре- активному двигателю в классе химических двигателей. Посту- пающий через воздухозаборник газ может использоваться в ка- честве рабочего тела или непосредственно, или после накопления (и, возможно, сжижения) его в баках. Возможен также вариант, при котором в баках одного летательного аппарата будет накап- ливаться рабочее тело и перекачиваться затем в баки другого аппарата. Поскольку поглощающий встречный поток газа аппарат будет встречать лобовое сопротивление, для его компенсации скорость истечепия должна быть заметно больше скорости встречного потока (или, что то же по величине, скорости аппарата). Важным преимуществом всех типов электрических двигателей является простота регулировки тяги. Серьезной трудностью — необходимость освобождения от избытка тепла, выделяемого ядер- пым реактором. Этот избыток не уносится рабочим телом и не отдается окружающей среде, которая практически отсутствует в мировом пространстве. Освободиться от него можно лишь с помощью радиаторов, имеющих большую поверхность [1.4, 1.7, 1.12, 1.17]. В 1964 г. в США было проведено первое успешное испытание в течение 31 мин ионного двигателя, установленного на контей- нере, запущенном на баллистическую траекторию. В реальных условиях космоса иопные и плазменные двигатели были впервые испытаны на советском корабле «Восход-1» и советской станции «Зонд-2», запущенных в 1964 г. («Зонд-2» — в сторону Марса) [1.19а]; наряду с обычными они использовались в системах ориента- ции. В апреле 1965 г. ионный двигатель па жидком цезии испы- тывался вместе с ядерным реактором на американском спутнике Земли, развивая тягу до 0,9 Г (вместо 3,6 Г). Цезиевые ионные дви- гатели с расчетной регулируемой тягой 0,002—0,009 Г и электро-
42 ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ [ГЛ. 1 термические двигатели, использующие в качестве рабочего тела жидкий аммиак и развивающие тягу до 0,02 Г, испытывались с переменным успехом на спутниках серии «АТС», запускав- шихся в США с 1966 г. В октябре 1966 г. советскими учеными были исследованы условия работы газового электрореактивного двигателя в ионо- сфере. Для этого с помощью геофизической ракеты была запущена по баллистической траектории на высоту 400 км автоматическая ионосферная лаборатория «Янтарь-1» с газовым плазменно-ион- ным двигателем. Как сообщалось в октябре 1969 г. в советском докладе на XX Международном астронавтическом конгрессе, в последующих экспериментах, проведенных на автоматических летательных аппаратах «Янтарь», была достигнута скорость истечения 120 км/сек. В качестве рабочего тела в этих экспери- ментах использовался азот верхней атмосферы. 14 февраля 1970 г. по американской программе «Серт-2» были начаты орбитальные испытания двух ртутных иопных двигателей, обладавших каждый максимальной тягой 0,028 /д, удельным импульсом 4240 сек и запасом ртути (13 кг) па 9 месяцев работы. Источником электроэнергии служили 33 000 солнечных элементов. Первый двигатель выключился 23 июля, проработав 3785 ч (более 5 месяцев с двумя небольшими перерывами), а второй проработал 2011 ч (около трех месяцев — с 24 июля по 17 октября). Оба дви- гателя отказали из-за коротких замыканий в электрической цепи. § 8. Парусные системы Известно, что солнечный свет оказывает давление на освещен- ные части тел. Идея использования этой силы истинно космичес- кого характера давно привлекала интерес, по впервые была серьезно исследована в 1924—1925 гг. советским ученым Ф. А. Цан- дером [1.21]. В случае, если свет отвесно падает на полностью поглощающую его поверхность «абсолютно черного» тела, он на расстоянии от Солнца 149,6 млн. км (радиус орбиты Земли) оказывает на пес давление, равное р0 == 0,464-10"6 кГ/м\ т. е. около 0,5 миллиграмма на квадратный метр, или 4,55-Ю*6 н/м\ Представим себе теперь развернутую в мировом пространстве очень тонкую пластмассовую пленку большой площади (сотни метров в поперечнике), покрытую тонким слоем отражающего материала (например, алюминия или серебра). Такая двигатель- ная система, не являющаяся ракетной, называется солнечным парусом. Допустим, что парус — плоский, имеет площадь 5 и сол- нечные лучи надчют на него под некоторым углом 0 (рис. 14). Тогда падающий лучевой поток создает тягу Ff == p$S cos 0,
§ 81 ПАРУСНЫЕ СИСТЕМЫ 43 направленную в ту же сторону, что и солнечные лучи. Если парус полностью отражает лучевой поток, то отражепньщ поток создает дополнительную тягу F", в точности равную F’ по величине и отклоненную от перпендикуляра к парусу на тот же угол 0 (так как «угол падения равен углу отражения»). Из парал- лелограмма (точнее ромба) сил легко находится полная тяга: она равна F = 2р05 cos20 и направлена перпендикулярно к плос- кости паруса. Так как освещенность обратно пропорциональна квадрату расстояния от источника света, то на расстоянии R от Солнца тяга плоского паруса при полном отражении равна F = 2р05 (Я0//?)2 cos2 0, где Яо — радиус орбиты Земли, а осталь- ные обозначения — прежние х). Если парус не является плоским, то необходимо найти отдель- ные («элемептарпые») векторы тяги па разных участках поверх- ности и определить их общую векторную сумму («интегрирование по поверхности»). При неполном отражении вектор тяги отклонен ближе к направ- лению солнечных лучей. При полном поглощении солнечных лучей тяга будет направлена в ту же сторону, что и солнечный свет (как бы ни был расположен и какую бы форму пи имел парус). При полном или частичном поглощении возникают проблемы, связанные с нагревом паруса. х) Дополнительное давление, составляющее примерно 2% от светового (точ- нее, электромагнитного) излучения Солнца, оказывает его корпускулярное излучение»
44 ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ (ГЛ. 1 Ожидается, что солнечный парус сможет сообщить ускорения порядка 10“б—10“3 g [1.16, 1.21]. С удалением от Солнца уско- рение будет быстро падать. Специфической особенностью солнеч- ного паруса является зависимость величины создаваемой им тяги от ее направления. Можно, однако, создать некое подобие парусной двигательной системы, которая будет свободна от указанного недостатка. Покроем пластмассовую пленку с одной стороны тонким слоем радиоактивного изотопа полония, излучающего альфа-частицы [1.12]. Мы получим парус, не отражающий постороннее излу- чение, а обладающий своим собственным односторонним излуче- нием (излучение в противоположную сторону поглощается мате- риалом пленки). По существу, такой изотопный парус представ- ляет собой ракетный двигатель с почти постоянной тягой и практически не расходующейся массой. Для нейтрализации реактивной струи, как и у ионного двигателя, придется подводить к ней электроны. Скорость истечения для изотопного паруса может составить 80 000 км/сек, причем с каждого квадратного метра площади может быть получена тяга 2,6-10“® кГ [1.12]. § 9. Фотонный (квантовый) ракетный двигатель Солнечный парус называют иногда «фотонным двигателем», так как солнечные лучи представляют собой поток фотонов. Но может быть создан фотонный двигатель, отличающийся от солнечного паруса тем, что источник электромагнитного излучения нахо- дится на борту космического аппарата (поэтому такой двига- тель является действительно ракетным двигателем, в отли- чие от солнечного паруса). Простейшей «фотонной ракетой» может служить обыкновен; ный карманный фонарик. Будучи включен, он, находясь вдали от небесных тел, по истечении некоторого промежутка времени приобрел бы определенную скорость в направлении, противо- положном отбрасываемому лучу. Если угодно, может рассматри- ваться в качестве фотонного двигателя и параболическая антенна бортового радиопередатчика или радиолокатор космического аппа- рата, также дающие направленное излучение. Фотонный двигатель имеет смысл рассматривать, по* види- мому, в основном как средство межзвездных перелетов. Меж- звездная фотонная ракета, если она когда-нибудь сможет быть создана, будет, вероятно, отбрасывать луч света за счет превращения вещества в излучение. Возможно, что это бу- дет происходить посредством соединения вещества и антивеще- ства [1.22.]
§ ю] КЛАССИФИКАЦИИ ДВИГАТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ 45 § 10. Классификации двигательных систем В заключение нашего краткого обзора космических двигатель- ных систем мы приведем сводную таблицу (табл. 1) всех типов двигателей, составленную па основе цитированных выше источ- ников. Технические подробности, описания уже существующих и разрабатываемых двигателей читатель найдет в специальных книгах [1.4, 1.7, 1.12, 1.17, 1.22]. С точки зрения механики космического полета и методов мате- матического исследования все двигательные системы могут быть разбиты на три категории 11.12], группирующие классы, указан- ные в табл. 1. К первой категории относятся все тепловые двигатели (термо- химические, ядерные, гелиотермический, лазерный). Они харак- теризуются тем, что скорости истечения не могут превосходить некоторого предела; этот предел определяется верхней темпера- турой, которую еще могут выдержать стенки камеры без того, чтобы двигатель разрушился. Такие системы могут быть на- званы двигательными системами с ограниченной скоростью ис- течения. Ко второй категории относятся электрические двигательные системы, которые характерны наличием отдельного источника энергии, определяющего их эффективность. Они называются системами ограниченной мощности. Наконец, к третьей категории относятся парусные системы, эффект действия которых определяется размерами паруса, а сле- довательно, максимально возможной тягой. Такие системы назы- вают системами с ограниченной тягой. Перечисленные названия категорий систем указывают на те главные ограничения, которые должны быть учтены при проек- тировании космической операции; от них зависит использование тех или иных математических методов решения задачи. Обычно мы будем подразделять все типы двигателей па две группы, резко отличающиеся друг от друга по двум показателям: времени действия и величине реактивного ускорения. Химические и ядерные двигатели с твердо-, жидко- и газо- фазным реакторами действуют (или будут действовать) в течение лишь нескольких минут, пока вследствие значительного секунд- ного расхода массы не израсходуется запас рабочего тела. При этом создается реактивное ускорение, в несколько раз превышающее ускорение свободного падения g (g 9,8 м1сек2), что позволяет совершить старт с земной поверхности. В исключительных слу- чаях т) тяга может быть мала, по реактивное ускорение будет х) Например, в будущем — при старте с орбитальной станции (см. части III и IV).
46 ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ [ГЛ. 1 ТАБЛИЦА 1 Космические дви Класс двигателей Тип двигателя Источник энергии Отбрасываемая среда или лучи Термохимиче- ские ЖРД РДТТ На свободных ради- калах Рабочее тело » » » » Газообразные 1 продукты химп- | ческой реакции Ядерные (ЯРД) С твердофазным реак- тором С жидкофазным реак- тором С газофазным реакто- ром Пульсирующий Термоядерный На радиоактивных изотопах Ядерное «горючее» То же » » Ядерные взрывы Синтез ядер Радиоактивный распад Диссоциирован- ный газ То же » » Плазма Плазма Диссоциирован- ный газ Тепловые с внешним источ- ником энергии Гелиотермический Лазерный Солнца Наземная установка Диссоциирован- ный газ Плазма Электрические (ЭРД) Электротермический Электростатический Магнитогидродинами- ческий Ядерный реактор Солпце или химиче- ская батарея Плазма * » Парусные Солнечный парус Изотопный парус Солнце Радиоактивный распад Фотоны Альфа-частицы Фотонный Аннигиляция Фотоны 9 Помимо перечисленного — использование в микродвигателях систем ориентации.
I 10] КЛАССИФИКАЦИИ ДВИГАТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ 47 гательяые системы Скорость истече- ния, клс/сеж Сообщаемое уско- рение, в едини- цах £«=9,8 х/сек2 Область использования и состояние разработки в настоящее время в будущем «ч. 53 со . + + + N N тч 114-8 В особых слу- гчаях 10“» 4- 102 1 Запуски спутников, > полеты к Луне и J планетам1) Л абораторные экспе- рименты 1 Главным образом в > орбитальных само- J летах Лунные и межпла- нетные экспедиции 8-?-12 12 4-20 15-г-70 10 (104-100 110 000 84-12 14-8 (?) В особых слу- чаях Ю-’Ч-Ю1 (?) 7 10"« 4- IO"» (?) мо-ч-мо-» 110-14-10° IO'» ю-a Наземные испытания Лабораторные экспе- рименты Только идея 1 Теоретическая разра- | ботка Межорбитал ьпые транспортные ап- параты, лунные и межпланетные экс- педиции ? Межпланетные экс- педиции Межпланетные зон- Ды (?) 44-8 10 ! Ю"3 4-IO-2 10° 4-IO2 Теоретическая разра- ботка Межпланетные зон- ды Выведение спутни- ков на низкие ор- биты 15 4-20 504-600 504-100 + ++ 1-чь. нь. 3 См Св № Коррекция орбит спут- ников, эксперимен- ты в космосе Доставка грузов на стационарную ор- биту и на Лупу, межпланетные зон- ды п экспедиции 80 000 IO"’4-Ю-3 4-10-» Теоретическая разра- ботка Межпланетные зон- ДЫ (?) 300 000 ~1 Только идея Полеты к звездам
48 ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ [ГЛ. ! ие ниже 10-2 g, а продолжительность действия не превысит не- сколько часов. После окончания действия химического двигателя весь осталь- ной полет, продолжающийся несколько десятков часов в направ- лении Луны и несколько месяцев в направлении ближайших планет, посит пассивный, баллистический характер, напоминая полет артиллерийского снаряда. При этом активный участок траектории, на котором работает двигатель, имеет несколько сотен километров в длину, а пассив- ный участок — сотни тысяч (при полете к Лупе) или сотни мил- лионов (при полете к планетам) километров. В конце активного участка космическому аппарату как бы сообщается толчок — импульс, делающий возможным достижение цели. Поэтому подоб- ного рода перелеты иногда называют импульсными и далее много- импульсными, если химический двигатель на пути к цели вклю- чается несколько раз. Поэтому же иногда называют импульс- ными и сами химические двигатели и ракеты. Нетрудно понять, как важна роль активного участка траекто- рии, несмотря на его малую длину и кратковременность. Актив- ный участок является участком разгона (участком выведения на траекторию). Успех всего перелета, совершаемого с помощью импульсной ракеты, в огромной степени (если не полностью) зависит от того, насколько точно совершалось активное движе- ние, насколько точно были соблюдены в конце участка разгона величина и направление расчетной скорости. Поэтому важнейшее значение имеет точность системы управления па активном участ- ке. На пассивном участке движение по траектории является вовсе неуправляемым, если исключить исправления (коррекции) траек- тории посредством кратковременного включения двигателя. Электрические, гелиотермические и некоторые перспективные типы ядерных двигателей (см. выше), а также солнечный и изо- топный парусы являются двигателями непрерывного действия, так как при малом секундном расходе они работают непрерывно в течение многих педель и месяцев 3). Их реактивное ускорение имеет порядок 10"5—10"2 g, и, следовательно, они не могут оторвать космический аппарат от земной поверхности. Впрочем, и действие их может начаться лишь в условиях глубокого вакуума мирового пространства. Стартовыми площадками для двигателей непрерыв- ного действия, или двигателей малой тяги, могут служить лишь искусственные спутники. Действуя в течение долгого времени, малая тяга может переместить в выбранном направлении полезную нагрузку, значительно превышающую полезную нагрузку импульс- ных ракет. Это объясняется большой скоростью истечения для дви- гателей малой тяги. Фотонные двигатели звездолетов мы исключили из рассмотрения.
§ <01 КЛАССИФИКАЦИИ ДВИГАТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ 49 Для наглядности сведем в табл. 2 характеристики двух групп космических двигателей. ТАБЛИЦА 2 Сравнение двух групп космических двигателей Двигатели импульсного действия (большой тяги) Двигатели непрерывного действия (малой тяги) 11 родолжительность действия — ми- нуты или секунды Большое реактивное ускорение (не- сколько g) Малые скорости истечения (3 4- 30 км/сек) Могут действовать в атмосфере и в вакууме Старт с поверхности Земли возмо- жен Короткий активный участок (сотни километров и меньше) Очень длинный пассивный участок Продолжительность действия — не- дели и месяцы Малое реактивное ускорение (1О'Б 4-10"2 g) Большие скорости истечения (до со- тен и тысяч км/сек) Действуют только в вакууме Старт с поверхности Земли невоз- можен Длинный активный участок (мил- лионы, сотни миллионов километров) Пассивный участок после старта Скорость в конце участка выведе- ния близка к идеальной скорости (разница не более 20%) может отсутствовать Скорость в два или более раз мень- ше идеальной В этой главе вскользь упоминались некоторые факты из исто- рии развития ракетного двигатолестроения. Читатель найдет мно- гие подробности и очень интересный фактический материал в богато иллюстрированной брошюре В. П. Глушко [1.19а], поды- тоживающей примерно до середины 1973 г. успехи советской ракетной техники и космонавтики, а также некоторые наиболее выдающиеся достижения США. В ней приводятся технические характеристики мощных советских ЖРД и ракет-носителей. Много сведений из области космических ракетных двигателей, топлив, организации наземпых служб можно почерпнуть из издания «Космо- навтика (малая энциклопедия)» [1.33].
Глава 2 СВОБОДНЫЙ ПОЛЕТ В ПОЛЯХ ТЯГОТЕНИЯ § L Силы, действующие на космический аппарат в полете В предыдущей главе мы познакомились с используемыми в кос- монавтике двигательными системами. Теперь мы знаем, каким путем создается большая или малая тяга, приводящая космиче- ский аппарат в движение. Но, кроме силы тяги, на космический аппарат действуют еще и другие, природные силы. Если мы хотим знать, как будет двигаться в мировом пространстве космический аппарат, или, что еще более важно, хотим определенным образом спроектировать космический полет, то должны учесть все дей- ствующие силы. Важнейшей из природных сил, действующих на космический аппарат, является сила всемирного тяготения. Силы тяготения (или силы притяжения, или гравитационные силы, что одно и то же) между материальными телами (в частности, между небес- ными телами и космическим аппаратом) подчиняются открытому великим Ньютоном закону всемирного тяготения. Этот закон гласит: всякие две материальные точки притягиваются друг к другу с силами, прямо пропорциональными массам точек и обратно пропорциональными квадрату расстояния между ними, или в мате- матической форме: к»_ / ^1^2 7 Г» * Здесь F — величина обеих сил притяжения, тА и тп2 — массы притягивающихся материальных точек, г — расстояние между ними, / — коэффициент пропорциональности, называемый посто- янной тяготения (гравитационной постоянной). Если изме- рять массу в килограммах (кг), силу — в ньютонах (н), а рассто- яние — в метрах (м), то, как показывают точные измерения, посто- янная тяготения равна 6,670-10"и м?1(кг-сек2). Заметим, что в отличие от инертной массы, фигурирующей во втором законе Ньютона, здесь речь идет о тяготеющей (гра- витационной) массе. Весь человеческий опыт (наука, техника,
‘ 21 ЗАДАЧА п ТЕЛ 51 повседневная жизнь) подтверждает эквивалентность, пропорцио- нальность этих двух видов масс. При соответствующем подборе гравитационной постоянной (как это выше и сделано) их можно считать попросту равными. На различных этапах космического полета различное значение может иметь воздействие среды, в которой происходит движение. Очень важную роль играет атмосфера, особенно когда движение происходит в ее нижних, плотных слоях. Силы, действующие со стороны атмосферы на космический аппарат, называются аэро- динамическими. В верхней, разреженной части атмосферы аэро- динамические силы также должны приниматься во внимание, если исследуется длительпое движение спутников. Однако чрезвы- чайно разреженная среда, заполняющая межпланетное простран- ство (в одном кубическом сантиметре там содержится всего лишь несколько сот атомов), практически не оказывает никакого влияния па движение космических объектов и пи в каких расчетах не учи- тывается. В межпланетном пространстве важную роль может играть давление солнечного излучения, которое совершенно незаметно в повседневной жизни. Если масса космического аппарата невели- ка, а поверхность, на которую давят солнечные лучи, значительна, то действием этого фактора в течение длительного промежутка времени пренебрегать нельзя. Но в большинстве случаев можно пренебречь и солнечным давлением. Остается, пожалуй, еще возможность столкновения в космосе с метеоритом. Но удары мелких метеоритов па траектории косми- ческого аппарата но сказываются (они, правда, могут изменить его ориентацию в пространстве), а встреча с крупным метеоритом маловероятна; к тому же она должна привести к катастрофическим последствиям, делающим бессмысленным изучение дальнейшего движения объекта. Впрочем, удары крупных метеоритов непред- сказуемы, а значит, их и невозможно учесть. Наконец, па космический аппарат в мировом пространстве действуют электрические и магнитные силы, по они в основном оказывают влияние не на движение аппарата по траектории, а па его вращение вокруг собственного центра масс (центра тяжести). § 2. Задача п тел и метод численного интегрирования Как мы видели, пассивное движение космического аппарата в миро- вом пространстве происходит в основном под действием сил притя- жений небесных тел — Земли, Луны, Солнца, планет. Положение этих тел непрерывно изменяется, причем их движение, как и движение космического аппарата, происходит под действием сил всемирного тяготения. Таким образом, мы сталкиваемся с необходимостью решения задачи о Движении большого числа
52 СВОБОДНЫЙ ПОЛЕТ В ПОЛЯХ ТЯГОТЕНИЯ [ГЛ. 2 небесных тел (в том числе искусственного небесного тела — кос- мического аппарата) под действием сил взаимпого притяжения. Такая задача носит в небесной механике название задачи п тел. Говорят о «задаче пяти тел», «задаче трех тел» и т. д. Решение этой задачи в общем случае встречает колоссальные математические трудности. Даже задача трех тел решена лишь для нескольких частных случаев. К счастью, в космодинамике задача п тел имеет особый харак- тер. В самом деле, космический аппарат, как разъяснялось в § 2 Введения, не оказывает практически никакого влияния на дви- жение небесных тел. Такой случай в небесной механике известен как ограниченная задача п тел. При ее решении движение Солнца, Земли, Луны и планет является заданным, так как оно прекрасно изучено астрономами и предсказывается ими па много лет вперед (вспомним, с какой точностью, например, предсказываются сол- нечные и лунные затмения). Это намного облегчает решение задач космодинамики. Расстояния от космического аппарата до Солнца, Земли, Луны и планеты в любой момент известны, массы всех этих тел также изве- стны, а значит, известны по величине и направлению и ускорения, сообщаемые небесными телами космическому аппарату. В самом деле, если масса небесного тела Л/, а масса космического аппа- рата иг, то гравитационное ускорение дг, сообщаемое аппарату, равно силе притяжения деленной па массу иг, т. е. Таким образом, гравитационное ускорение зависит только от расстояния между притягивающимися телами и от массы притя- гивающего тела, но не зависит от массы притягиваемого тела. Из этого простого утверждения, как мы увидим, будут вытекать очень важные следствия. Сейчас же для нас только важно, что в любой момент по фор- муле (2) мы можем вычислить гравитационное ускорение, сообщае- мое космическому аппарату каждым небесным телом в отдельности, а значит, можем вычислить (путем векторного сложения) и суммар- ное ускорение. Зная величину и направление начальной скорости космического аппарата, можно, учитывая вычисленное ускорение, рассчитать положение и скорость аппарата через небольшой про- межуток времени, например через секунду. Для нового момента нужно будет заново вычислить ускорение и затем рассчитать сле- дующее положение аппарата и его скорость и т. д. Таким путем шаг за шагом можно проследить все движение космического аппа - рата. Единственная неточность этого метода заключается в том, что приходится в течение каждого небольшого промежутка времени
8] НЕВЕСОМОСТЬ 53 (шага расчета) считать ускорение при вычислениях неизменным, в то время как оно переменно. Но точность расчета можно как угодно повысить, уменьшив шаг. Конечно, при этом резко возрас- тает и количество вычислений. Описанная процедура называется численным интегрирова- нием. Завершив численное интегрирование, мы скорее всего обна- ружим, что космический аппарат прилетел совсем не в ту точку мирового пространства, куда нам было нужно. Поэтому придется перебрать много всевозможных начальных скоростей, прежде чем будет найдена подходящая траектория перелета. Столь слож- ная вычислительная задача может быть успешно решена путем использования быстродействующих электроппых вычислитель- ных машин. Но недостаток метода численного интегрирования в том, что он не дает рецепта, как выбирать, если не точно, то хотя бы приближенно, нужную начальную скорость. Ниже мы укажем выход из положения, а сейчас займемся специфическим явле- нием, характерным именно для свободного полета в полях тяго- тения одного или многих небесных тел. § 3. Невесомость Представим себе космический корабль, свободно движущийся в мировом пространстве, после того, как в некоторый момент (после завершения разгона) ему было придано поступательное (т. е. не вращательное) движение. При поступательном движении все точки тела имеют одинаковые скорости. Представим себе, что корабль состоит из разрозненных деталей. Можно утверждать, что если на корабль действуют одни лишь силы притяжения небесных тел, то скорости различных деталей и в дальнейшем будут одинаковыми, так как хотя они и изменяются, но изменяются в одинаковой степени. Это произойдет потому, что гравитационные ускорения, как говорилось выше, не зависят от масс деталей, расстояния же деталей от центра небесного тела можно считать практически одинаковыми в силу того, что размеры корабля нич- тожно малы по сравнению с этими расстояниями. Отсюда следует, что и траектории отдельных деталей будут одинаковыми, т. е. детали не разойдутся в пространстве. Ясно поэтому, что давление между отдельными деталями будет отсут- ствовать (это можно доказать и строго математически, исходя из уравнений механики), т. е. будет отсутствовать характерный признак состояния весомости. Космонавт не будет давить па кресло, в котором он сидит, висячая лампа не будет натягивать шпур и т. п. (безопорное состояние). Мало того, предмет, помещенный внутри кабины (например, карандаш, выпущенный из пальцев космонавта), никуда не
54 СВОБОДНЫЙ ПОЛЕТ В ПОЛЯХ ТЯГОТЕНИЯ (ГЛ. 2 упадет, так как его скорость и ускорение будут теми же, что и ско- рость и ускорение всех других деталей корабля. Оп не сможет ни догнать какую-нибудь стенку кабины, пи отстать от нее. Поня- тия пола и потолка исчезнут. Падения тел внутри корабля не будет происходить. Притяжение Земли (или другого небесного тела) не будет вмешиваться в перемещения предметов относительно корабля. По это значит, что будет отсутствовать столь привычное в пашей повседневной жизни проявление сил притяжения. Оно будет отсутствовать только потому, что космонавт движется, падает вместо с кораблем и карандашом, мы же па поверхности Земли этой возможности лишены. Таким образом, невесомость на космическом корабле возни- кает, как это ни парадоксальным может показаться, именно потому, что в свободном полете гравитационные силы имеют полную свободу проявления, так как отсутствуют какие-либо внешние поверхностные силы, действующие на корабль. Наличие же внешних поверхностных сил (силы сопротивления среды, силы реак- ции опоры или подвеса) — обязательное условие существования состояния весомости. Итак, тело, свободно и поступательно движущееся под влия- нием одних лишь сил тяготения, всегда находится в состоянии невесомости х). Примеры: корабль в мировом пространстве; пада- ющий лифт (при обрыве троса); человек, совершающий прыжок, между моментом отрыва от Земли и моментом приземления (сопро- тивлением воздуха при этом можно пренебречь). Теперь, когда мы выяснили природу невесомости, уместно будет внести некоторые поправки. Мы все время имели в виду, что гравитационные ускорения отдельных деталей почти (но не в точности) одинаковы, так как расстояния отдельных деталей от притягивающего тела (например, Земли) примерно одинаковы. Фактически все эти неточности ничтожны. Перепад гравитационных ускорений {градиент гравитации} в области пространства, занятой космическим кораблем, ничтожен. Напри- мер, на высоте 230 км над поверхностью Земли земное гравита- ционное ускорение уменьшается на 2,77 «10~5 м/сек* на каждый метр высоты. Когда космический корабль длиной 5 м распола- гается вдоль линии, направленной на центр Земли, его нижний конец получает ускорение на 0,00045% больше, чем верхний. И все же эта ничтожная величина, если бы корабль и в самом деле представлял собой «груду разрозненных деталей», привела бы в конце концов к расползанию их в пространстве. Но так как корабль фактически представляет собой единое целое, то *) Значение требования поступательности движения будет выяснено в даль- нейшем (см. § 8 гл. 6).
в 41 ЦЕНТРАЛЬНОЕ ПОЛЕ ТЯГОТЕНИЯ 65 градиент гравитации лишь стремится развернуть и удержать его вдоль линии, направленной на центр Земли. Градиент гравитации сильнее сказывается на телах, имеющих значительные размеры. В частности, градиент лунного и мень- ший по величине градиент солнечного притяжения вызывают приливы в земных океанах. Таким образом, нарушения невесомости, вызванные наличием градиента гравитации (т. е., по существу, неоднородностью поля тяготения), приводят не к «частичной невесомости», а к совершен- но особому состоянию. В состоянии свободного полета в поле тяготения тела несколько (весьма и весьма слабо) растянуты в радиальном направлении 2). § 4. Центральное поле тяготения Описанной в § 2 громоздкой процедуры подбора нужной кос- мической траектории можно избежать, если задаться целью при- мерно наметить путь космического аппарата. Оказывается, что для сравнительно точных расчетов нет нужды учитывать действу- ющие па космический аппарат силы притяжения всех небесных тел или даже сколько-нибудь значительного их числа. Когда космический аппарат находится в мировом простран- стве вдали от планет, достаточно учитывать притяжение одного лишь Солнца, потому что гравитационные ускорения, сообщаемые планетами (вследствие больших расстояний и отно- сительной малости их масс), ничтожно малы по сравнению с уско- рением, сообщаемым Солнцем. Допустим теперь, что мы изучаем движение космического объекта вблизи Земли. Ускорение, сообщаемое этому объекту Солнцем, довольно заметно: оно примерно равно ускоре- нию, сообщаемому Солнцем Земле (около 0,6 см/сек2); естественно было бы его учитывать, если нас интересует движение объекта относительно Солнца (учитывается же ускорение Земли в ее годо- вом движении вокруг Солнца!). Но если пас интересует движение космического объекта относительно Земли, то притяже- ние Солнца оказывается сравнительно малосущественным. Оно не будет вмешиваться в это движение аналогично тому, как притя- жение Земли но вмешивается в относительное движение предметов на борту корабля-спутника. То же касается и притяжения Луны, не говоря уже о притяжениях планет. Вот почему в космонавтике оказывается весьма удобным при примерных расчетах («в первом приближении») почти всегда рассматривать движение космического аппарата под действием х) Подробнее о состоянии невесомости и сопутствующих проблемах (в част- ности, и об эффектах градиента гравитации) см. в брошюре [1.23].
50 СВОБОДНЫЙ ПОЛЕТ В ПОЛЯХ ТЯГОТЕНИЯ (ГЛ. 2 одного притягивающего небесного тела, т. е. исследовать движе- ние в рамках ограниченной задачи двух тел. При этом удается получить важные закономерности, которые совершенно усколь- знули бы от нашего внимания, если бы мы решились изучать движе- ние космического аппарата под влиянием всех действующих на него сил. Будем считать небесное тело однородным материальным шаром или по крайней мере шаром, состоящим из вложенных друг в друга однородных сферических слоев (так примерно обстоит дело для Земли и планет). Математически доказывается, что такое небесное тело притягивает так, будто бы вся его масса сосредоточена в его центре г). Такое поле тяготения называется центральным или сферическим. Будем изучать движение в центральном поле тяготения косми- ческого аппарата, получившего в начальный момент, когда он находился на расстоянии г0 от небесного тела 2), скорость у0 (г0 и Vq — начальные условия). Для дальнейшего воспользуемся законом сохранения механической энергии, который справедлив для рассматриваемого случая, так как поле тяготения является потенциальным; .наличием же негравитационных сил мы прене- брегаем. Кинетическая энергия космического аппарата равна т&/2, где т — масса аппарата, a v — его скорость. Потенциальная энергия в центральном поле тяготения выражается формулой (выводить ее мы не будем) jj =__fMm г ’ где М — масса притягивающего небесного тела, а г — расстояние от него космического аппарата; потенциальная энергия, будучи отрицательной, увеличивается с удалением от Земли, обращаясь в нуль на бесконечности. Тогда закон сохранения полной механи- ческой энергии запишется в следующем виде: ти% fMm mv2 fMm 2 ~~ r0 ““ 2 г Здесь в левой части равенства стоит сумма кинетической и потен- циальной энергий в начальный момент, а в правой — в любой другой момент времени. Сократив на т и преобразовав, мы напи- шем интеграл энергии — важную формулу, выражающую ско- рость v космического аппарата на любом расстоянии г от центра г) Это неявно предполагалось, когда мы говорили о задаче п тел. Под рас- стоянием до небесного тела подразумевалось и будет дальше подразу- меваться расстояние до его центра. *) В дальнейшем для краткости мы будем вместо «небесное тело» говорить «Земля»»
8 51 ТРАЕКТОРИИ В ЦЕНТРАЛЬНОМ ПОЛЕ ТЯГОТЕНИЯ 57 притяжения: или 1Я = У(; (л г, \ г« \ г ) (3) (За) = где К = fM — величина, характеризующая поле тяготения кон- кретного небесного тела (гравитационный параметр). Для Земли К — 3,9860-10® кмй!сек\ для Солнца К = 1,32718 -1011 кл3/сек2. К - 398603 § 5. Траектории в центральном поле тяготения Путь, описываемый космическим аппаратом в пространстве, называется траекторией или орбитой. Все многообразные фор- мы траекторий можно разделить на четыре группы. 1) Прямолинейные траектории. Если началь- ная скорость равна нулю, то тело начинает падение в направле- нии к центру по прямой линии. Дви- жение по прямой линии будет и в том случае, если начальная скорость направлена точно к центру притяже- ния или в прямо противоположном направлении, т. е. если скорость радиальпа 2). Во всех остальных случаях прямолинейное движение невозможно (исключение представ- ляет гипотетический случай движе- ния с бесконечно большой ско- ростью). 2) Эллиптические тра- ектории. Если начальная ско- рость направлена не радиально, то траектория уже не может быть пря- молинейной, так как искривляется притяжением Земли. При этом опа лежит целиком в плоскости, проведенной через начальное на- правление скорости и центр Земли. Если начальная скорость не превышает некоторой величины, то траектория представляет собой эллипс. причем центр притя- жения находится в одном из его фокусов (рис. 15). Если эллип- тическая орбита не пересекает поверхности притягивающего небесного тела, космический аппарат является его искусственным спутником. Ч Радиальное направление совпадает с вертикальным, если пренебречь сплюснутостью Земли.
к 58 СВОБОДНЫЙ ПОЛЕТ В ПОЛЯХ ТЯГОТЕНИЯ 1ГЛ. 2 Расстояние между вершинами эллипса называется большой осью *). Половина большой оси («большая полуось») принимается за среднее расстояние спутника от небесного тела и обозначается буквой а. Скорость v и расстояние г спутника от центра притя- жения в любой момент времени (в частности, в начальный) свя- заны со средним расстоянием а зависимостью (приводим ее без доказательства) ^=г(г-т)- (О Период обращения Р искусственного спутника вычисляется по формуле рв2л£аз = 3/3 УК УК ' ' или 7’ = С/а5, (5а) где С = 2п1]/'К — определенное число для каждого небесного тела. Отношение расстояния между фокусами к длине большой оси называется эксцентриситетом эллипса и обозначается буквой е. Из формулы (4) видно, что чем больше начальная скорость, тем больше большая ось орбиты и тем больше, в соответствии с формулой (5), период обращения. При этом для одного и того же г0 при направленных в разные стороны скоростях одинаковой величины v0 получаются орбиты с одинаковыми периодами обра- щения и большими осями. Ближайшая и наиболее удаленная от центра притяжения точки эллипса (П и А на рис. 15) называются соответственно перицентром и апоцентром 1 2), а линия, их соединяющая, линией апсид. Для конкретных притягивающих центров эти точки носят специальные названия. Так, если притягивающим телом является Земля, то перицентр и апоцентр называются соответственно пери- геем и апогеем; если Солнце — перигелием и афелием; если Луна — периселением и апоселением. Скорость в перигее (рп) максимальна, в апогее (ра) — минимальна, причем эти две скорости связаны соотношением (6) где гп и ra — расстояния в перигее и апогее. Скорости в перигее и апогее перпендикулярны к направлениям на центр Земли. Для 1) Из геометрии известно основное свойство эллипса: сумма расстояний любой его точки от фокусов равна большой оси эллипса. Эти названия укоренились в литературе, хотя и неудачны, так как обе точки не являются «центрами». Возможно, лучше их было бы называть «перицентрий» и «аноцентрий» (аналогично «перигею», «апогею» и т. и.).
I в) ТРАЕКТОРИИ В ЦЕНТРАЛЬНОМ ПОЛЕ ТЯГОТЕНИЯ 59 всех остальных точек эллипса верно соотношение vr cos а = varn = i?ara (7) или vr cos а = cos а0 (7a) (нули в индексах указывают начальные величины). Здесь в левых частях стоят произведения расстояний г на трансверсальные составляющие скорости v cos а, т. е. па проекции скорости на перпендикуляр к радиальному направлению ’) (рис. 15). Если умножить левые и правые части равенства (6), (7) или (7а) на массу т космического аппарата, то легко убедиться, что эти равенства выражают закон сохранения момента количе- ства движения космического аппарата. Моментом количества движения относительно какой-либо точки (в данном случае отно- сительно центра притяжения) в механике называется произведение количества дви- жения то па величину перпендикуляра, опущенного из точки на линию, указываю- щую направление скорости (в данном слу- чае величина этого перпендикуляра рав- на г cos а). Рассмотрим практически важные слу- чаи, когда начальные скорости трапсвер- сальны (рис. 16). При этом, очевидно, 'г ' г ’ биты при трансверсальных начальная точка 7V0 должна быть пери- начальных скоростях, геем или апогеем. Первое будет в том случае, когда начальная скорость достаточно велика (больше некоторой величины), чтобы спутник мог начать удаляться от Земли на пути к апогею (орбита 1 на рис. 16). Второе будет в слу- чае, когда скорость меньше той же величины (орбита 2); при этом, очевидно, возможно падение на Землю (если перигей ока- жется под земной поверхностью или ниже плотных слоев атмо- сферы). «Пограничным» является случай, когда начальная ско- рость такова, что спутник не поднимается и не опускается, т. е. описывает круговую орбиту 3 (частный случай эллиптической) с постоянной круговой скоростью Ркр. Радиус круговой орбиты г равен большой полуоси а. Из фор- мулы (4) .> А Уйр =—, ИЛИ (8) Из последней формулы, зная К для Земли, легко найти кру- говую скорость для любого расстояния г от ее центра или для х) Трансверсальное направление совпадает с горизонтальным, если арене* бречь силдонутоедью Земли*
GO СВОБОДНЫЙ ПОЛЕТ В ПОЛЯХ ТЯГОТЕНИЯ ?ГЛ. 2 любой высоты h над земной поверхностью (h = г — г*, где г* =» = 6371 км — средний радиус Земли). В частности, у поверхности Земли (г = г*, h = 0) круговая скорость равна 7,910 км/сек. Эту величину называют первой косми- ческой скоростью. Из-за наличия земной атмосферы круговая орбита вблизи земной поверхности фактически неосуществима. Поэтому более верно было бы называть первой космической скоростью круговую скорость на высоте, где спутник способен совершить хотя бы один оборот, т. е. на уровне примерно 160 км. С другой стороны, орбита на высоте 200 км зачастую принимается как некая стандартная Рис. 17. Орбиты при различ- ных трансверсальных на- чальных скоростях .v0: 7 — круговая (v0 == 7,910 кж/сея): 2, з, 4 — эллиптические при v0 — 10,0, 11,0, 11,1 кж/сек; 5 — параболическая (11,186 кж/сех); 6 — гипер- болическая (12,0 кж/сек). при теоретических подсчетах [1.2, 1.24, 1.25] х). При h = 200 км круговая ско- рость равна 7,789 км/сек и некоторыми авторами принимается за «первую косми- ческую» [1.2]. Если записать формулу (4) для на- чального момента времени, а именно: то нетрудно заметить, что с увеличением начальной скорости р0 большая полуось а также увеличивается. На рис. 17 пока- заны эллиптические орбиты при различ- ных величинах трансверсальной началь- ной скорости, сообщаемой у поверхности Земли. Из формулы (9) видно, что по мере того, как Рц приближается к постоянной величине 2А7г0, большая полуось а стре- мится к бесконечности. 3) Параболические траек- тории. Эллиптическая орбита, у ко- торой «апогей находится в бесконечности», не является уже, конечно, эллипсом. Двигаясь по такой траекто- рии, космический аппарат бесконечно далеко уходит от центра притяжения, описывая разомкнутую линию — параболу (рис, 17). По мере удаления аппарата его скорость приближается к нулю. Приняв в формуле (3) скорость в бесконечности равной нулю (г = оо, v = 0), мы найдем такую величину начальной скорости v0, л) В литературе иногда не делают различия между круговой (на любой вы- соте) и первой космической скоростями, что приводит к недоразумениям. Круговую скорость у поверхности любого небесного тела некоторые авторы называют нулевой круговой скоростью [1.25]. Таким образом, первая космическая скорость есть нулевая круговая скорость для Земли.
S 51 ТРАЕКТОРИИ В ЦЕНТРАЛЬНОМ ПОЛЕ ТЯГОТЕНИЯ 61 которая обеспечивает возможность рассматриваемого движения. Получим 8 2К Р° г0 ’ или = Роев = г ~ • (Ю) Вычисленная по формуле (10) величина называется параболической скоростью или скоростью освобождения. Получив такую скорость, космический аппарат движется по параболе и уже не возвращается к центру притяжения, как бы освобождаясь от оков тяготения. Когда скорость (10) сообщается в вертикальном направлении, траекторией является прямая линия, но и в этом случае скорость называют параболической. Между скоростью освобождения и кру- говой скоростью в любой точке существует простая зависимость Уосв = УкрК2, или Росв^1Л14Ркр- (11) Значение скорости освобождения (параболической скорости) у поверхности Земли (г == г* = 6371 км) носит название второй космической скорости и составляет 11,186 км/сек. На высоте h = = 200 км Роев “ 11,015 км/сек. Воспользовавшись формулой (10), мы можем теперь записать основную формулу (3) для скорости в центральном поле тяготения так: Рг = ^-«бсво(1-у°). (12) 4) Гиперболические траектории. Если кос- мический аппарат получит скорость р0, превышающую параболи- ческую, то оп, разумеется, также «достигнет бесконечности», но при этом будет двигаться уже по линии иного рода — гипер- боле. При этом скорость аппарата в бесконечности (Роо) уже не будет равна пулю. Физически это означает, что по мере уда- ления аппарата его скорость будет непрерывно падать, но не смо- жет стать меньше величины Роо, которую можно найти, приняв в формуле (12) г = оо. Получим р*о = р£ —р£св0. (13) Величину Роо называют по-разному: остаточная скорость, гиперболический избыток скорости и т. п. Гиперболическая траектория вдали от центра притяжения становится почти неотличимой от двух прямых линий, называемых асимптотами гиперболы. На большом расстоянии от центра притяжения гиперболическую траекторию приближенно можно считать прямолинейной. Для гиперболических и параболических орбит справедливы, как и для эллиптических орбит, формулы (7) и (7а),
П2 СВОБОДНЫЙ ПОЛЕТ В ПОЛЯХ ТЯГОТЕНИЯ [ГЛ. 2 В заключение заметим, что пассивное движение в централь- ном поле тяготения часто называют кеплеровым движением, а эллип- тические, параболические и гиперболические траектории объеди- няются общим названием кеплеровых орбит по имени немецкого ученого Иоганна Кеплера (1571—1630), впервые установившего эллиптическую форму орбит планет, указавшего законы их дви- жения (фактически — формулы (5) и (7)) и тем самым положив- шего начало небесной механике как науке. Всегда важно помнить, что любая кеплерова орбита располо- жена в плоскости, проходящей через центр притяжения. Поло- жение этой плоскости в пространстве не изменяется. Полная механическая энергия для всех точек некоторой кеп- леровой орбиты есть величина постоянная. Для параболической орбиты она всюду равна нулю, так как в этом случае в бесконеч- ности равны нулю и кинетическая энергия, и потенциальная. Для любой эллиптической орбиты она отрицательна (так как эллипти- ческая скорость меньше параболической), а для любой гипербо- лической — положительна. В последнем случае величина представляет собой удвоенную полную механическую энергию, при- ходящуюся на единицу массы космического аппарата (для крат- кости ее часто называют просто «энергией запуска» или «удельной энергией», забывая о коэффициенте 2). § 6. Неограниченная задача двух тел До сих пор мы рассматривали ограниченную задачу двух тел, предполагая, что масса космического объекта настолько мала, что притяжение им центрального тела никак не сказывается на движении центрального тела. В случае, однако, естественных небесных тел дело обстоит не так. Центральное тело под действием другого тела совершает некоторое движение, которое, естественно, отражается на движении второго тела, и т. д. Оказывается, что в конечном счете оба тела совершают кеплеровы движения относительно общего центра масс (барицентра) с равными перио- дами обращения, определяемыми по форхмуле (5), справедливой для ограниченной задачи двух тел, по величина К в этой формуле теперь имеет значение К = / (М + т), а под величиной а сле- дует понимать сумму полуосей обеих орбит. В новой интерпретации формула (5) получает простой физиче- ский смысл. Изобразим на чертеже (рис. 18, а) эллиптические орбиты двух тел с массами Мит. Для конкретности примем М ~ 2т, что может соответствовать, скажем, случаю двойной звезды. Оба тела описывают вокруг своего барицентра С, как вокруг фокуса, подобные эллипсы (с равными эксцентриситетами), оставаясь все время на прямой, проходящей через барицентр, по разные
f6] НЕОГРАНИЧЕННАЯ ЗАДАЧА ДВУХ ТЕЛ 63 ого стороны. Масса т описывает эллипс вдвое большего размера, чем масса М. Рассмотрим теперь то же явление с точки зрения наблюда- теля, находящегося на большой звезде М. Для него звезда М неподвижна. Взяв с рис. 18, а для каждого момента времени рас- стояния звезды т от М и отложив их в соответствующем направ- лении, мы получим орбиту звезды т относительно М (рис. 18, б). Легко убедиться, что большая ось этой орбиты равна сумме боль- ших осей орбит обеих звезд в их барицентрическом движении (рис. 18, а). Орбшпп звезды п? Рис. 18. Траектории движения звезд т и М при соотношении масс М » 2m: а) барицентрические; б) относительно звезды М. Одновременные положения звезд обозначены одинаковыми цифрами. Тело т движется относительно тела М так, как двигалось бы по той же орбите тело с пренебрежимо малой массой, если бы центральное притягивающее тело имело массу М -\-т. Сказан- ное касается и периода обращения по относительной орбите, и соответствующей орбитальной скорости. Для обеих величии сохраняют свою силу формулы (4) и (5), в которых К = / (М + тп). В небесной механике в большинстве случаев имеет смысл рассматривать не абсолютное движение («движение в барицентри- ческой системе координат»), а относительное движение. Так посту- пают при изучении движения естественных спутников планет; в частности, обычно рассматривают относительное, геоцентриче- ское, движение Луны вокруг Земли и реже — ее барицентриче- ское движение. Выражаясь строго математически, геоцентриче- ское движение есть движение в системе координат с началом в центре Земли и неизменно направленными осями, барицентри- ческое движение — движение в также невращающейся системе координат с началом в барицентре (для случая Земли и Луны М — 81,30 дп, барицентр располагается внутри Земли на среднем расстоянии 4670 км от ее центра при среднем расстоянии от Зем- ли до Луны 384 400 км).
СВОБОДНЫЙ ПОЛЕТ В ПОЛЯХ ТЯГОТЕНИЯ &ГЛ. 2 § 7. Сфера действия и приближенный метод расчета траекторий Кеплерово движение космического аппарата в точности никогда не может осуществляться. Притягивающее небесное тело не может обладать точной сферической симметрией, и, следовательно, его поле тяготения не является, строго говоря, центральным. Необ- ходимо учитывать притяжение других небесных тел и влияние иных факторов. Но кеплерово движение настолько просто и так хорошо изучено, что бывает удобно даже при отыскании точных траекторий не отказываться полностью от рассмотрения кеплеровой орбиты, а по возможности уточнить ее. Кеплерова орбита рассматривается как некая опорная орбита, но учитываются возмущения, т. е. искажения, которые орбита претерпевает от притяжения того или иного тела, светового давления, сплюс- нутости Земли у полюсов и т. д. Такое уточненное движение называют возмущенным движением, а соответствующее кеплерово движение — невозмущенным. Возмущения орбиты могут вызываться не только природными силами. Их источником может быть также двигатель малой тяги (например, электроракетный или солнечно-парусный), помещен- ный на борту космического аппарата или спутника Земли. Остановимся несколько подробнее на том, как вычисляются гравитационные возмущения со стороны небесных тел. Рассмотрим, например, возмущение Солнцем геоцентрического дви- жения космического аппарата. Его учет совершенно аналогичен учету градиента земной гравитации при рассмотрении движений относительно спутника Земли (§ 3 настоящей главы). Пусть космический аппарат находится на линии Земля — Солнце на расстоянии 500 000 км от Земли и 149 100 000 км от Солнца (среднее расстояние Земли от Солнца составляет 149 600 000 км). По формуле (2) (стр. 52) и значениям величины К = fM, приведенным на стр. 57, мы можем вычислить гравита- ционные ускорения космического аппарата от Земли и от Солнца. Первое из них равно 1,594 -10“° км/ceifi, второе — 5,970 • 10"6 км/сек2. Ускорение от Солнца оказалось больше, чем ускорение от Земли. Это, однако, не значит, что аппарат уйдет от Земли и будет захва- чен Солнцем. В самом деле, ведь нас интересует геоцентрическое движение аппарата, а вмешательство Солнца в это движение выражается возмущением, которое может быть вычислено как разность между тем ускорением, которое Солнце сообщает аппа- рату, и тем, которое оно сообщает Земле. Первое мы уже вычислили, а второе равно 5,930 -10“в км/сек2. Значит, возмущающее ускоре- ние равно всего лишь (5,970—5,930)-10"6 = 0,040 -10 6 км/сек2, или 2,5% ускорения, сообщаемого Землей. Как видим, вмеша- тельство Солнца в «земные дела», в геоцентрическое движение совсем невелико (рис. 19).
§ 7] СФЕРА ДЕЙСТВИЯ И ПРИБЛИЖЕННЫЙ МЕТОД РАСЧЕТА 65 Допустим теперь, что нас интересует движение аппарата отно- сительно Солнца — гелиоцентрическое движение. Теперь главным, «центральным» гравитационным ускорением является ускорение от Солнца 5,970-10"® км/сек2, а возмущающим — разность между ускорением, сообщаемым Землей аппарату, и ускорением, сооб- щаемым Землей Солнцу. Первое равно 1,594-10"® км/сек2, а вто- рое составляет ничтожную величину 0,00001781-10"® км/сек2. Земля о : //7ЯМ7ф7 000/767 । ляштмя Земля we ° $0&Л7\ км/еехг । | \щ74777Я~е ТЗалтще еашяя 73^ 3737 73 ^Заляетме еашшеяиЯ^ j53470"g\'''\ । Земяе/е елемрщеяяя ' -----ё---1—7,373 ЯМ- Д573*ям^ I 74$Л70Л'М Рис. 19. Расчет возмущений от Зем^ш и от Солнца. т. е. Земля почти не действует на Солнце, и гелиоцентрическое движение аппарата можно попросту считать абсолютным, а не от- носительным (этого и следовало ожидать ввиду колоссальности массы Солнца). Итак, возмущающее ускорение равно все той же величине 1,594-10"® км/сек2, т. е. составляет 26,7% главного, «центрального» ускорения — от Солнца. Вмешательство Земли в «солнечные дела» оказалось довольно существенным! Теперь ясно, что гораздо больше оснований рассматривать движение космического аппарата, находящегося в выбранной нами точке пространства, как кеплерово движение относительно Земли, чем как кеплерово движение относительно Солнца. В пер- вом случае мы не учтем возмущение, составляющее 2,5%, а во втором — 26,7%. Если мы теперь расположим космический аппарат в точке на линии Земля — Солнце на расстояниях 1 500 000 км от Земли и 148 100 000 км от Солнца, то обнаружим обратную картину (предоставляем читателю самому проделать необходимые расчеты). В этом случае возмущение Солнцем геоцентрического движения составляет 68,3% ускорения, сообщаемого Землей, а возмущение Землей гелиоцентрического движения не составляет и 3%. Оче- видно, разумнее считать теперь аппарат находящимся во власти Солнца и рассматривать его движение как кеплерово с фокусом в центре Солнца. 3 В. И. ЛевантовскиЙ
66 СВОБОДНЫЙ ПОЛЕТ В ПОЛЯХ ТЯГОТЕНИЯ (ГЛ. 2 Аналогичные рассуждения и расчеты могут быть проделаны для всех точек пространства (при этом для точек, не лежащих на прямой Земля — Солнце, придется брать векторную разность ускорений). Каждая точка при этом будет отнесена или к некото- рой области, окружающей Землю, где выгоднее рассматривать геоцентрическое движение, или ко всему остальному простран- ству, где кеплеровы траектории будут гораздо более точны, если за центр притяжения принять Солнце. Математический анализ показывает, что граница указанной области очень близка к сфере (несколько приплюснутой со стороны Солнца и «припухлой» с противоположной стороны). Принято для простоты расчетов считать эту область в точности сферой и называть сферой действия Земли. Радиус сферы действия планеты может быть вычислен по фор- муле, пригодпой для любых двух тел и определяющей радиус сферы действия тела с малой массой т (например, планеты) отно- сительно тела с большой массой М (например, Солнца): где а — расстояние между телами [1.26, 1.27]. Радиус сферы действия Земли относительно Солнца равен 930 000 км, сферы действия Луны относительно Земли — 66 000 км, Солнца относительно Галактики (вся масса которой предпола- гается сосредоточенной в ее ядре) — 60 000 а. е. х) ~ 9 -1012 км [1.28], т. е. около 1 светового года (1 св. год = 63000 а. е.). При переходе космического аппарата через границу сферы действия приходится переходить от одного центрального поля тяготения к другому. В каждом поле тяготения движение рассмат- ривается, естественно, как кеплерово, т. е. как происходящее по какому-либо из конических сечений — эллипсу, параболе или гиперболе, причем на границе сферы действия траектории по опре- деленным правилам сопрягаются, «склеиваются» (как это делается, мы увидим в третьей и четвертой частях книги). В этом заключается приближенный метод расчета космических траекторий, который иногда называют методом сопряженных конических сечений. Единственный смысл понятия сферы действия заключается именно в границе разделения двух кеплеровых траектории. В част- ности, сфера действия планеты вовсе не совпадает с той областью пространства, в которой планета способна вечно удерживать свой спутник [1.26]. Эта область называется сферой Хилла для планеты относительно Солнца. Внутри сферы Хилла тело может находиться неограниченно долго несмотря па возмущения со стороны Солнца, если только *) 1 а. е. (астрономическая единица) — среднее расстояние Земли от Солнца (149,6 10е км).
§ 71 СФЕРА ДЕЙСТВИЯ И ПРИБЛИЖЕННЫЙ МЕТОД РАСЧЕТА 67 в начальный момент оно имело эллиптическую планетоцентри- ческую орбиту. Эта сфера больше сферы действия. Сфера Хилла для Земли относительно Солнца имеет радиус 1,5 млн. км. Радиус сферы Хилла для Солнца относительно Галактики составляет 230 000 а. е. = 34,5 -1012 км. Таков этот радиус, если обращение по орбите вокруг Солнца происходит в ту же сторону, что и движение Солнца вокруг центра Галактики (движение естест- венных планет Солнечной системы именно таково). В противном случае он равен 100 000 а. е. = 15-1012 км [1.29]. В отличие от сферы действия и от сферы Хилла, сфера притя- жения планеты относительно Солнца, определяемая как область, на границе которой попросту равны гравитационные ускорения от планеты и от Солнца, не играет никакой роли в космодинамике. Лупа находится глубоко внутри сферы действия Земли. Поэтому мы предпочитаем рассматривать геоцентрическое движение Лупы и считать ее спутником Земли. Мы отказываемся считать Луну самостоятельной планетой ввиду слишком больших гравитаци- онных возмущений этого движения со стороны Земли. Любопытно, что орбита Луны лежит вне сферы притяжения Земли (имеющей радиус примерно 260 000 км), т. е. Луна сильнее притягивается Солнцем, чем Землей. При использовании приближенного метода расчета космических траекторий основные погрешности накапливаются при расчете дви- жения в районе границы сферы действия. Поэтому некоторые авторы считают, что для большинства случаев расчета более высо- кие точности дают области разграничения между центральными полями тяготения, определяемые иначе, чем это сделано выше. Предлагалось, например, считать соответствующую область вокруг Земли имеющей радиус 3—4 млн. км [1.30]. На основании энергетических соображений для подобной сферы влияния выво- дился радиус, равный 1,15а у/'т/ЛГ [1.31]. Сфера действия и сфера влияния могут быть названы динами- ческими гравитационными сферами, а сфера притяжения — стати- ческой гравитационной сферой. Использование последней в космо- дипамике имело бы смысл только в том случае, если бы можно было представить себе космический полет между двумя неподвиж- ными небесными телами. Заметим в заключение, что метод сопряженных конических сече- ний, связанный с теми или ипыми динамическими гравитационными сферами, не является единственным приближенным методом рас- чета космических траекторий. Продолжаются поиски других приближенных методов, более точных, чем описанный, и в то же время требующих меньшего числа вычислений, чем метод числен- ного интегрирования. Увы, приходится экономить время работы даже самых быстродействующих электронных вычислительных машин! 3*
Глава 3 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА § 1. Выход на траекторию свободного полета Вернемся теперь от рассматривавшегося в главе 2 пассивного движения космического аппарата к активному движению, кото- рым мы уже отчасти занимались в главе 1. Однако тогда мы рас- сматривали движение ракетного аппарата в воображаемом про- странстве, свободном от действия всяких сил. Только для такого пространства и была справедлива формула Циолковского, опре- деляющая величину идеальной (характеристической) скорости. Попробуем качественно оценить влияние сил, которые не учи- тываются при вычислении характеристической скорости. На на- чальном участке траектории ракеты-носителя, представляющем собой участок разгона или участок выхода на траекторию пассив- ного (свободного, баллистического) полета, существенную роль играют сила притяжения Земли и аэродинамическая сила сопро- тивления атмосферы. Предположим, что мы имеем две ракеты-носителя. Первая из пих сообщает космическому аппарату на определенной высоте над Землей какую-то вертикальную начальную скорость и тем самым выводит ого па радиальную прямолинейную траекто- рию. Другая ракета сообщает космическому аппарату той же массы па той же высоте горизонтальную начальную ско- рость той же величины, что и первая ракета. Какая ракета должна обладать большими энергетическими ресурсами? На первый взгляд может показаться, что энергетические ре- сурсы обеих ракет должны быть одинаковы, по это неверно. Если бы разгон ракеты происходил в «свободном» пространстве, то приобретенная начальная скорость просто равнялась бы харак- теристической скорости ракеты. Но действие сил притяжения Земли, а также сопротивления атмосферы приводит к так назы- ваемым гравитационным и аэродинамическим потерям И.24]. Ракета должна компенсировать эти потери дополнительной за- тратой топлива, и в результате фактическая приобретенная ско- рость всегда оказывается меньше характеристической.
S 11 ВЫХОД НА ТРАЕКТОРИЮ СВОБОДНОГО ПОЛЕТА 69 Величина потерь скорости сильно зависит от формы активного участка траектории. Обычно ракета стартует вертикально, чтобы побыстрее, пока скорость невелика, пробить плотные слои атмо- сферы и тем самым уменьшить аэродинамические потери, кото- рые тем больше, чем больше скорость. Если ракета должна прио- брести вертикальную скорость, то дальнейший разгон также происходит в вертикальнохм направлении. Если же приобретаемая скорость должна быть горизонтальна, то ракета отклоняется от вертикального курса и постепенно переходит к разгону в гори- зонтальном направлении. Попробуем определить гравитационные потери на участке вертикального подъема ракеты. Ввиду того, что этот участок невелик по сравнению с радиусом Земли (не более нескольких десятков километров), ускорение силы тяжести на нем можно с достаточной точностью считать постоянным и равным g = = 9,8 м/сек2. Пусть вертикальный подъем продолжается в тече- ние времени t. Тогда гравитационные потери скорости равны gt ~ величине той скорости, которую бы набрало тело, падая равноускоренно, за время t. Если предположить, что реактивное ускорение ар также постоянно 1), то время подъема «р тк ’ где тк — масса ракеты в момент окончания вертикального подъема (мы опускаем вывод последней формулы, требующий знания выс- шей математики). В результате вместо характеристической ско- рости, соответствующей формуле Циолковского, ракета разовьет скорость, равную характеристической скорости минус гравита- ционные потери g/, т. е. v=w(l — -- )1п -°-. \ Др/ Эта формула была также впервые выведена К. Э. Циолковским и носит название второй формулы, Циолковского. Из нее вытекает, что если др = g, т. е. реактивное ускорение равно ускорению силы тяжести, то скорость ракеты равна пулю: ракета не отры- вается от Земли. Ракета поднимается только в том случае, если реактивное ускорение будет больше ускорения силы тяжести. При этом, как показывает формула, чем больше реактивное уско- рение, тем меньше гравитационные потери. Да это и попятно: ведь тогда меньше времени уйдет па разгоп и сила тяжести не успеет заметно сказаться па конечной скорости. Если, например^ реактивное ускорение превышает в два раза ускорение свободного 1) Для этого сила тяги должна была бы но мере подъема уменьшаться благо- даря определенному режиму работы двигателя (непрерывно уменьшаю' щийся секундный расход массы рабочего тела)»
70 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА [ГЛ. 3 падения, то гравитационные потери уменьшают скорость ракеты по сравнению с характеристической па 50%. Если же первое уско- рение в пять раз больше второго — на 20%, если в десять раз — на 10% ит. д. Основную часть гравитационных потерь составляют потери в начале подъема ракеты, когда еще тяга только нарастает, реак- тивное ускорение почти не превышает ускорения силы тяжести и движение ракеты незаметно для глаза. Ракета висит почти неподвижно над стартовой площадкой, как бы поддерживаемая столбом раскаленных газов. Если бы дело происходило в свобод- ном пространстве, она уже давно мчалась бы вперед с большой скоростью, сейчас же вся эта скорость безвозвратно потеряна вследствие земного тяготения. Но вот тяга еще увеличивается, ракета начинает набирать скорость и скоро исчезает в небе... Может показаться, что следует всегда стремиться к макси- мальному увеличению начального реактивного ускорения (т. е. максимальному превышению тяги над весом ракеты), чтобы умень- шить гравитационные потери, но па самом деле задача выбора оптимального ускорения подъема ракеты оказывается гораздо более сложной. Не говоря уже о вреде слишком больших реак- тивных ускорений для организма космонавтов, чересчур боль- шая тяга приводит к такому дополнительному увеличению массы двигателя, теплозащитного экрана (из-за увеличения ско- рости подъема и, следовательно, нагрева носового конуса) и кон- струкции (требующей большей прочности), которое может «съесть» весь выигрыш от уменьшения гравитационных потерь. Слишком же малая начальная масса (и, следовательно, малое количество топлива) может привести к тому, что вообще не будет обеспечена необходимая характеристическая скорость. На участке наклонного подъема ракеты гравитационные потери определяются проекцией ускорения силы тяжести на направление вектора скорости. Чем более полого летит ракета, тем меньше эта проекция и меньше гравитационные потери. Дополнительным источником потерь при наклонном подъеме служит отклонение вектора тяги от направления вектора ско- рости. Это отклонение неизбежно, если мы хотим заставить ракету следовать по определенной (не вертикальной) траектории разгона. А отсюда следует, что не вся тяга расходуется па увеличение скорости. Возникающие потери скорости могут быть названы потерями на управление И.32]. Эти потери, конечно, представ- ляют собой меныпее зло, чем огромные лишние гравитационные потери в случае вертикального разгона. Потери на управление могут быть условно включены в гравитационные, так как их происхождение связано с наличием силы тяжести. Из сказанного ясно, что если одна ракета разгоняется до вер- тикальной начал ьной. скорости, а другая до горизонтальной,
§ 1J ВЫХОД НА ТРАЕКТОРИЮ СВОБОДНОГО ПОЛЕТА 71 причем разгон заканчивается па одинаковой высоте, то первая ракета должна иметь бблыпую стартовую массу, чем вторая, если мы хотим сообщить одну и ту же скорость одинаковой полез- ной нагрузке. Если же мы располагаем одинаковыми ракетами, но все-таки хотим в обоих случаях достичь одной и той же ско- рости, то нам придется пожертвовать значительной частью полез- ной нагрузки первой ракеты. По опубликованным данным [1.32] характеристическая ско- рость при выведении на траекторию полета к Лупе американского космического корабля «Аполлон» равна 12,5 км/сек и включает в себя гравитационные потери 1,68 км/сек, аэродинамические потери 0,05 км/сек и потери на управление 0,19 км/сек. Каждый лишний метр в секунду характеристической скорости эквивален- тен при этом потере примерно 15 кг полезной нагрузки. Вот почему в космонавтике всегда стараются по возможности избегать вертикальных траекторий и траекторий, у которых начальная скорость пассивного участка (т. е. конечная скорость участка разгона) круто наклонена к горизонту, и предпочитают этим траекториям те, которые начинаются если не совсем гори- зонтально, то все-таки достаточно полого, т. е. траекто- рии, подобные показанным па рис. 17. Для космонавтики это очень важное обстоятельство, так как при нынешнем уровне развития ракетной техники потерями скорости никак нельзя пренебрегать. Если при запуске искусственных спутников Земли всегда возмо- жен (и необходим) пологий разгон, то при полете к Лупе и плане- там дело обстоит гораздо сложнее и приходится прибегать к до- вольно сложному маневрированию, а именно к старту с проме- жуточной околоземной орбиты. С этим методом мы познакомимся в третьей и четвертой частях книги. Гравитационные и аэродинамические потери на участке раз- гона для современных ракет-носителей обычно не превышают примерно 20% реально приобретаемой скорости — начальной скорости пассивного полета. Увеличив приобретаемую скорость на эту величину, мы найдем начальную характеристическую (идеальную) скорость, что может лечь в основу проектирования ракеты-носителя. Влияние силы притяжения Земли пе всегда приводит к поте- рям скорости. Иногда на нисходящей ветви баллистической траектории включается ракетный двигатель, чтобы эксперимен- тально проверить условия входа в атмосферу с большой скоростью. В этом случае получается гравитационный добавок к характери- стической скорости. Величина начальной характеристической скорости о* не мо- жет быть меньше некоторого значения ₽Xmin, которое можно найти нз следующих соображений. Предположим, что вся начальная характеристическая скорость сообщается мгновенно у
72 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА [ГЛ. 3 поверхности Земли и выход на орбиту осуществляется каким-то способом так, что приобретенная у поверхности Земли кинетиче- ская энергия mi4min/2 полностью расходуется на подъем косми- ческого аппарата из точки А с расстоянием R от центра Земли (7? — радиус Земли) до точки В с расстоянием г0 (начальное рас- стояние для движения по пассивной траектории) и на сообщение космическому аппарату необходимой начальной скорости и0. Согласно закопу сохранения механической энергии myxmin fMm mvl /Мт 2 7Г“ = ~2 FT’ Отсюда можно найти значение мини- мальной начальной характеристической скорости рх min* При выводе этого урав- нения мы пренебрегавхМ сопротивлением атмосферы и предполагаем, что все топливо расходуется ракетой-посителем мгновенно и не тратится никакой энер- гии на такое искривление траектории, которое необходимо, чтобы вектор ско- рости у0 имел заданное направление рис. 20. к вычислению мини- в точке, находящейся на расстоянии г0 малыюй с^Р^^)истической от центра Земли. Можно себе предста- вить для наглядности, что космический аппарат как бы натягивает укреплен- заставляющий его искривлять свой путь на управление *). когда космический аппарат выводится па пый в точке С трос, (рис. 20) без потерь В частном случае, круговую орбиту спутника Земли радиуса г0, из выведенной выше формулы получаем (учитывая, что р0==1/ V *- ^х min п 2г0* Таким образом, несмотря на то что круговая скорость тем меньше, чем выше орбита спутника, минимальная характеристическая скорость, необходимая для выведения его на орбиту, тем больше, чем выше орбита. Для орбиты, пролегающей у поверхности Земли (г0 = /?), минимальная начальная характеристическая скорость, как видно из последней формулы, равна первой космической скорости, а для бесконечно высокой орбиты — второй космиче- ской скорости. Истинная характеристическая скорость всегда больше мини- мальной, так как топливо ракеты-носителя не может быть израс- х) Автор заимствовал идею этой аналогии у А. А. Штернфельда [1.24],
§ 2] АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ В КОСМИЧЕСКОМ ПРОСТРАНСТВЕ 73 ходовано мгновенно и «запуск на натянутом тросо», разумеется, неосуществим. Минимальная характеристическая скорость отвечает тому нижнему пределу энергетических затрат, который заведомо невоз- можно переступить при выведении космического аппарата на ту или иную пассивную траекторию. Наконец, заметим, что при горизонтальном разгоне в восточ- ном направлении экономится топливо и, следовательно, характе- ристическая скорость уменьшается из-за того, что перед стартом ракета-носитель уже обладает некоторой скоростью в геоцентри- ческой системе координат (т. е. в невращающейся системе с началом в центре Земли и неизменно направленными осями). Это — окружная скорость космодрома, т. е. скорость его движе- ния вокруг оси Земли благодаря суточному вращению планеты 1). На широте ф она равна 465 cos ф м/сек, на экваторе — 465 м/сек, в самой южной точке Советского Союза (широта 36°) — 380 м/сек. § 2. Активное движение в космическом пространстве Вне земной атмосферы на активном движении космического аппарата, помимо силы тяги, сказываются лишь силы тяготения. Их роль, однако, совершенно ничтожна, если бортовой двигатель космического аппарата является химическим двигателем большой тяги, включающимся на короткое время достаточно далеко от крупных небесных тел для совершения того или иного маневра (выход на орбиту спутника, коррекция траектории и т. п.). При- обретенное аппаратом приращение скорости векторио складывается с уже имеющейся скоростью. Оно чаще всего почти не будет отличаться от характеристической скорости, хотя в сильных по- лях тяготения (например, вблизи Юпитера) и понадобится учиты- вать гравитационные поправки, если приращение будет сооб- щаться не в трансверсальном направлении. В случае сложной космической операции после начального участка разгона космического аппарата его бортовой двигатель может неоднократно включаться. Арифметическая сумма началь- ной характеристической скорости и всех последующих характери- стических скоростей на активных участках называется суммарной характеристической скоростью. Эта величина определяет необ- ходимые для всей операции энергетические ресурсы ракеты- носителя и бортовых двигателей выводимого в космос аппарата. 1) Это обстоятельство было учтено при определении указанного на стр. 71 значения характеристической скорости для выведения корабля «Аполлон» на траекторию полета к Луне. Поэтому пе нужно удивляться тому, что после вычитания из этого значения величин потерь получается начальная скорость, пень ш а я геоцентрической скорости корабля «Аполлон», приведенной в § 5 гл. И.
74 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ГГЛ. 3 Чем меньше суммарная характеристическая скорость, тем большую (при заданной начальной массе ракетного комплекса) полезную нагрузку можно довести до цели. Следовательно, сум- марная характеристическая скорость может служить критерием оптимальности в случае импульсных полетов, т. е. критерием того, насколько энергетически выгодна избранная программа космической операции. Совершенно иначе обстоит дело, если в космическом про- странстве действует двигатель малой тяги. В этом случае силы тяготения сравнимы по величине с тягой, гравитационными по- терями скорости пренебрегать нельзя и конечная скорость, до- стигаемая космическим аппаратом, не имеет ничего общего с ха- рактеристической. Расчет необходимых энергетических ресурсов теперь уже не может быть произведен по формуле Циолковского даже приближенно и требует использования совершенно иных математических методов. Критерием оптимальности для тех двигательных систем малой тяги, которые можно отнести к системам ограниченной мощности (см. § 10 гл.1), является величина, которую получают следующим образом. Допустим, что реактивное ускорение, будучи перемен- ным, сохраняет на небольшом интервале времени (например, в течение секунды) постоянное по величине значение. Умножив квадрат реактивного ускорения на этот интервал времени и взяв сумму всех этих произведений за время полета, мы и полу- чим величину, которая будет характеризовать затраты рабочего тела на весь космический полет г). Измеряется эта величина в еди- ницах мЧсек? и представляет собой критерий оптимальности для двигательных систем ограниченной мощности. Чем она меньше, тем большая полезная нагрузка будет доставлена по назначению при заданной начальной массе космического аппарата. § 3. Перегрузка Как мы видели выше, характерной чертой пассивного полета под действием одних лишь гравитационных сил является состоя- ние невесомости, господствующее на борту космического корабля. Предположим теперь, что пассивный полет внезапно прерван включением бортового ракетного двигателя. Состояние невесомо- сти при этом исчезнет, так как появится внешняя поверхностная сила — сила тяги. Как было выявлено выше (§ 3 гл. 2), при пас- х) Читатель, знакомый с высшей математикой, конечно, догадался, что речь идет об интеграле от квадрата реактивного ускорения за все время полета Г: г J dt.
S 31 ПЕРЕГРУЗКА 75 сивном полете в безвоздушном пространстве гравитационные силы никак себя не проявляют в относительном перемещении предме- тов на борту космического корабля и не вызывают в них никаких напряжений. Теперь, после включения двигателя, гравитацион- ные силы, естественно, остаются по-прежнему неощутимыми и проявляется лишь сила тяги. Как опа проявляется? С точки зрения неподвижного наблюдателя, находящегося вне корабля, сила тяги заставляет корабль ускорить свое движение. Если в кабине корабля находится незакрепленный предмет (на- пример, карандаш, который космонавт выпустил из пальцев), то этот предмет, не получая ускорения, начнет отставать от ко- рабля (это увидел бы неподвижный наблюдатель, скажем, через прозрачную стенку кабины). Космонавт же, находящийся в ка- бине, воспримет это отставание как падение предмета в сторону, противоположную направлению силы тяги (в сторону истечения газов из сопла). В этой же стороне космонавт ощутит опору ( у ка- бины появится пол), в эту же сторону будет направлен отвес, указывающий кажущуюся вертикаль, свободная поверхность жидкости в сосуде окажется перпендикулярной к направлению отвеса. На борту корабля появятся все обычные проявления тяжести. Необычно только название этой тяжести — перегрузка, носящее во многих случаях совершенно условный характер. В обычных, земных, условиях характеристикой силы тя- жести является ускорение свободного падения тел g ~ 9,81 м!сек\ На борту космического корабля характеристикой перегрузки будет также ускорение свободного падения, равное по величине, очевидно, реактивному ускорению (по направлению противопо- ложное ему). Отношение этой величины к величине g называется коэффициентом перегрузки. Во многих случаях этот коэффициент меньше единицы (это скорее «недогрузка», чем «перегрузка»), в частности, при полетах с малой тягой коэффициент перегрузки будет порядка 10~5 4- 10"3. На участке разгона ракеты-носителя (рис. 21) перегрузка вполне определяется равнодействующей негравитационных сил — силы тяги и силы аэродинамического сопротивления (рис. 21, б) х). В общем случае последняя сила состоит из силы лобового сопро- тивления, направленной противоположно скорости, и перпендику- лярной к пей подъемной силы (рис. 21, а). Указанная равнодей- ствующая создает негравитационпое ускорение, определяющее перегрузку (рис. 21, в). Коэффициент перегрузки на участке раз- гона составляет несколько единиц. На рис. 21, б показана равно- действующая всех сил, действующих на ракету-носитель; эта сила определяет полное ускорение (рис. 21, в), характеризующее движение ракеты, но не проявляющееся в полной мере на й) Мы пренебрегаем эффектом поворота корпуса ракеты.
76 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА (ГЛ. 3 явлениях в кабине корабля. Все явления в кабине при разгоне определяются величиной именно негравитационного ускорения. Поэтому негравитационное ускорение иногда назы- вают ощутимым или кажущимся. Это ускорение может быть измерено специальными прибо- рами — акселерометрами. Простейший акселерометр представляет Рис. 21. Перегрузка на участке разгона ракеты -носите.’! я. собой, по существу, динамометр, градуированный в единицах ускорения. В заключение заметим, что «обычное» ощущение силы тяже- сти, весомости (в земных условиях) имеет ту же природу, что и перегрузка в космическом полете. Как это ни может показаться парадоксальным, весомость любого предмета в обычных условиях также определяется полностью величиной внешней поверхностной силы — силы реакции опоры (предмет сжат) или подвеса (пред- мет растянут). Тот факт, что сила реакции «пассивна», а сила тяги ракеты «активна», совершенно несуществен. Натяжение троса, на котором неподвижно висит кабина лифта, из пассивного может стать активным, когда лифт начнет подниматься, но во всех случаях ускорение падения предметов, наблюдаемое внутри ка- бины, полностью определяется внешней поверхностной силой — натяжением троса — и равно по величине сообщаемому этим натяжением ускорению (т. е. равно этой силе, деленной на массу
? 41 УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА 77 лифта). В частности, это верно и в случае, когда лифт неподви- жен (коэффициент перегрузки равен единице). Как видим, сила притяжения лифта к Земле никакой роли в наших рассуждениях не играла х). § 4. Управление движением космического аппарата Задача управления ракетой-носителем на участке разгона [1.33] заключается в том, чтобы в определенной точке пространства на заданной высоте ракета набрала скорость определенной вели- чины в заданном направлении. Изменение курса ракеты в плот- ных слоях атмосферы осуществлялось в свое время главным об- разом с помощью воздушных рулей, действующих подобно рулям самолета, и с помощью газовых рулей — пластинок, отклоняющих определенным образом реактивную струю и тем самым повора- чивающих корпус ракеты. Поворот корпуса ракеты, однако, более удобно осуществляется поворотом самого двигателя, подвешен- ного на шарнирах, или (реже) сопла двигателя. Для этой же цели могут служить небольшие вспомогательные («верньерные») двигатели. Аналогичным путем осуществляется стабилизация ракеты на курсе, т. е. компенсируются случайные отклонения ее от курса. В некоторых случаях для этого используются воздушные стабилизаторы — своеобразное оперение ракеты. Иногда верхняя ступень ракеты вовсе не имеет органов управ- ления и стабилизируется па курсе посредством вращения вокруг продольной оси (как артиллерийский снаряд и винтовочная пуля). Такими, например, неуправляемыми были верхние ступени аме- риканских ракет-носителей, использовавшихся для запусков спутников Земли и космических зондов в 1958—1959 гг. Мало, однако, иметь возможность управлять ракетой — нужно еще знать, как именно это делать: необходимо периодически опре- делять кинематические параметры движения — положение и ско- рость ракеты. Для этого в настоящее время все более широко используется система инерциальной навигации, основанная ис- ключительно на механических явлениях, возникающих в ракете во время активного полета. Эта система совершенно автономна, т. е. не получает никаких сигналов с Земли. Более того, она не нуждается вообще пи в каких сигналах, приходящих со стороны, и не использует ни излучения Солнца и звезд, ни магпитногс поля Земли, ни наблюдения ее поверх пости. С помощью акселерометров измеряются негравитационные ускорения в трех взаимно перпендикулярных направлениях. Таким образом и определяется вектор негравитациопного, х) Подробнее об этих вопросах см. в брошюре [1.23].
78 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА (ГЛ. 3 «кажущегося» ускорения. Бортовые счетно-решающие устройства — интеграторы непрерывно вычисляют по ускорению скорость, а по скорости — пройденный путь (интегрирование в случае постоянного ускорения сводится к использованию «школьных» формул равноускоренного движения). Нетрудно понять, что найденные таким образом скорость и путь будут не истинными, а «кажущимися», так как акселе- рометры пе могут измерить гравитационное ускорение (см. стр. 76): Но сведения о поле земного тяготения заложены заранее в вы- числительные устройства и соответствующие поправки учиты- ваются. Полученные результаты автоматически сравниваются с заранее рассчитанной программой разгона ракеты, и для ком- пенсации обнаруженных расхождений даются определенные команды органам управления. Двигатель отключается, как только в заданной точке пространства достигнута заданная скорость. В случае, когда вдали от Земли и планет двигатель включается па короткое время для простого маневра, измеряемая инерциаль- ной системой кажущаяся скорость будет из-за отсутствия сопро- тивления точно совпадать с характеристической скоростью ма- невра. Силы тяготения из-за их малости пе скажутся па движе- нии в течение короткого промежутка времени, и можно считать кажущуюся скорость практически равной приобретенному истин- ному приращению скорости. Подобные маневры необходимы для исправления траектории в соответствии с измеренными пара- метрами движения. Главная трудность будет при этом в том, чтобы необходимая скорость была сообщена в нужном направле- нии. Как это осуществляется, мы увидим ниже. Инерциальная система управления применяется также в слу- чае управляемого планирующего спуска в атмосфере (с подъемной силой), о котором подробнее будет говориться в § 4 гл. 5 и § 2 гл. 10. Акселерометры при этом измеряют пегравитационпые ускорения, происходящие от аэродинамических сил, или, что то же самое, измеряют коэффициенты перегрузки. Бортовое счетно-решающее устройство спускаемого аппарата сравнивает показания акселеро- метров с программными и автоматически выдает соответствующие указания органам управления. Последние разворачивают спуска- емый аппарат таким образом, чтобы аэродинамическая сила при- мяла нужное направление, в результате чего выправляется тра- ектория спуска. На начальном участке разгона применяются (обычно в соче- тании с инерциальной навигацией) и радиотехнические средства наземной службы траекторных измерений. Радионавигация — пример неавтономной навигации. Время прохождения радио- сигнала до космического объекта и обратно позволяет определить расстояние до него, а направление на него определяется указанием
§ 51 ДВИЖЕНИЕ АППАРАТА ОТНОСИТЕЛЬНО ЦЕНТРА МАСС 79 радиотелескопа па Земле. С помощью эффекта Доплера опреде- ляется радиальная скорость объекта, т. е. проекция его скорости па линию, соединяющую наблюдателя с объектом. При дальних межпланетных полетах будет широко применяться астрономическая навигация. Положение космического корабля в Солнечной системе может определяться по наблюдению располо- жения Солнца и планет среди «неподвижных» звезд на небесной сфере. Размеры наблюдаемого диска планеты позволяют опреде- лить расстояние до нее (этот метод, впрочем, требует хорошего знания размеров планеты, что не всегда имеет место, и высокой точности измерений). Конечно, астрономические методы могут сочетаться с иперциальпыми и радиотехническими. § 5. Движение космического аппарата относительно центра масс До сих пор мы говорили главным образом о траектории космиче- ского аппарата, т. е. о линии, вычерчиваемой центром масс (цен- тром тяжести) космического аппарата. Иными словами, мы рас- сматривали космический аппарат в качестве материальной точки. Но фактически космический аппарат имеет определенные размеры и ту или иную форму. Перемещаясь по траектории, он одновре- менно так или иначе поворачивается вокруг своего цептра масс, т. е. изменяет свою ориентацию. Мы уже упоминали об управле- нии поворотом корпуса ракеты-носителя па участке разгона. Сейчас же займемся управлением ориентацией на пассивном участке [1.33, 1.34]. Вращение вокруг центра масс происходит под действием при- родных сил — сил притяжения, сил сопротивления среды, све- тового давления, магнитных сил, ударов метеоритов, а также под действием управляющих двигателей или управляющих махо- виков. Нара небольших двигателей, укрепленных на разных концах космического аппарата и действующих в противоположных на- правлениях х), может сообщить ему определенное вращательное движение, ничуть не вмешиваясь в движение его по траектории. Небольшой маховик, укрепленный внутри космического аппарата и вращающийся с большой скоростью, может сообщить ему мед- ленное вращение в противоположном направлении. Три таких маховика, оси которых взаимно перпендикулярны, могут при- дать космическому аппарату любую ориентацию. Важно, чтобы в течение более или менее продолжительного времени эта 1) Это могут быт1> даже не двигатели в собственном смысле слова, а сопла, извергающие сжатый воздух.
80 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА (ГЛ. 3 ориентация сохранялась неизменной, несмотря на то что при- родные силы стремятся ее нарушить. Заметим, что сам процесс целенаправленного поворота космического аппарата также назы- вается ориентацией. Движение космического аппарата относительно центра масс гораздо более чувствительно к воздействию слабых внешних при- родных сил, чем движение центра масс по траектории. Достаточно сказать, что па ориентации космического аппарата может отра- зиться даже вспышка на Солнце, извергающая в космос поток частиц. Правильная ориентация космического аппарата может быть необходима для различных целей. Если цель космического экс- перимента заключается в наблюдении Солпца или исследовании его излучения, желательно, чтобы приборы держали Солнце в своем поле зрения. Приборы спутника, предназначенного для наблюдений земной поверхности или облачности в атмосфере, должны «видеть» нашу планету. Ориентация на Землю может паблюдаться и для того, чтобы направить па нее параболическую антенну для усиления принимаемого радиосигнала. Предположим, наконец, что космический аппарат должен совершить маневр, изменив определенным образом свою траекто- рию. В течение короткого времени действия бортовой двигательной установки аппарат должен быть стабилизирован, т. е. неиз- менно сориентирован в пространстве. В противном случае косми- ческий аппарат получит приращение скорости в неверном напра- влении, что приведет к печальным последствиям (например, спутник вместо того, чтобы спуститься на Землю, только увеличит высоту своего апогея). Система ориентации получает информацию о положении кос- мического аппарата от чувствительных датчиков: оптических, ощущающих свет Солпца, Земли, Лупы, планет; инфракрасных, улавливающих тепловое излучение не только дневной, по и ноч- ной стороны Земли; магнитных, ощущающих земное магнитное поле; гироскопических, хранящих в силу механических законов «память» о неизменном направлении в пространстве. Предположим, что где-то в заданной точке траектории наме- чено провести коррекцию. Сначала оптический датчик вращаю- щегося космического аппарата «просматривает» небо. Вот он обна- ружил Солнце. Реактивные сопла затормаживают вращение. Ориентация па Солнце уточняется. Теперь одна ось аппарата направлена на Солнце. Если бы целью маневра ориентации было наблюдение Солнца, то на этом можно было бы остановиться. Но включить корректирующий двигатель нельзя, так как аппарат сохранил способность поворачиваться вокруг направления на Солнце. Для остановки вращения надо, чтобы другой оптический датчик «захватил» иное небесное светило, например Луну (если
§ 51 ДВИЖЕНИЕ АППАРАТА ОТНОСИТЕЛЬНО ЦЕНТРА МАСС 81 она близка), яркие звезды — Сириус или Капопус г), или чтобы остронаправлсппая бортовая параболическая антенна захватила специально посылаемый с Земли радиосигнал (последний способ имеет особое значение для дальней радиосвязи с Землей). Теперь появится новая неподвижная ось (направленная на Лупу, или па Сириус, или па Канопус, или на Землю) и всякое вращение аппарата будет остановлено. По сигналу с Земли может быть включен корректирующий двигатель, причем во время его работы система стабилизации будет удерживать аппарат в задан- ном положении. Ориентация советской станции «Венера-4» перед коррекцией в 1967 г. производилась «захватом» Земли и Канопуса; станций «Вепера-5» и «Венера-6» в 1969 г. — Солнца и Сириуса; ориента- ция американской станции «Маринер-2» в 1962 г. — «захватом» Солнца и Земли; станции «Маринер-4» в 1964 г. — Солнца и Ка- попуса. Возможны также пассивные системы ориентации и стабилиза- ции, использующие действие природных сил, которые «автомати- чески» приводят космический аппарат в нужное положение [1.34]. Так, например, возможна постоянная ориентация на Солнце с помощью солнечного паруса, основанная па использовании све- тового давления. Использование солнечного паруса для стабили- зации было, например, предусмотрено в конструкции американ- ского космического аппарата «Марипер-4», запущенного к Марсу в ноябре 1964 г. В следующей части мы познакомимся с другими примерами пассивной стабилизации. Ценность пассивной стабилизации заключается в том, что она не нуждается пи в запасах рабочего тела для реактивных сопел (как, впрочем, и маховики), ни в сложной системе автоматиче- ского управления. Однако система пассивной стабилизации неспособна, как правило, остановить беспорядочное вращение космического аппарата после отделения от ракеты-носителя и при- дать ему правильную ориентацию. Эта задача должна быть пред- варительно решена с помощью системы активной стабилизации. Следует отметить, что исследовательские космические аппа- раты часто вовсе не имеют системы ориентации. Правильная Канопус — вторая по яркости звезда па небосводе (находится в южном небесном полушарии). Ее преимущество как ориентира перед первой по яркости звездой Сириус заключается в том, что Сириус находится вблизи от линии эклиптики на небесной сфере, а Канопус — далеко. Поэтому угол Канопус — КА (космический аппарат) — Солнце изменяется в тече- ние межпланетного полета слабо, а угол Сириус — КА — Солнце изме- няется сильно. Последнее обстоятельство затрудняет установку оптиче- ского датчика звезды заранее в определенном положении. Канопус поэтому чаще используется как ориентир в системах ориентации, чем Сириус.
82 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА (ГЛ. 3 интерпретация полученных с них по радио данных измерений во многих случаях зависит от того, насколько хорошо мы предста- вляем себе их вращательное движение относительно центра масс. Например, показания магнитометров (приборов, измеряющих напряженность магнитного поля) зависят от ориентации искус- ственного спутника, на котором они установлены. С другой сто- роны, эти показания дают возможность сделать некоторые заклю- чения о том положении, в котором находился спутник. Теория движения космических аппаратов относительно центра масс представляет собой большой и важный раздел космодина- мики, однако подробное изложение этой теории не входит в за- дачу настоящей книги.
Часть вторая ОКОЛОЗЕМНЫЕ ПОЛЕТЫ Глава 4 ДВИЖЕНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ § 1. Параметры орбиты Околоземными полетами мы будем называть полеты в околозем- ном космическом пространстве, или, как иногда говорят, в «ближ- нем космосе». Два последних выражения недостаточно четко оп- ределены в литературе. С астрофизической точки зрения около- земное космическое пространство представляет собой область, в которой наличие Земли сказывается на состоянии межпланет- ной среды. С точки зрения небесной механики околоземным про- странством является сфера действия Земли — область, в кото- рой движение можно с достаточной степенью приближения счи- тать совершающимся в центральном поле тяготения Земли. Итак, в этой части мы будем заниматься движениями косми- ческих объектов, не выходящих за пределы сферы действия Земли и в то же время не задевающих сферу действия Луны (последние будут изучаться в третьей части книги). Предметом нашего изу- чения будет, таким образом, движение искусственных спутников Земли, обращающихся, как известно, по эллиптическим (в част- ном случае — круговым) орбитам. На рис. 22 изображена типичная орбита спутника Земли, на которой буквами П и Л изображены соответственно перигей и апо- гей. Плоскость орбиты спутника определенным образом ориенти- рована в пространстве, причем, если пренебречь возмущениями (ниже мы увидим, в какой мере это можно сделать), ее ориента- ция относительно «неподвижных» звезд остается неизменной. Плоскость орбиты пересекает экваториальную плоскость по линии узлов, а точки пересечения орбитой этой плоскости назы- ваются узлами (в восходящем узле спутник переходит из южного полушария в северное, в нисходящем — наоборот). Плоскость орбиты образует с плоскостью земного экватора определенный угол i, называемый углом наклона или просто наклоном. Этот угол является весьма важной характеристикой
84 ДВИЖЕНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ ГГЛ. 4 орбиты. Когда он равен нулю, то мы имеем дело с экваториаль- ной орбитой (рис. 23) — спутник все время летит над экватором. При наклоне орбиты, равном 90°, орбита называется полярной, так как проходит над земными полюсами (рис. 23). Если движение спутника происходит в том же направлении, что и вращение Земли, то оно называется прямым. В противном Рис. 22. Орбита спутника Земли: i — угол наклона, U - долгота узла. случае орбита называет- ся обратной (рис. 23). Для спутников с обрат- ным движением принято считать угол между плоскостями орбиты и Рис. 23. Орбиты спутни- ков: 1 — экваториаль- ная, 2 — полярная, 3 — прямая, 4 — обратная. экватора большим 90° (таким образом, при паклопе 180° мы имеем дело с экваториальным спутником, обращающимся противо- положно вращению Земли). Нетрудно понять, что спутник пролетает только над теми районами земного шара, географическая широта которых (север- ная или южная) не больше угла наклона. Из пунктов, распо- ложенных севернее или южнее крайних параллелей, спутник, однако, может быть наблюдаем, если он пролетает на достаточно большой высоте. Экваториальный спутник пе может быть виден с земных полюсов, как бы высоко пи была расположена его ор- бита. Полярный спутник, конечно, пролетает над всеми широтами. Важными характеристиками орбиты спутника являются вы- сота перигея, высота апогея и период обращения спутника, ко- торые наряду с углом наклона плоскости орбиты к плоскости экватора, всегда указываются в официальных сообщениях о запу- сках спутников (три первых величины не независимы). Полезно запомнить период обращения для спутника, движу- щегося по круговой орбите на нулевой высоте, — 84,4 мин. До высоты 1000 км период увеличивается примерно на 1 мин через каждые 50 км.
21 ВОЗМУЩЕННОЕ ДВИЖЕНИЕ СПУТНИКА 85 Зная высоты апогея и перигея, а также диаметр земного шара, легко найти среднее расстояние спутника от центра Земли и экс- центриситет орбиты. Впрочем, среднее расстояние можно найти, зная период обращения, и по формуле (5) па стр. 58. Для специалистов еще важно знать, как расположена орбита в своей плоскости (над какими широтами располагаются перигей и апогей или чему равен угол между линией апсид и линией уз- лов) и как ориентирована плоскость орбиты в пространстве. Последнее указывается так называемой долготой узла — углом Q между некоторым неизменным направлением в пространстве (из центра Земли в точку весеннего равноденствия) и линией узлов. Если, кроме того, знать, в какой момент спутник прошел какую- нибудь конкретную точку своей орбиты (например, перигей), то но формулам небесной механики может быть предсказано по- ложение спутника в околоземном пространстве в любой момент времени. Однако такое предсказание пе может быть точным, если не учи- тывать возмущения, которые испытывает движение спутника от различных факторов. § 2. Возмущенное движение спутника Вследствие возмущений спутник движется фактически не по эл- липсу, а по замысловатой линии, не расположенной, по существу, в одной плоскости и вовсе не являющейся замкнутой, так что, совершив один оборот, спутник не может, строго говоря, ока- заться в прежней точке околоземного пространства (его геоцен- трические координаты изменятся). И скорость движения спутника изменяется не так плавно, как в эллиптическом движении. Но, поскольку очень нежелательно отказываться от простого и хорошо изученного эллиптического движения, в небесной меха- нике предпочитают считать, что спутник движется по эллипсу, во сам этот эллипс непрерывно изменяется. Плоскость, в которой он расположен, изменяется: она поворачивается, покачивается. Сам эллипс как бы «дышит», вытягивается или сокращается, по- ворачивается в своей плоскости, оставаясь, однако, в любой момент эллипсом. Движение спутника по орбите часто сравнивают с движением поезда но рельсам (с очень строгим расписанием!). Это верно, если не учитывать возмущений. В противном слу- чае нужно представить себе железнодорожное полотно, мед- ленно, по непрерывно искривляющееся, ползущее под колесами поезда. Истинная орбита спутника в каждой своей точке соприка- сается с некоторым эллипсом, который в данный момент и пред- ставляет собой непрерывно изменяющуюся кеплерову орбиту. Эта орбита называется оскулирующей. Скорость спутника равна
86 ДВИЖЕНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ (ГЛ. 4 скорости в той точке оскулирующей орбиты, в которой в данный момент истинная орбита соприкасается с оскулирующей. Иными словами, оскулирующая орбита представляет собой такую орбиту, по которой бы начал двигаться в некоторый момент спутник, если бы все возмущения в этот момент внезапно исчезли. § 3. Влияние несферичности Земли Одним из наиболее существенных возмущений орбит спутников Земли являются возмущения, источниками которых служат от- клонения земного поля тяготения от сферического. Как известно, Земля не имеет формы шара: в первом приближении она предста- вляет собой эллипсоид вращения, напоминающий «сплюснутый у полюсов шар», у которого полярный радиус на 21 км короче экваториального. В небесной механике Землю иногда представляют в виде шара с надетым на него на экваторе массивным обручем. Вместо полярного сжатия рассматривают «экваториальное взду- тие» Земли. Посмотрим, как влияет экваториальное вздутие па круговую орбиту спутника. Рис. 24. Прецессия плоскости орбиты спутника. Рис. 25. Смещение восходящего узла за один виток. Наиболее сильно оно сказывается на положении плоскости орбиты. Эта плоскость пе остается неизменной, а непрерывно поворачивается в пространстве. Если провести перпендикуляр к этой плоскости из центра Земли, то он будет описывать конус вокруг земной оси (рис. 24), напоминающий конус, описываемый прецессирующим волчком. Поэтому поворачивание плоскости орбиты называется ее прецессией. В результате прецессии линия узлов непрерывно отступает, вращаясь в сторону, противополож- ную движению спутника, т. е. навстречу ему; поэтому при пря- мом движении спутника он, совершив один оборот, пересекает экватор западнее, чем раньше, даже если предположить, что Земля не вращается (рис. 25). Происходит регрессия (отступление)
§ 31 ВЛИЯНИЕ НЕСФЕРИЧНОСТИ ЗЕМЛИ 87 восходящего узла. При обратном движении восходящий узел отступает с запада на восток. Плоскость полярной орбиты неподвижна (это очевидно из соображений симметрии), и восходящий узел в этом случае также неподвижен. Для круговых орбит, близких к экваториальной, отступление восходящего узла происходит быстрее всего J). Для низких орбит оно составляет 0,6° по экватору за один виток, т. е. примерно 9° в сутки. При этом за один виток спутник смещается на 33,5 км в направлении, перпендикулярном к плоскости орбиты. Возмущение от экваториального вздутия быстро падает по мере увеличения радиуса круговой орбиты. Для спутника в районе орбиты Луны смещение узла составляет 0,6* за один виток, а бо- ковое смещение — 0,5 км [2.1]. Смещение узла для первых совет- ских спутников составляло около четверти градуса за сутки полета. Прецессия плоскости орбиты спутника должна, естественно, учитываться при планировании научных экспериментов. Известно, что в начале космической эры важную роль играли визуальные наблюдения спутников. Если спутник запускался таким образом, что совершал первые витки примерно над линией разграничения дня и ночи, т. е. над полосой сумерек (сумеречный или термина- торный спутник [2.2]), то условия его визуального наблюдения были особенно благоприятны 1 2). Однако движение Земли вокруг Солнца заставляет повернуться в пространстве плоскость окруж- ности разграничения дня и ночи, а сплюснутость Земли — повер- нуться плоскость орбиты. Вообще говоря, спутник при этом пере- стает быть сумеречньъм и начинает заходить в тень. Но если все точно рассчитать и подобрать орбиту специальным образом, то обе упомянутые плоскости, поворачиваясь, будут еще долго близ- кими между собой и спутник будет непрерывно купаться в солнеч- ных лучах. Примером такого солнечно-синхронного спутника мо- жет служить астрономический спутник ТД-1Л, запущенный 12 марта 1972 г. Западноевропейской организацией по косми- ческим исследованиям па орбиту высотой от 541 до 547 км, накло- ном 97,5° и периодом обращения 97 мин. В течение первых 230 сут своего движения он не заходил в тень. Другим примером служит спутник «Серт-2», который не должен был заходить в зем- ную тень в течение многомесячных испытаний ионных двигателей, черпавших энергию от солнечных батарей. На положении плоскости экваториального спутника сжатие Земли, естественно, не сказывается (перпендикуляр к орбите сов- 1) Это, однако, не значит, что быстрее всего поворачивается и плоскость орбиты. Максимум угловой скорости для нее бывает при наклонах Vr и 135° [2.1]. 2) Спутник на низкой орбите можно видеть, когда сам он освещен Солнцем, а небо в пункте наблюдения достаточно темное. Это бывает в сумерках после захода или перед восходом Солнца.
Рис. 26. Наглядное объяснение возмущений от несферичности Земли. 88 ДВИЖЕНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ (ГЛ. 4 надает с осью Земли). Говорить о смещении узла не имеет смысла, так как исчезает понятие узла. Теперь эффект сжатия Земли за- ключается в убыстрении движения спутника — спутник ощущает «лишнюю» экваториальную массу. Поэтому, если спутник дви- жется над экватором по фактической круговой орбите, его ско- рость должна быть больше круговой скорости, вычисленной по формуле (8) на стр. 59, которая верна для певозмущенного кепле- рова движения. Значит, оскулирующая орбита в любой точке фактической (возмущенной) орбиты будет эллипсом, располо- женным вне круговой орбиты (вспомним рис. 16 па стр. 59). Помимо прецессии, экваториальное вздутие Земли вызывает незначительные колебания плоскости орбиты спутника. Дважды в течение каждого оборота плоскость орбиты как бы «вздрагивает» в тот мо- мент, когда спутник пересекает эква- тор. Эти колебания, как и прецессию, можно «на пальцах» объяснить тем, что спутник, испытывая дополнитель- ное притяжение со стороны экватори- ального вздутия, при приближении к экватору спрямляет свой путь к нему, поворачивая влево (рис. 26) [2.2], в ре- зультате чего наклонение увеличивается. После пересечения эква- тора спутник под действием экваториального вздутия повора- чивает вправо, вследствие чего плоскость орбиты принимает прежнее положение. Поскольку экваториальное вздутие Земли не слишком велико, подобное покачивание орбиты происходит, конечно, более плавно, чем это мы для наглядности изобразили. Из рис. 26 видно, что восходящий узел перемещается навстречу спутнику. Наконец, экваториальное вздутие заставляет большую ось орбиты непрерывно поворачиваться в плоскости орбиты, так что перигей орбиты все время перемещается. Если при запуске спут- ника, например, перигей был расположен в северном полушарии, то в конце концов он может оказаться в южном. При малом накло- нении (меньше 63,4°) перигей смещается в сторону движения спутника, при большом (больше 63,4°) — в противоположном. Наблюдающиеся отклонения движения спутника от того, ка- ким оно должно быть в предположении, что Земля — правильный эллипсоид вращения, помогают уточнить истинную форму Земли, т. е. решить основную задачу геодезии. Математические расчеты при этом могут отразить истинное положение дел, если неправиль- ности в движении спутника не затушеваны посторонними влияни- ями, в частности вторым по важности фактором после сплющенно- сти Земли —- сопротивлением атмосферы. Для указанной цели поэтому подходят спутники, летающие выше сколько-нибудь
§ 41 ЭВОЛЮЦИЯ ОРБИТЫ В ЗЕМНОЙ АТМОСФЕРЕ 89 плотных слоев атмосферы и все же не слишком далеко от Земли (на больших расстояниях влияние экваториального вздутия де- лается несущественным). Наблюдение движения крохотного американского спутника «Авангард-1» (перигейная высота 650 км, апогейная 3968 км) обнаружило такие неправильности, которые можно было объяс- нить лишь тем, что Северный полюс Земли находится на 15 м дальше, а Южный на 15 м ближе к центру Земли, чем полюсы симметрично сплюснутой Земли [2.3]. Впрочем, вывод о так называемой «грушевидности» Земли еще нуждается в дополни- тельной проверке. Па движении не слишком высоко летающих спутников Земли должны отражаться также аномалии силы тяжести, происходящие от более или менее значительных неоднородностей в распределе- нии массы земного шара. Спутник должен по-разному «ощущать» материк и океан, над которыми он пролетает, «чувствовать» горные хребты и, возможно, даже залежи полезных ископаемых. В связи с последним обстоятельством на точные наблюдения искус- ственных спутников в свое время возлагались особые надежды. Сейчас более перспективными считаются наблюдения земной по- верхности из космоса (см. §§ 6 и 7 гл. 6). § 4. Эволюция орбиты в земной атмосфере Сопротивление среды движению спутника определяется форму- лой [2.1] где сх — безразмерный коэффициент сопротивления, принимае- мый для верхней атмосферы равным 2 ч- 2,5; S — площадь мак- симального сечения спутника плоскостью, перпендикулярной к вектору скорости уОтн полета спутника относительно среды; р — плотность этой среды. Коэффициент сх зависит от формы спутника. Если пренебречь тем, что верхняя атмосфера частично увле- кается вращением Земли (нижние слои атмосферы увлекаются полностью), то сила сопротивления направлена в точности про- тив движения, а скорость г>птн равна орбитальной скорости спут- ника. Поэтому можно считать, что плоскость орбиты иод влия- нием сопротивления пе изменяется, но для не слишком высоких орбит приходится учитывать очень слабый «западный ветер», который приводит к весьма незначительному повороту этой плоскости. Плотность воздуха убывает с высотой. Она зависит также от температуры и сильно связана с условиями освещенности атмос- феры солнечными лучами (зависит от времени суток и времени
90 ДВИЖЕНИЕ-ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ [ГЛ. 4 года) и с активностью Солнца, имеющей 11-летний период. Выше 500 км плотность воздуха может изменяться в 10 раз под влиянием этих факторов. Возмущающее ускорение (или, если угодно, замедление) от действия сопротивления обратно пропорционально массе спутника и прямо пропорционально площади 5, т. е. определяется «парус- ностью спутника». На движении полого спутника сопротивление сказывается особенно сильно. Поэтому после запуска па низкую орбиту пустая последняя ступень ракеты-носителя сильнее ощу- щает сопротивление атмосферы, чем отделившийся от нее контей- нер, заполненный научной аппаратурой. • Возмущающие ускорения от сопротивления атмосферы крайне малы и быстро убывают с высотой. Для круговой орбиты, распо- ложенной на высоте 200 км, величина возмущающего ускорения составляет, при некоторых предположениях, 2,2*10‘4 м/сек1 ( « 2,2-IO'5 g), на высоте 400 км — 3,1 -IO’6 м/сек2 (» 3,1 -10“7 g), на высоте 800 км — 2,6*10“8 м/сек2 (« 2,6-IO"9 g). Однако па высоте 100 км это ускорение составляет весьма заметную величину 30 см/сек2 (« ЗЛО'2 g) [2.1]. При движении по круговой орбите спутник, теряя вследствие сопротивления свою энергию, будет с каждым витком спускаться все ниже и ниже по скручивающейся спирали, причем каждый виток спирали будет мало отличаться от окружности. Вследствие уменьшения размеров орбиты период обращения будет также уменьшаться. Ниже 110—120 км быстрота увеличения плотности атмосферы резко возрастает и спутник не может завершить оче- редной виток. Траектория его круто изгибается вниз; спутник падает почти отвесно и, войдя в плотные слои атмосферы, сгорает и разрушается, если не приняты меры к его защите. Критической является орбита на высоте 110—120 км с периодом обращения 86,5—85 7 мин. Спутник, движущийся по эллиптической орбите, встречает максимальное сопротивление в своем перигее, где плотность среды максимальна, и наименьшее — в апогее (если апогей достаточно высок, то здесь сопротивление может и вовсе отсутствовать). Схематично можно себе представить это таким образом, будто бы спутник на каждом обороте один раз ныряет в более плотные слои атмосферы и, естественно, выходит из них с меньшей ско- ростью, чем входит. Поэтому его апогей снижается. Поскольку в более высоких слоях атмосферы спутник также встречает неко- торое сопротивление, его перигей опускается, но в значительно меньшей степени, чем апогей. Таким образом, с каждым новым оборотом орбита спутника все более приближается к круговой. Достигнув круговой орбиты, спутник далее спускается по спи- рали. Общий характер траектории спутника в атмосфере показан на рис. 27, и.
§ 41 ЭВОЛЮЦИЯ ОРБИТЫ В ЗЕМНОЙ АТМОСФЕРЕ 91 Спускаясь по спирали с круговой орбиты, спутник с каждым витком оказывается па все более низкой почти круговой орбите. Поэтому его орбитальная скорость оказывается больше, чем на предыдущем витке. Спутник получает в направлении своего по- лета определенное ускорение. Это тангенциальное (касательное) ускорение оказывается в точности таким, какое бы спутник по- лучил, если бы сила сопротивления ... толкала его вперед [2.4]! Этот неожиданный результат математического исследования на первый взгляд кажется совершенно невероятным, по, как пока- зывает рис. 27, б, несмотря на парадоксальность, не содержит Рис. 27. Снижение спутника в атмосфере: а) вид орбиты; б) объясне- ние парадокса спутника. в себе ничего таинственного. Движение происходит по спирали (а не но окружности!) и полное ускорение аи, являющееся вектор- ной суммой гравитационного ускорения аг и ускорения сопроти- вления ас. вполне может быть разложено па тангенциальное уско- рение ат и нормальное ускорение ан (перпендикулярное к каса- тельной к орбите) таким образом, что aG = ат. Итак, следствием сопротивления атмосферы является не уменьшение, а постепенное увеличение скорости спутника, причем в случае первоначальной эллиптической ор- биты речь должна идти об увеличении средней скорости на витке. Описанное неожиданное следствие сопротивления атмосферы называется аэродинамическим парадоксом спутника. Энергетиче- ское объяснение этого парадокса заключается в следующем: хотя кинетическая энергия спутника и возрастает при спуске, но полная механическая энергия в результате сопротивления
92 ДВИЖЕНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ IT.7L 4 убывает (как всегда при сопротивлении), так как потенциаль- ная энергия уменьшается быстрее, чем увеличивается кинети- ческая. Тупоносый и полый спутник встречает максимальное сопро- тивление (сильнее всего реагирует па сопротивление) па большей высоте, чем заостренный спутник. Поэтому он раньше переходит с орбиты па крутой спуск и в результате проникает в низкие, более плотные слои атмосферы с меньшей скоростью, а потому и меньше разогревается. Пилотируемые космические корабли имеют затупленную переднюю часть. Наблюдение движения некоторых спутников обнаружило та- кие неправильности их поведения, которые могут быть объяснены лишь внезапным увеличением плотности атмосферы на пути спут- ников. Это увеличение плотности объясняется действием па ат- мосферу солнечного излучения. Спутники также ощущают смену дпя и ночи, так как днем земная атмосфера как бы вспухает и ее плотность в верхних слоях возрастает. Предсказание времени жизни каждого конкретною спутника является важной практической задачей. С другой сторопы, если масса и размеры спутника неизвестны, о них могут быть сделаны некоторые заключения, если проследить за эволюцией орбиты спутника. Внимательное наблюдение за торможением спутников (в ос- новном за ходом уменьшения их периода обращения) позволяет рассчитать плотность верхних слоев атмосферы, а это приводит к ценным теоретическим и практическим выводам. В этом отно- шении особенно полезны спутники шарообразной формы, так как встречаемое ими сопротивление не зависит от ориентации. Подоб- ные шарообразные спутники часто делаются полыми или в виде надувных оболочек, чтобы усилить эффект сопротивления (аме- риканские спутники «Эксплорер-9,-17,-19»). § 5. Влияние притяжений Луны и Солнца Оценим величины лунных и солнечных гравитационных возмуще- ний и их влияние на движение спутников. На рис. 28 показано, как можно построить геометрически путем векторного вычитания возмущающие ускорения от Луны в некоторых точках круговой орбиты радиуса 100 000 км. Чтобы найти вектор возмущающего ускорения аъд в точке 4, нужно из вектора гравитационного ускорения ад, сообщаемого в точке Л Луной, вычесть вектор гравитационного ускорения аз, сообщае- мого Лупой Земле. Как это делается, показано на том же рисунке. Так как гравитационное ускорение аз меньше ио величине, чем ад, то возмущающее ускорение направлено к Луне. Но в точке В
§ 51 ВЛИЯНИЕ ПРИТЯЖЕНИЙ ЛУНЫ И СОЛНЦА 93 возмущающее ускорение направлено прямо от Луны 1), в точках С и О — почти к Земле, в точке Е — почти по касательной. Рис. 28. Возмущающие ускорения от лунного притяжения. Максимальным будет возмущающее ускорение в точке Л, где оно равно 18 ЛО'6 м/сек2, что составляет 0,052% от гравитационного ускорения, сообщаемого в этой точке Землей [2.1]. С возмущающими уско- рениями от Солнца дело обстоит так, как показано на рис. 29. Солнце нахо- дится столь далеко от Зем- ли по сравнению со спут- ником, что можно считать векторы гравитационных ускорений во всех точках орбиты направленными па- раллельно. В точке А гра- витационное ускорение К Солнцу Рис. 29. Возмущающие ускорения от солнечного притяжения. максимально, в точке В — минимально, в точках С и D гравитационные ускорения равны примерно полусумме ускорений в точках Л и В* 2 *) и равны ускорению Земли. В результате возмущающие ускорения на- правлены на одной половине орбиты к Солнцу, на другой — х) Тот факт, что Луна па части орбиты как бы отталкивает спутник, не должен нас смущать. Это происходит оттого, что Лупа в этих точках слабее воздей- ствует на спутник, чем па Землю. 2) Солнце находится так далеко, что в районе Земли его притяжение можно считать равномерно убывающим с удалением от Солнца*
94 ДВИЖЕНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ (ГЛ. 4 от Солнца, причем в точках А и В они будут максимальны (8,3 • 10“G м/сек2, или 0,024% местного земного гравитационного ускорения [2.1]), а в точках С и D равны пулю (рис. 29). Лунные возмущения примерно в 2,2 раза превосходят солнеч- ные. При этом, чем ближе спутник к Земле, тем меньше возмуще- ния по величине (из-за малой разницы между гравитационными ускорениями спутника и Земли от небесного тела) и в еще более высокой степени меньше та часть, которую они составляют от ускорения земного тяготения. До высоты 20 000 км лунные и солнечные возмущения меньше возмущений от аномалий силы тяжести, которые обычно не учитываются даже при точных расчетах, выше 20 000 км превосходят их, оставаясь, однако, меньше возмущений от сплюснутости Земли, а выше 50 000 км превосходят и их. Эффект влияния лунных и солнечных возмущений сильно за- висит от формы орбиты и расположения ее плоскости и большой оси относительно направлений Земля — Луна и Земля — Солнце. Эти возмущения, естественно, не влияют, например, на положе- ние плоскости орбиты, если указанные направления лежат в этой плоскости. Из того, что говорилось выше о солнечных возмущениях в точках С и D (рис. 29), ясно, что действие Солнца вовсе не должно сказываться на орбите, плоскость которой перпендикулярна к направлению на Солнце. Но уже через 3 месяца вследствие дви- жения Земли вокруг Солнца последнее окажется в плоскости ор- биты, как на рис. 29, и солнечные возмущения в точках А и В достигнут максимальных значений. Эффект их действия в этих точках, однако, будет ничтожен из-за того, что они будут напра- влены поперек орбитальной скорости. В других точках орбиты в этом смысле эффект должен был бы быть больше, но там сами возмущающие ускорения меньше. Максимальные эффекты лунных возмущений для круговой орбиты высотой 100 000 км за один обо- рот таковы: увеличение периода обращения па 290 сек, уход впе- ред на 570 км, боковое смещение спутника па 130 км, поворот плоскости орбиты на 4'10*. Солнечные возмущения примерно в 2,2 раза меньше [2.1]. В целом круговые орбиты, даже очень большие, устойчивы против возмущений, если они слабо наклонены к плоскости эклиптики (или к плоскости орбиты Луны). Это ясно видно на примере орбит Луны и планет. Совсем иначе обстоит дело с сильно вытянутыми эллиптиче- скими орбитами, возмущения которых могут привести к полному разрушению орбиты. Наиболее серьезно возмущения при этом сказываются на апо- гее орбиты, где возмущающее ускорение, во-первых, больше, чем в перигее, вследствие удаленности от Земли, во-вторых, по той же причине составляет большую долю от земного притяжения! в-треть-
§ 51 ВЛИЯНИЕ ПРИТЯЖЕНИЙ ЛУНЫ И СОЛНЦА 95 их, воздействует на сравнительно малую орбитальную скорость. При этом эффект в апогее будет значительным в том случае, если возмущающее ускорение окажется направленным не поперек апо- гейной скорости (как бывает при совпадении большой оси орбиты с линией Земля — Луна), а по пей или против нее. Па рис. 30 изображена примерная картина луппых возмуще- ний для четырех по-разному расположенных одинаковых эллип- тических орбит. Рис. 30. Лунные возмущения эллиптических орбит. В апогеях эллипсов 1 и 2 возмущающие ускорения направлены против скорости, уменьшают ее и тем самым приводят к пониже- нию перигеев. Напротив, в апогеях эллипсов 3 и 4 скорости уве- личиваются, что вызывает повышение перигея. Интереспо, что величина изменения высоты перигея зависит почти исключи- тельно от высоты апогея и слабо связана с высотой перигея. При апогеях па высотах от 50 000 до 100 000 км изменение высоты пе- ригея за виток достигает нескольких километров и даже десятков километров (65,5 км для орбиты с перигеем на высоте 50 000 км и апогеем на высоте 100 000 км [2.1]). Если повышение перигея не чревато опасностями для спут- ника, то понижение его с каждым оборотом в конце концов при- ведет ко входу спутника в земную атмосферу и гибели его. Для очень больших эллиптических орбит геометрическая картина ока- жется более сложной, а так как период обращения может стать соизмерим с периодом обращения Луны вокруг Земли, то сильное воздействие на апогейную скорость будет случаться реже, но зато сама апогейная скорость станет так мала, что эффект каждого «удачного» возмущения будет весьма велик. Судьба спутника с апогеем, находящимся за орбитой Луны, может быть различной. Совместное действие лунных и
М ДВИЖЕНИЕ' ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ [ГЛ. 4 солнечных возмущений может привести спутник к гибели в ре- зультате опускания перигея или, наоборот, вырвать его из сферы действия Земли и перевести на орбиту искусственной планеты. С первым случаем космонавтика столкнулась на практике, когда советская станция «Луна-3» после облета Луны оказалась на орбите спутника Земли с апогеем на расстоянии 480 000 км от центра Земли и перигеем на расстоянии 47 500 км (период обращения 15 суток). Апогей с каждым оборотом повышался, но до границы сферы действия было далеко, и понижение пе- ригея привело к гибели станции через полгода, после 11 обо- ротов. Второй случай произошел со станцией «Луна-4», которая, пройдя вблизи Луны, оказалась па орбите спутника с апогеем 700 000 км и перигеем 90 000 км (период обращения примерно месяц). За период с апреля 1963 г. до конца года апогей орбиты достиг границы сферы действия Земли. § 6. Спутники в точках либрации Особый теоретический и отчасти практический интерес предста- вляет такое действие притяжения Луны, которое вовсе не разру- шает орбиту спутника Земли, ио заставляет двигаться его по не- изменной круговой возмущенной орбите. Мы уже сталкивались с аналогичным случаем, когда говорили о влиянии сплюснутости Земли па экваториальный спутник. Пять таких орбит были найдены в качестве частных решений задачи трех тел. Обратимся к рис. 31, а. Будем считать, что Луна движется вокруг Земли по окружности со скоростью ид = 1,02 км/сек г), притяжением Солнца пренебрежем. Предположим, что в точках L2, L3, L4, L6. расположенных относительно Земли и Лупы так, как указано на чертеже (D — расстояние от Земли до Луны, равное 384 400 км), спутники по- лучили определенные начальные скорости. В точках Lx, L2 и L3 начальные скорости такие по величине, будто бы спутники в этих точках движутся как бы прочно скреплен- ными с прямой Земля — Луна. Величины начальных скоростей легко находятся графическим построением,показанным на рис.31 ,а. Скорость в точке Lx равна цд*0,85 == 0,87 км/сек, а в точке L2 составляет рл*1,17 = 1,19 км/сек. Такова истинная средняя скорость движения Лупы по эллиптической орбите, определяемая как V f(M ^-ni)/D, где D — большая полуось орбиты Луны, М и т — соответственно массы Земли и Луны, а / — грави- тационная ностоянная.
I в) СПУТНИКИ В ТОЧКАХ ЛИВВАЦИИ 97 Оказывается, что и дальше спутники Lit L2, L3 и Луна будут двигаться вокруг Земли, оставаясь все время на одной прямой, т. е. периоды обращения всех четырех тел будут одинаковы. Но это же невероятно! Не могут четыре спутника, находящиеся па круговых орбитах разных радиусов, иметь одинаковые периоды Рис. 31. Спутники в точках либрации: а) 5 точек либ- рации; б) движение в окрестности точки L, под дей- ствием Земли, Луны и Солнца [2.51. обращения! Но дело в том, что не могут — в задаче двух тел, а мы рассматриваем задачу трех тел, и теперь все обстоит иначе. Орбитальная скорость каждого искусственного спутника не равна местной круговой (относительно Земли) скорости. Так, например, круговая скорость в точке LT равна 1,11 км/сек, а в точке Л2 — 0,94 км/сек, т. е. истинная скорость спутника в точке ^мень- ше, а в точке ^больше значения, полагающегося в задаче двух тел. 4 В. И. Левантинский
98 ДВИЖЕНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ [ГЛ. I Что касается скорости Лупы, то она и в задаче двух тел долж- на быть больше местной круговой скорости, так как для нее верпа не формула vl(p=J/r ~t а формула v„p=j/~Нм + т) Обратимся теперь к точкам Ь4 и L6, образующим вместе с Зем- лей и Лупой два равносторонних треугольника. Сообщим в этих точках спутникам скорости по касательным к орбите Луны, в точности равные скорости Лупы. Как мы сейчас выяснили, эти скорости будут больше местной круговой скорости, и, казалось бы, спутники L4 и L6, обладая ничтожной массой, должны дви- гаться, в отличие от Луны, по эллипсам. Но ничуть не бывало! Притяжение Луны заставляет их двигаться все с той же неизмен- ной скоростью по орбите Луны: один — на 60° впереди Луны, другой — на 60° позади. Итак, все пять спутников под совместным действием Земли и Луны движутся так, что их первоначальное расположение все время остается неизменным. В системе координат, вращаю- щейся вместе с линией Земля — Луна, эти пять спутников неподвижны. В этом смысле их иногда называют «ста- ционарными». Точки L2, носят название коллинеарных или прямо- линейных точек либрации, а точки Л4 и L5 - треугольных точек либрации. Попробуем дать объяснение странному поведению этих точек с точки зрения теории возмущений. По методу, использованному на рис. 28, построим возму- щающие ускорения от Лупы. Чтобы не загромождать чертеж, мы для точек L2, L3 укажем только конечный результат. Оказывается, в точках Ly и L3 возмущающие ускорения направ- лены от Земли. Вычитаясь арифметически из гравитационного ускорения, сообщаемого спутнику Землей, они как бы погружают спутники в воображаемое ослабленное центральное поле тяго- тения, для которого «необычные» скорости точек и L3 как раз и будут круговыми. То же будет и для точки L2, но здесь скорость будет круговой в воображаемом усиленном поле тяготения. В точках L4 и L5 построение возмущающих ускорений пока- зывает, что они направлены к Земле и равны (треугольник уско- рений равносторонний) ускорению, сообщаемому Земле Луной. Складываясь с гравитационным ускорением, возмущающее уско- рение погружает спутник £4 (и L6) в усиленное поле тяготения, для которого скорость 1,02 км!сек будет местной круговой. Если бы Луна вдруг исчезла, спутники в точках либрации стали бы двигаться по оскулирующим эллипсам, примерный вид одного из которых — для точки L4 — показан на рис. 31,а. Остается только добавить, что треугольные точки либрации и Ьъ являются устойчивыми, а прямолинейные Lt, L2 и — неустойчивыми. Это значит, что если в начальный момент спутник
| 71 ВЛИЯНИЕ ДАВЛЕНИЯ СОЛНЕЧНОГО СВЕТА 99 будет расположен пе в точке Ь4, а в малой ее окрестности, и будет иметь достаточно малую скорость, то он и дальше останется в этой окрестности. В окрестности же любой из точек L2, L3 (сколь угодно близко от них) любая сколь угодно малая сообщенная скорость заставит спутник уйти из этой окрестно- сти [2.4]. Свойство устойчивости точек L4 и Ь5 заставило предположить, что, быть может, в окрестностях их могут скапливаться облака космической пыли. И, действительно, такие облака наблюдались в телескоп («облака Кордылевского»). На рис. 31, б показано, как под влиянием притяжений Зем- ли, Луны и Солнца ведет себя спутник в окрестности точки Lt. Траектория (во вращающейся системе координат) определена с помощью электронной вычислительной машины в предполо- жении, что вывод в точку состоялся 19 февраля 1969 г. [2.5]. § 7. Влияние давления солнечного света Влияние давления солнечного света на движение спутников определяется «парусностью» спутника — соотношением между поверхностью спутника и его массой. Чем меньше размеры спут- ника, тем, вообще говоря, «парусность» спутника больше. По этой причине, например, давление солнечного света даже выметает из Солнечной системы мелкие метеорные частицы. Это объясняется тем, что с уменьшением размеров поверхность уменьшается про- порционально квадрату размера, а масса — пропорционально кубу его, т. е. быстрее. Световое давление становится ощутимым для небольших лег- ких спутников с высотой полета более 500 км. Ниже большее зна- чение имеют неустойчивые колебания плотности верхней атмос- феры [2.1]. Естественпо, что главный эффект воздействия световых воз- мущений наблюдается в тех местах орбиты, где солнечные лучи подгоняют или, наоборот, тормозят спутник. Сильному световому воздействию подвергались спутники типа «иголок», запущенных в США в 1963 г. со спутника «Мидас-6» на высоте 3600 км для создания вокруг земного шара кольца, отражающего радиоволны (длина «иголки» 17,8 мм, диаметр 0,018 мм). Через несколько лет «иголки» вошли в атмосферу, а спутник «Мидас-6» просуществует па орбите не менее 100 000 лет. Значительное влияние со стороны светового давления испыты- вали большие американские надувные спутники типа «Эхо-1», «Эхо-2», «Пагеос-1», хорошо отражавшие солнечные лучи. 12 августа 1960 г. в США был запущен на почти круговую орбиту высотой около 1600 км спутник «Эхо-1», предназначенный для пассивной ретрансляции радиосигналов между пунктами
100 ДВИЖЕНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ 1гл. 4 земной поверхности на большие расстояния. Представляя собой легкий сферический баллон массой 68 кг и диаметром 30 м, этот спутник обладал большой «парусностью» по отношению к давлению солнечного света. В результате его орбита из круговой примерно через пять месяцев превратилась в эллиптическую с перигеем на высоте около 900 км и апогеем на высоте 2200 км. За следующие пять-шесть месяцев орбита опять возвратилась к почти круговой форме, после чего снова начала вытягиваться. В момент регуляр- ных погружений перигея в несколько более плотные слои атмо- сферы (хотя и весьма-весьма разреженные) начинала сказываться «парусность» спутника по отношению к атмосферному сопротив- лению, что привело к постепенному опусканию орбиты и входу спутника в атмосферу в мае 1968 г. Последняя ступень ракеты- носителя спутника, движущаяся по первоначальной орбите спут- ника, вероятно, просуществует несколько тысяч лет. Завершая обзор возмущений орбит спутников, вызываемых различными влияниями, заметим, что спутник в целом представ- ляет собой как бы чувствительный прибор, показаниями которого служат особенности его движения, наблюдаемые с Земли. Они позволяют немало узнать о нашей планете, о ее атмосфере и даже о Солнце. § 8. Движение спутника относительно земной поверхности Назовем проекцией спутника на земную поверхность точку, в которой радиальная прямая (линия, соединяющая спутник с центром Земли) пересекает поверхность земного шара. При дви- жении спутника вокруг Земли, вращающейся внутри его орбиты, проекция прочерчивает на земной поверхности некоторую линию, которая называется трассой спутника. Трасса соединяет те пунк- ты материков и океанов, над которыми спутник в разные моменты времени оказывается в зените, т. о. над головой наблюдателя *). Форма трассы определяется главным образом наклонением орби- ты и периодом обращения. Благодаря тому, что трасса вычерчи- вается спутником на вращающейся Земле, угол пере- сечения трассой экватора всегда отличается от наклона орбиты. В частности, для полярных орбит он не равен 90° (при пересече- нии экватора проекция спутника отклоняется к западу). Для спутников с низкими орбитами и прямым движением (наклон меньше 90°) трасса напоминает синусоиду, много- кратно опоясывающую земной шар. Эта форма трассы всем хоро- г) Утверждая это, мы пренебрегаем несферичностыо Земли и связанным с нею отклонением вертикали, указывающей направление на зенит, от радиальной прямой. Это отклонение максимально па широте 45°, где о по равно 11'33",
Л 81 ДВИЖЕНИЕ ОТНОСИТЕЛЬНО ЗЕМНОЙ ПОВЕРХНОСТИ <01 то известна со времени запуска первого искусственного спутника Земли, и мы ее не приводим. На подобных трассах движение всюду направлено к северо-востоку или юго-востоку, а в крайних северных и южных точках — на восток. Дело обстоит иначе при больших периодах обращения. Даже при движении спутника в сторону вращения Земли его проекция может отставать от вращения Земли (особенно вблизи экватора, где линейная скорость точек поверхности больше), и тогда дви- жение по крайней мере на части трассы будет происходить в за- падном направлении (рис. 32) [2.1]. Рис. 82. Трассы спутников с круговыми «рбитами при наклоне 65° и периодах обра- щения: а) 20 часов; б) 30 часов [2.1J. Представляют интерес спутники с периодом обращения, крат- ным времени оборота Земли вокруг оси (т. е. звездным суткам — 23 ч 56 мин 4 сек). Их иногда пазывают синхронными. Трасса синхронного спутника представляет собой замкнутую линию. Синхронный спутник периодически появляется над любой точкой своей трассы. Частным случаем синхронного спутника является суточный спутник — с периодом обращения, равным звездным суткам. В случае, если его орбита круговая, ее средняя высота (Земля сплюснута у полюсов!) должна составлять 35 792 км (радиус орбиты 42 163 км). Круговая скорость на этой высоте 3083 м/сек. На рис. 33 показаны трассы пяти суточных спутников с круговыми орбитами, обладающими наклонами 60, 40 и 20° г). Эти трассы-«восьмерки» не опоясывают земной шар, а лежат на одной его стороне (при обратном движении дело бы обстояло иначе). Наконец, частным и чрезвычайно важным в практическом отношении случаем суточного спутника является стационарный 1) Алексахин И. 13., Компанеец Э. П., Красовский А. А., Трассы суточных искусственных спутников Земли. Космические исследования, т. II, вып. 4, 1964.
102 ДВИЖЕНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ [ГЛ. 4 спутник, круговая орбита (с прямым обращением) которого лежит в плоскости экватора. Трасса такого спутника вырождается в точку па экваторе. Стационарный спутник неподвижен в системе отсчета, связанной с вращающейся Землей, Описывая трассы спутников, мы считали их движение невоз- мущенпым. Наиболее существенно па трассах низких спутников сказываются возмущения от несферичности Земли. Стационарный Рис. 33. Трассы суточных спутников с круговыми орбитами [2.61. спутник должен фактически иметь орбиту радиуса, превышающего 42 163 км, так как благодаря экваториальному вздутию Земли он, находясь па орбите указанного радиуса, обгонял бы поверх- ность Земли. Оп также должен совершать долготные колебания благодаря тому, что Земля, помимо того, что сплюснута у полю- сов, имеет также «поперечное» сжатие (экваториальное сечение Земли представляет собой не круг, а эллипс), и испытывать сравнительно сильное возмущающее влияние притяжений Солнца и Луны. Поэтому стационарные спутники снабжаются коррек- тирующими двигательными установками, которые должны их удерживать над определенным пунктом земной поверхности. С этой целью на американских стационарных спутниках «АТС» исполь- зуются экспериментальные электрические двигатели.
Глава 5 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ § 1. Выведение спутника па орбиту При выведении спутника на орбиту ракета-носитель обычно сооб- щает ему начальную скорость после пересечения плотных слоев атмосферы на высоте, не меньшей 140 км. В момент, когда до- стигнута необходимая орбитальная скорость, двигатель послед- ней ступени ракеты-носителя выключается. Далее от этой ступени могут отделяться один или несколько искусственных спутников, предназначенных для разных целей. В момент отделения спутник получает небольшую дополнительную скорость. Поэтому началь- ные орбиты спутника и последней ступени ракеты-носителя всегда несколько отличаются между собой. Помимо одного или нескольких спутников с той или иной аппаратурой и последней ступени ракеты-носителя, обычно на близкие орбиты выводятся и некоторые детали, например части носового обтекателя, защищающего спутник при прохождении плотных слоев атмосферы, и т. п. На рис. 34 показана схема запуска корабля-спутника «Вос- ток». На корабле «Восток» 12 апреля 1961 г. Ю. А. Гагарин со- вершил первый в истории пилотируемый орбитальный полет. В принципе начальной точкой движения спутника может быть любая точка его орбиты, по характеристическая скорость ракеты- носителя будет минимальной, если активный участок кончается вблизи перигея. В случае, когда перигей находится вблизи плотных слоев атмосферы, особенно важно, чтобы приобретенная спутником при разгоне скорость не была меньше заданной величины и что- бы ее направление минимально отклонялось от горизонтального. В противном случае спутник войдет в плотные слои атмосферы, не завершив и одного оборота (такие объекты и не регистрируются в качестве спутников). Если запланированная орбита расположена достаточно высо- ко, то небольшие ошибки не грозят гибелью спутнику, но из-за
104 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ (ГЛ. 5 Рис. 34. Схемы ракеты-носителя «Восток» и этапов выведения на орбиту корабля-спут- ника «Восток»: 1 — двигательная установка бокового блока; 2 — рулевой двигатель бокового блока; 3 — нижний силовой пояс; 4 — верхний силовой пояс; 5 ~ двигатель- ная установка третьей ступени; 6 — головной обтекатель; 7 — блок третьей ступени; 8— центральный блок; 9 — боковой блок; 10 — стабилизатор; 11 — рулевой двига- тель центрального блока; I — отделение боковых блоков; II — отделение головного обтекателя; 111 — отделение третьей ступени; IV — отделение космического корабля.
9 21 ОРБИТАЛЬНОЕ МАНЕВРИРОВАНИЕ 105 них полученная орбита, даже если она не пересечет плотные слои атмосферы, может оказаться непригодной для намеченных науч- ных целей. Участок выведения па орбиту обычно включает в себя один или больше пассивных интервалов. При достаточно высоком пе- ригее орбиты, на которую выводится спутник, пассивный участок выведения может иметь более 10 000 км в длину. Траектория выведения, представляющая собой, вообще говоря, пространственную кривую, расположена вблизи плоскости орби- ты спутника. Если запуск производится точно в восточном направ- лении, то наклон плоскости орбиты равен широте места за- пуска. При этом плоскость орбиты касается параллели. Во всех остальных случаях наклон орбиты может быть только больше широты космодрома (в частности, при запуске в западном направ- лении, когда плоскость орбиты также касается параллели космо- дрома, наклон должен быть больше 90°). Меньше широты места запуска наклон орбиты может быть только в том случае, если предусмотрен маневр изменения плоско- сти орбиты уже после вывода на нее. На активном участке от ракеты-носителя может отделиться спутник еще до выключения последней ступени. После выключе- ния может отделиться второй спутник. Очевидно, орбиты двух спутников будут различны, но их перигейные высоты будут отли- чаться мало, так как за время дополнительного разгона послед- няя ступень не могла подняться слишком высоко. Апогеи же могут находиться на совсем разных высотах, ибо даже небольшое увеличение начальной скорости резко поднимает апогей (вспом- ним рис. 17 па стр. 60). Отделение двух спутников па активном участке полета послед- ней ступени было впервые произведено 30 января 1964 г. При этом советский спутник «Электроп-1» был выведен на орбиту с высотой перигея 406 км и высотой апогея 71Q0 км, а спутник «Электрон-2» — с высотами соответственно 460 км и 68 200 км. Выбор орбит определялся целями запуска — изучением внутрен- ней и внешней частей пояса радиации. « § 2. Орбитальное маневрирование Орбитальным маневрированием называется всякое целенаправ- ленное изменение орбиты спутника. В случаях, когда намеченная орбита спутника — круговая на большой высоте, или эллиптическая с высоким перигеем, или эллиптическая с низким перигеем, но с апогеем, расположенным в определенной области пространства, может оказаться необхо- димым предварительный вывод спутника на низкую промежу- точную орбиту. При этом требуются дополнительные импульсы,
АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ (ГЛ. S желаем вывести расположенным над Рис. 35. Многоимпульсные за- пуски спутников с использова- нием низкой промежуточной орбиты. 106 сообщаемые верхней ступенью ракеты или бортовым двигателем спутника. Предположим, что, имея космодром в точке А (рис. 35), мы на эллиптическую орбиту с апогеем, [кой А. Разогнав спутник до кру- говой скорости в точке В, мы выве- дем его на низкую промежуточную орбиту 7. Если теперь сообщить спут- нику в точке С приращение скорости, включив двигатель новой ступени или повторно включив предыдущую сту- пень, то спутник перейдет на эллипти- ческую орбиту 2 с апогеем D, распо- ложенным над А. Подобный прием используется при запусках советских спутников связи типа «Молния», апогеи которых должны располагаться на вы- соте приблизительно 40 000 км непре- менно над северным полушарием (но, конечно, не обязательно над космо- дромом). Трудность такого запуска в том, что точка С находится вне зоны радиовидимости радио- локационных станций слежения. Если в апогее эллиптической орбиты сообщить еще одно при- ращение скорости, то можно перевести спутник па новую орбиту. В частности, если довести скорость в точке D до местной круго- вой, то спутник перейдет на круговую орбиту 3. Если точка D находится на высоте 35 792 км, то мы получим суточный спутник с орбитальной скоростью 3,08 км/сек, а если вдобавок космодром А и орбита находятся в плоскости экватора, то — стационарный. Если же точка А не находится на экваторе (как и было всегда до сих пор), то понадобится в момент пересечения экваториаль- ной плоскости еще одним импульсом исправить положение пло- скости орбиты. Положение точки С па промежуточной орбите 1 выбирается с таким расчетом, чтобы стационарный спутник находился над заданной точкой экватора. Обычно вследствие погрешностей в периоде обращения спутника это удается не сразу. Спутник начинает медленно «дрейфовать» на восток или па запад, и необходимы дополнительные коррекции орбиты, чтобы остано- вить его над заданной точкой, а впоследствии и компенсировать неизбежные возмущения. Чтобы прекратить дрейф стационарного спутника, необхо- димо опустить орбиту, если спутник отстает от земной по- верхности, или поднять ее, если спутник обгоняет вращение Земли. При этом в первом случае понадобится тормозить спутник (все равно — с помощью импульсного химического или
5 2] ОРБИТАЛЬНОЕ МАНЕВРИРОВАНИЕ 107 с помощью непрерывно действующего электрического двигателя), а во втором — разгонять его. Налицо новый парадокс, явно согла- сующийся с аэродинамическим парадоксом спутника! Вернемся, однако, к моменту, когда спутник, двигаясь по промежуточной орбите 2, достиг точки D (не обязательно на высоте 35 792 км). Теперь можно превысить с помощью бортового двигателя местную круговую скорость, и тогда точка D станет перигеем повой эллиптической орбиты 4. Таким путем выводятся спутники на эллиптические орбиты с высокими пери- геями. В качестве примера можно указать американский спутник связи «Реле-2», запущенный 21 января 1964 г. па орбиту с перигеем на высоте 2091 км и апогеем на высоте 7411 км. Любопытно, что, используя промежуточные орбиты 1 и 2 (рис. 35), можно с помощью одной ракеты-носителя вывести два спутника на одну и ту же круговую орбиту (или почти одну и ту же) так, чтобы они находились одновременно в двух суще- ственно разных точках этой орбиты. Для этого достаточно после вывода одного спутника на орбиту 3 в точке D позволить второму спутнику совершить целое обращение по орбите 2, чтобы при новом приходе в апогей D быть, наконец, выведенным на орбиту 3. Можно так подобрать периоды обращения орбит 2 и 3, чтобы оба спутника оказались друг от друга на заданном расстоянии по дуге орбиты (в принципе даже на концах одного диаметра). Таким путем в США в 1963, 1964, 1965 и 1967 гг. были выведены на почти круго- вые орбиты высотой примерно 100 000 км четыре пары спутников-инспекторов «Ве- ла-Хоутел» (для обнаружения ядерных взрывов в космосе), причем один спутник в паре опережал на 130—140° другой. При всех запусках на промежуточной орбите 2 оставался еще и третий, науч- ный спутник. Мы познакомились с несколькими при- мерами многоимпульсных маневров в около- земном пространстве. Приведем еще один пример, показы- вающий, как можно добиться уменьшения расхода топлива при запуске спутника на высокую круговую орбиту, если ввести дополнительный импульс скорости (рис. 36) [2.6]. Первоначально ракета-носитель выводит спутник в точке А на сильно вытянутую эллиптическую орбиту 1 (возможно, после вывода па низкую промежуточную орбиту, но это не обязательно). Апогей В эллипса при этом должен располагаться значительно выше намеченной круговой орбиты. При достижении апогея В
10Я АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ Я ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВ® (ТЯ. 8 спутнику сообщается дополнительный горизонтальный импульс в направлении движения, который переводит его на новую орби- ту 2 с перигеем С на высоте намеченной круговой орбиты. При до- стижении перигея С спутнику сообщается тормозной горизон- тальный импульс, доводящий его скорость до местной круговой, в результате чего спутник выходит на круговую орбиту 3. На ту же орбиту 3 спутник можно было бы вывести и более простым путем, отправив его по полуэллиптической траектории перехо- да 4 с апогеем 2), лежащим па высоте орбиты 5, и сообщив ему в точке D импульс, доводящий апогейную скорость до местной круговой. Но оказывается, что если радиус круговой орбиты 8 превы- шает 11,9 радиуса Земли, то описанная трехимпулъсная1) опе- рация (с траекторией вывода АВС) энергетически выгоднее двух- импулъсной операции (с траекторией вывода AD), т. е. сумма импульсов в точках А, В и С в первом случае меньше суммы импульсов в точках А и D во втором случае. Для вывода на орби- ты радиуса менее 11,9 В (В — радиус Земли) более выгоден двухимпульспый маневр. Для «пограничной» орбиты указанного радиуса оба варианта дают одну и ту же сумму импульсов. При втом выигрыш тем больше, чем на большее удаление посылается спутник по траектории 2, т. е. чем выше апогей В. В этом смысле иногда говорят о запуске «через бесконечность». Фактическим пределом является, конечно, граница сферы действия Земли. Описанная траектория выведения спутника была названа «обход- ной» [2.6]. Сказанное дает яркую картину того, какие возможности в принципе таятся при умелом планировании многоимпульсных маневров в центральном поле тяготения, хотя практический выигрыш для конкретного, земного, поля тяготения, быть может, и не столь велик. Так, если орбита 3 имеет радиус 502?, а расстояние точки В от центра Земли равно 1002?, то импульсы в точках Л, В и С равны соответственно 11 134 м/сек, 535 м/сек, 173 м/сек, т. е. их сумма составляет 11 842 м/сек, а для двухимпульсного маневра в точке Л — 11 079 м/сек, в точке D — 897 м/сек, т. е. сумма импульсов равна 11 976 м/сек. Таким образом, выигрыш состав- ляет 134 м/сек [2.6]. Заметим, что орбита радиуса 11,92? имеет теоретическое зна- чение еще в одном отношении. Если мы будем рассматривать двухимпульспые запуски на круговые орбиты все большего ради- уса, то сумма двух импульсов (начального горизонтального и раз- 1) Первый импульс может сообщаться в точке А непосредственно при старте с Земли. Промежуточная низкая орбита, не изображенная на рис. 36, необ- ходима лишь при невыгодном географическом расположении космодрома.
9 8] ИЗМЕНЕНИЕ ПЛОСКОСТИ ОРБИТЫ 109 тонного в апогее) будет постепенно увеличиваться. Но так будет происходить только до орбиты радиуса 11,97?, а для более высо- ких орбит сумма двух импульсов будет уменьшаться. В пределе для бесконечно высокой круговой орбиты нужен начальный импульс, равный второй космической скорости 11,19 км/сек, и пулевой импульс па бесконечности. Иными словами, при двух- импульсном запуске с использованием полуэллиптической орби- ты перехода сумма обоих импульсов увеличивается до орбиты радиуса 11,977, а затем уменьшается, стремясь к предельному значению, равному второй космической скорости [2.6]. Легко заметить, что суммарная характеристическая скорость при двухимпульсном запуске изменяется совсем не так, как «минимальная начальная характеристическая скорость», которую можно интерпретировать как скорость «запуска на натянутом тросе» (§ 1 гл. 3). Последняя, как мы видели, по мере роста высоты круговой орбиты спутника неуклонно возрастает, причем для бесконечно высокой орбиты ее значение достигает величины второй космической скорости. При двухимпульсном же запуске суммарная характеристическая скорость возрастает вначале быст- рее, достигает максимума при радиусе орбиты 11,97? и затем постепенно падает до величины второй космической скорости. Отсюда видно, что «запуск на натянутом тросе», соответствующий нижнему теоретическому пределу энергетических затрат (и, сле- довательно, минимальная начальная характеристическая ско- рость), мало отвечает реальным условиям запусков на высокие орбиты. Во всех предыдущих рассуждениях можно заменить горизон- тальный старт с поверхности Земли стартом с орбиты спутника, и все выводы относительно замечательных свойств орбиты радиуса 11,97? останутся в силе, только теперь под 7? нужно будет пони- мать радиус первоначальной круговой орбиты. § 3. Изменение плоскости орбиты Орбитальное маневрирование с изменением плоскости орбиты возможно на практике лишь в весьма ограниченных масштабах. Допустим, что мы желаем повернуть плоскость орбиты на угол а вокруг линии, соединяющей спутник в некоторый момент времени с центром Земли, причем не хотим изменения ни разме- ров, ни формы орбиты. Если орбита круговая или спутник в этот момент находится в перигее или апогее, для такой операции достаточно повернуть вектор скорости на тот же угол а. Из рав- нобедренного треугольника скоростей легко найдется дополни- тельный импульс скорости Ay = 2psin
НО АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ [ГЛ. S где и — орбитальная скорость. Чтобы превратить экваториаль- ную круговую орбиту в полярную (а = 90°), необходимо доба- вить скорость р|Л2, т. е. параболическую! Обладая нужными запасами топлива, такой спутник с низкой околоземной орбиты мог бы улететь на Луну или на Марс, совершить там посадку и затем вернуться на Землю! Попробуем решить нашу задачу обходным путем. Переведем спутник с помощью бортового двигателя с круговой орбиты на очень сильно вытянутую эллиптическую (типа орбиты 4 па рис. 17). Скорость в ее апогее ничтожна и повернуть ее на л ю- б о й угол ничего не стоит (в «бесконечности» импульс перехода в новую плоскость движения равен нулю). В момент возвращения в точку старта с первоначальной орбиты понадобится затормо- зить движение до круговой скорости. Чем длиннее эллиптическая орбита, тем меньше сумма импульсов скорости. В пределе она равна (укр V* 2 — ^кр) + 0 + (укр V2 — ^кр) = 2рКр (1^2 — 1) = 0,828ркр, что в случае начальной высоты 200 км составит примерно 6,4 км/сек — тоже не столь уж малую величину (достаточна для совершения посадки на Луне!). Для малых углов поворота а нет смысла переходить «через бесконечность». Выгода будет обнаруживаться, начиная с не- которого угла а*, который для круговой орбиты определится из уравнения 2%psin £ = 2ркр(/2 -1), £ или sin ^ = 0,414, откуда а* — 48°54'. Около половины выигрыша можно сэкономить, воспользовав- шись в конце операции аэродинамическим торможением для сни- жения величины параболической скорости до круговой; управ- ление такой операцией, сопровождающейся рикошетированием от атмосферы, очень сложно (см. главу 10). Недостаток «перехода через бесконечность» («бипараболического перехода», как еще говорят) заключается в бесконечно большом времени операции: в случае залета за лунную орбиту оно превышает 10 сут. Переход через бесконечность может оказаться практически выгодным, если речь идет пе только об изменении наклона орбиты, но и одновременно о ее подъеме, в частности если тре- буется перевести спутник с низкой орбиты, сильно наклоненной к экватору, на стационарную орбиту. При этом трех импульсный переход может оказаться выгоднее двухимпульсного несхмотря
9 41 СПУСК С ОРБИТЫ Ш на то, что радиус стационарной орбиты значительно меньше кри- тйческого радиуса 11,97?. Эта выгода обнаруживается, если наклон низкой первоначальной орбиты больше примерно 38,6° * *). Для наклона I = 50° сумма импульсов при переходе через бесконечность в случае старта с начальной орбиты радиуса 6630 км равна 4,485 м/сек. Если же апогейное расстояние, на котором сообщается второй импульс (точка В на рис. 36), равно 400 000 км, то сумма импульсов превышает указанную величину па 45 м/сек. Вся операция требует примерно 11 суш [2.7] 2). В заключение заметим, что некоторого отклонения плоскости орбиты низкого спутника можно в принципе добиться с помощью аэродинамического маневра (безо всякого перехода через беско- нечность), если спутник обладает подъемной силой. § 4. Спуск с орбиты Простейшим орбитальным маневром является спуск корабля- спутника на Землю. Траекторию спуска можно разделить па три характерных участка. Первый, переходный, участок простирается от точки схода спутника с орбиты до входа в плотные слои атмосферы, верхнюю границу которых можно считать расположенной па высоте пример- но 100 км. Этот участок называют траекторией снижения. Он характерен тем, что аэродинамические силы на пем невелики и их можно рассматривать как возмущающие, подобно тому как мы это делали при рассмотрении эволюции орбиты спутника в атмосфере. Второй участок является основным. На пем спускаемый аппа- рат 8) испытывает воздействие больших аэродинамических сил, в несколько раз превышающих силу тяжести. Этот участок наибо- лее опасен как в смысле перегрузок, испытываемых аппаратом и его экипажем, так и в смысле интенсивности нагрева. Иа третьем, копечном, участке траектория быстро изгибается вниз и сила сопротивления в конце концов делается равной про- екции силы тяжести па направление движения, т. е. спуск ста- новится равномерным. Вход в плотные слои атмосферы должен происходить доста- точно полого, чтобы торможение в атмосфере происходило не слишком быстро, иначе космонавт испытает гибельную перегруз- ’) Или если широта космодрома, с которого запускается стационарный спут- ник, больше указанной величины. С оригинальным способом запуска стационарного спутника с высоких широт мы познакомимся в § 5 гл. 8. *) Обычно спускается на Землю не весь корабль, а лишь кабина («капсула»), специально приспособ ленная к прохождению атмосферы.
112 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ [ГЛ. 5 ку (в качество предельного обычно принимается коэффициент перегрузки, равный 10). Поскольку орбиты кораблей-спутников пока еще располагаются невысоко, для перехода на траекторию снижения достаточно сообщить спускаемому аппарату с помощью тормозной двигательной установки слабый ракетный импульс в сторону, противоположную полету. Для этого необходима предварительная ориентация корабля. Советские корабли-спут- ники типа «Восток» перед включением бортовой двигательной установки ориентировались на солнечный свет. Наименьший импульс требуется в том случае, когда точка входа в плотные слои атмосферы находится па стороне Земли, противоположной точке схода с орбиты (трасса снижения охваты- вает дугу 180°). Однако такой маневр требует слишком большой точности величины и направления тормозного импульса. Обычно траектория снижения короче описанной и входит в плотные слои атмосферы несколько более круто, но угол входа не превосходит 5°. При этом выгодное с точки зрения расхода топлива сообщить тормозной импульс не прямо противоположно движению, а под тупым углом к вектору скорости: оптимальный тормозной импульс должен иметь кроме трансверсальной еще и радиальную состав- ляющую, направленную к Земле. Величина импульса составляет 150—200 м/сек. Аэродинамическое торможение уменьшает скорость спуска- емого аппарата от первой космической до 150—250 м/сек. Даль- нейшее торможение вплоть до мягкой посадки (скорость призем- ления не более нескольких метров в секунду) может осуществ- ляться с помощью тормозной системы: парашюта, свободно вращающегося ротора, небольшого ракетного двигателя. Своеобраз- ным методом торможения служит захват спускаемого аппарата самолетом с помощью сети (применялся в США в 1960—1962 гг. при спусках с орбиты контейнеров спутников серии «Диска- верер»). При полетах кораблей серии «Восток» спускаемый аппарат имел сферическую форму. Космонавт катапультировался ив пего па высоте 7 км и приземлялся на специальном парашюте. На высо- те 4 км срабатывала парашютная система, обеспечивавшая при- земление спускаемого аппарата. Была предусмотрена возможность спуска путем естественного торможепия корабля в верхней атмо- сфере в случае невозможности схода с орбиты в результате отка- за тормозной двигательной установки. Экипажи кораблей «Вос- ход» приземлялись вместе со спускаемым аппаратом. На рис. 37 показана схема спуска корабля «Восток». Описанный вариант спуска с орбиты называется баллисти- ческим и характеризуется тем, что аэродинамическое сопротивле- ние состоит из одной лишь силы лобового сопротивления, а под тем- ная сила полностью отсутствует.
СПУСК С ОРБИТЫ 113 Ml В баллистическом режиме спускались на воду американские корабли «Меркурий», имевшие форму конусов с большим лобовым сопротивлением. Гораздо более перспективным является иной вариант спуска, при котором существует подъемная сила и, следовательно, имеется аэродинамическое качество. Аэродинамическим качеством назы- вается отношение величины подъемной силы к величине силы Рис. 37. Схема спуска с орбиты корабля-спутника «Восток», 1 — начало ориентации (поиск Солнца); 2 — ориентированный полет; 3 — включение тормозной двигательной установки; 4 — разделение спускаемого аппарата и приборного отсека; 5 — вход в плотные слои атмосферы. лобового сопротивления (или, короче, просто силы сопротивле- ния). Обе эти величины пропорциональны плотности воздуха р, квадрату скорости v движения и размерам спускаемого аппарата. Так же, как в § 4 гл. 4, мы можем записать: ^сопр -2 » *ПОД------СУ^ 2“ » где S — некоторая характерная для спускаемого аппарата пло- щадь, сх и су — так называемые коэффициенты сопротивления и подъемной силы. Таким образом, аэродинамическое качество равно су!сх. Спуск, при котором действует подъемная сила, называется планирующим или спуском с аэродинамическим качеством. В слу- чае баллистического спуска су « 0 и, следовательно, аэродина- мическое качество равно нулю. Планирующий спуск облегчает приземление космонавтов, так как медленное торможение, происходящее к тому же на большей высоте, приводит к уменьшению коэффициента перегрузки до
Н4 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ (ГЛ. 8 величины порядка 3—4 (для баллистического спуска оп состав- ляет 8—10). Кроме того, при планирующем спуске существует возможность маневрирования по дальности, а также некоторого бокового маневрирования, что позволяет более точно осущест- влять посадку. Планирующий спуск может включать в себя в принципе и моменты подъема вверх благодаря рикошетировапию от атмосферы. Спускаемые аппараты советских кораблей серии «Союз» осу- ществляют спуск с аэродинамическим качеством. Па высоте 9 км раскрывается тормозной парашют, а затем основной купол парашютной системы. Непосредственно перед приземлением па высоте около 1 м срабатывают РДТТ системы мягкой посадки, вследствие чего скорость приземления не превышает 2—3 м/сек. Американские корабли-спутники «Джеминай» также спускались на Землю (на водную поверхность) с аэродинамическим каче- ством. Спуск на Землю с очень высоких орбит, если он когда-нибудь понадобится, будет связан с проблемами входа в атмосферу, характерными для возврата из района Луны, который будет рассмотрен в главе 10. Здесь же мы отметим лишь одну теоретическую возможност!», которая имеет практическое значение скорее для межпланетных (см. § 5 гл. 14), чем для околоземных полетов. Обратимся к рис. 3(5 (стр. 107) и переменим па нем направления всех стрелок па траек- ториях на обратные, по сохраним направления стрелок — импуль- сов скорости. Тем самым мы обратим движение и вместо вывода спутника на орбиту 1 будем иметь его спуск с орбиты I по «об- ходной» траектории, закапчивающийся ракетным торможением в точке А. Очевидно, такой маневр дает выигрыш в сумме импуль- сов по сравнению со спуском с орбиты «У по траектории 4, если радиус орбиты3превышает 11,9/? (/? — радиус Земли, см. стр. 108). Благодаря же тому, что атмосфера Земли освобождает нас от ракет- ного торможения в точке А, энергетический выигрыш сопровож- дает предварительный подъем с орбиты 3 уже тогда, когда ее радиус составляет 4,87? [2.6]. Выигрыш будет наибольшим, если осуществить «переход через бесконечность». При этом неизбежен вход в атмосферу со второй космической скоростью (см. § 2 гл. 10). § 5. Относительное движение в окрестности спутника Представим себе два спутника, движущихся бок о бок по одной и той же орбите. Пусть теперь один спутник получил от своего бортового двигателя дополнительную небольшую скорость, до- пустим 1 м/сек, и, следовательно, изменил свою траекторию. Как будет выглядеть его движение с борта второго спутника? Или пусть в открытый иллюминатор спутника космонавт выбро-
s 51 ОТНОСИТЕЛЬНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКРЕСТНОСТИ СПУТНИКА 115 сил какой-либо предмет с той же скоростью 1 м/сек. Каким увидит космонавт движение этого предмета? Может быть и так. Космонавт вышел в космос, нечаянно оттолкнулся от корабля (со скоростью 1 м/сек), и тут обнару- жилось, что фал не был закреплен па скафандре. Далеко ли отойдет космонавт от корабля или останется вблизи него? Во всех этих случаях речь идет о движении спутника после слабого начального возмущения его орбиты. При этом нас интере- сует не абсолютное новое движение спутника вокруг Земли, а относительное движение его по отношению к другому спутнику, т. е. отклонение положения спутника в каждый момент при движении его по возмущенной орбите от того положения в про- странстве, которое он бы занимал, если бы начального возмуще- ния не было вовсе г). Здесь существенным является то, что начальная скорость очень невелика и новая орбита заведомо мало отличается от ста- рой (что значит 1 м/сек но сравнению с первой космической ско- ростью!). В первые мгновения движение космонавта (будем для кон- кретности говорить о нем) относительно корабля будет происхо- дить так, будто бы все происходит в «свободном пространстве» Циолковского, т. е. отсутствует притяжение Земли. Космонавт будет удаляться по прямой от корабля, пока существование градиента гравитации не станет заметным. А станет заметным оно очень скоро. Будем предполагать, что корабль движется но орбите, будучи «естественным образом» ориентированных^ относительно Земли. Его ось корма — нос направлена все время вдоль скорости; вокруг этой оси он не вращается. Пусть орбита корабля кру- говая высотой 630 км, с периодом обращения 98 мин, скоростью 7,5 км/сек. Пусть космонавт получил толчок в сторону по- лета. Естественно, что сначала он обгонит корабль. Вспомним, однако, что орбита космонавта будет внешним (по отношению к круговой орбите корабля) эллипсом и период обращения его вокруг Земли будет больше (как показывает расчет, на 2,3 сек [2.1]). Поэтому космонавт неизбежно в какой-то момент должен отстать от корабля. Эффект совершенно неожиданный с точки зрения житейской практики! На рис. 38. а изображены невозмущенная и возмущенная орбиты (последняя утрирована). Сначала космонавт обгоняет корабль, одновременно поднимаясь по восходящей ветви своей *) Во втором и третьем примерах спутник, от которого отделился небольшой предмет или космонавт, получит вследствие отдачи небольшой толчок в противоположном направлении. Но если масса космонавта в скафандре с заплечным ранцем равна 150 кг, а спутника —• 15 т, то толчок составит лишь 1 см/сек. Этим уж мы пренебрежем.
116 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ (ГЛ. В эллиптической орбиты. К моменту, когда спутник опишет угол 41°, космонавт удалится вперед па расстояние 3,7 км (рис. 38, б); затем это расстояние начнет сокращаться, и в момент, когда ко- рабль пройдет 71°, космонавт проплывет над ним, продолжая подниматься вверх и отставая. В своем апогее космонавт подни- мется над певозмущепной орбитой па 3,7 км. Корабль в это время будет уже далеко впереди. К завершению первого витка корабля отставание космонавта составит 17,6 км. За сутки оно увеличится до 260 км [2.1]. Через 5 месяцев космонавт отстанет на целую Рис. 38. Движение при начальном возмущении скорости в направлении полета: а) относительно Земли; б) относительно корабля на невозмущенпой орбите (одновременные положения обозначены одинаковыми цифрами); в) относительное движение при толчке в противоположном направлении. длину орбиты, т. е. окажется па одном радиусе с кораблем, но ма- ловероятно, чтобы это произошло в общей, начальной, точке орбит... Рассуждая аналогичным образом, мы можем исследовать дви- жение космонавта в случае, если он оттолкнется от массивного спутника в сторону, противоположную движе- нию. Теперь его возмущенная орбита будет представлять собой внутренний (по отношению к невозмущеиной круговой орбите) эллипс, причем начальная точка будет ее апогеем. Космонавт сначала отстанет от корабля, но скоро начнет его нагонять и, пройдя под ним, станет уходить все дальше и дальше вперед (рис. 38, а). Гораздо более благоприятной для космонавта будет ситуация, при которой он получит начальный толчок 1 м/сек вверх в ра- диальном направлении. Космонавт окажется на эл- липтической орбите с ничтожным эксцентриситетохм (с апогеем А и перигеем 77, рис. 39, а), двигаясь по которой он будет сначала отста- вать от корабля, одновременно поднимаясь вверх. Когда корабль пройдет четверть оборота по своей орбите, космонавт еще не успеет
f Bl ОТНОСИТЕЛЬНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКРЕСТНОСТИ СПУТНИКА 117 дойти до своего апогея и отстанет от корабля почти на 2 км, под- нявшись на 0,9 км вверх (рис. 39, б). Еще через четверть оборота корабль будет обгонять космонавта на 3,7 км, причем космонавт к этому времени спустится до уровня корабля. Далее отставание космонавта начнет сокращаться, и к начальной точке корабль и космонавт подойдут одновременно, так как период обращения по возмущенной орбите можно практически считать равным периоду обращения по невозмущенной. На этот раз космонавт, совершив один оборот вокруг Земли, будет спасен. Рис. 39. Движение при начальном возмущении скорости вверх в радиальном направлении: о) относительно Земли; б) относительно корабля на нсвозм у щепной орбите (одновременные положения обо- значены едина новыми цифрами); в) относительное движение при толчке в противоположном направлении. При начальном толчке вниз возмущенная орбита будет пред- ставлять собой почти неотличимый от певозмущепной круговой орбиты эллипс, сдвинутый влево (а не вправо, как на рис. 39, а). Космонавт, двигаясь по первой половине своей геоцентрической орбиты, сначала опустится вниз, обгоняя корабль, потом подни- мется па прежний уровень и, продолжая подниматься, начнет возвращаться к кораблю, чтобы в начальной точке геоцентриче- ской орбиты возвратиться па корабль сверху, описав петлю (рис. 39, в). Как видим, если космонавт захочет бросить на Землю с корабля какой-нибудь предмет, чтобы он «не засорял космос», то этот предмет, подобно бумерангу, возвратится на корабль. Наконец, рассмотрим случай бокового начального толч- ка — в направлении, перпендикулярном к плоскости орбиты (т. е. перпендикулярном к плоскости чертежа на рис. 38 и 39), — по-прежнему равного 1 м!сек. Геоцентрическая скорость космо- навта после толчка не будет отличаться по величине от такой же скорости в только что рассмотренном случав) но теперь опа будет
HR АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ (ГЛ. 5 трансверсальна, и новую орбиту космонавта можно считать кру- говой (с прежним периодом обращения) с еще большим основанием (с большей точностью). Новая геоцентрическая скорость космо- навта будет отклонена от плоскости чертежа на угол, тангенс которою равен = 0,00013, т. е. величина угла соста- вит 2,7". Плоскость возмущенной орбиты должна проходить через центр Земли и вектор новой геоцентрической скорости, т. е. она должна быть на тот же угол отклонена от плоскости чертежа, пересекаясь с ней по линии, проходящей через начальную точку и центр Земли. Возмущепная и невозмущенная орбиты пересе- каются в начальной и диаметрально противоположной точках. Первоначально пути корабля и космонавта разойдутся. Дви- гаясь с одинаковой скоростью, эти два тела через четверть оборо- та разойдутся па максимальное расстояние 0,9 км. Далее космо- навт и корабль снова сближаются и еще через четверть оборота встречаются в точке, диаметрально противоположной первона- чальной. Если при этом космонавт не заденет корабль, то он снова начнет удаляться от корабля. Если раньше он находился справа от корабля, то теперь будет двигаться по орбите левее его, но через пол-оборота он снова встретится с кораблем в той точке пространства, где впервые отделился от него. Относительно кораб- ля космонавт будет совершать колебания с периодом, равным периоду обращения вокруг Земли (98 мин в пашем примере), Рис. 40. Движение при начальном боковом возмущении скорости: а) относительно Земли; б) относительно корабля на невозмущенной орбите (вид «сверху»). Одновременные положения обозначены оди- наковыми цифрами. и с амплитудой 0,9 км. На рис. 40, а показаны движения космо- навта и корабля, как они должны наблюдаться, если смотреть «сверху» (скажем, со стороны Полярной звезды, если космонавт отделился от корабля над Северным полюсом). Па рис. 40, б изображено колебательное движение космонавта относительно
$ 61 ОТНОСИТЕЛЬНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКРЕСТНОСТИ СПУТНИКА 119 корабля. (Предполагается, что космонавт оттолкнулся от корабля с его правого борта). Итак, управление относительным движением в окрестности спутника — достаточно сложная вещь, и это надо иметь в виду, говорим ли мы о перемещении космонавта с помощью индивидуаль- ной двигательной установки («ракетный пистолет») или о манев- рах одного спутника вблизи другого перед стыковкой (см. ниже) 2). Существенное отличие рассмотренного выше продольного на- чального возмущения скорости от поперечного в радиальном направлении и бокового в направлении, перпендикулярном к плос- кости орбиты, заключается в том, что в первом случае дело в конце концов сводится к непрерывно нарастающему продольному сме- щению относительно «певозмущенного спутника» («вековое сме- щение», как говорят астрономы), а во втором и третьем случаях смещение носит периодический характер. Если в некоторый момент выбросить из спутника во всевозможных направлениях множество предметов со сравнительно небольшой относительной скоростью, то благодаря вековым смещениям эти предметы раз- бредутся вдоль первоначальной орбиты. Так как их орбиты будут мало отличаться от первоначальной, то предметы образуют кру- говое кольцо вокруг Земли. Именно таким путем в 1963 г. в США был создан по проекту «Вест Форд» пояс вокруг Земли, состоящий из 480 млн. «иголок» с примерной плотностью 12 «иголок» на куби- ческий километр (толщина пояса 15—20 км — меньше расчетной). Чтобы исследовать относительное движение в окрестности спутника, нам пришлось сравнивать возмущенное и невозмущен- нэе движения спутника вокруг Земли. Но часто поступают иначе. Можно вообще забыть о движении спутника вокруг Земли, а рас- сматривать только движения относительно спутника предметов, находящихся в его окрестности. Так как пас интересует движение какого-либо предмета относительно спутника, то нам нужно учитывать действие на него не полного гравитацион- ного ускорения, сообщаемого Землей, а векторной разности меж- ду гравитационным ускорением, сообщаемым Землей предмету, и гравитационным ускорением, сообщаемым Землей спутнику. Это будет уже знакомое нам возмущающее ускорение. Относитель- ное движение предмета в окрестности спутника происходит под действием возмущающих ускорений. Опишем мысленно вокруг спутника сферу радиуса, скажем, 1 км и в каждой точке ее построим такое возмущающее ускорение. Мы получим картину, почти пе отличающуюся от картины солнеч- ных возмущений, действующих на движение спутника относи- *) Проблема стоит так остро, если спутник находится на низкой орбите. Вдали от Земли, где градиент гравитации очень мал, движение в окрестности спутника будет совершаться, как в «свободном пространстве».
110 АКТИВНОЕ ДВИЖПНИВ В ®К0Л03ВМН®М ПРОСТРАНСТВ» (ГЛ. в тельпо Земли, которая была изображена на рис. 29. Только теперь па этом рисунке нужно на место спутника поместить некоторый предмет в окрестности спутника, на место Земли — спутник и на место Солнца — центр Земли. В указанном смысле можно говорить о поле гравитационных возмущений в окрестности спутника (иногда употребляют не- удачный термин «поле относительной гравитации»). Аналогия с солнечными возмущениями в движении спутпика Земли была бы полной, если бы имело смысл рассматривать притяжение спутником предмета в его окрестности, по последнее слишком ничтожно. Суть дела от этого, однако, не меняется: когда мы с помощью геометрического построения находили лун- ные и солнечные возмущающие ускорения в движении спутников Земли (рис. 28 и 29), притяжение Земли на самой этой вычисли- тельной операции пикак не отражалось (хотя, конечно, отража- лось на самом движении спутников вокруг Земли). Заметим, что возмущающие гравитационные ускорения в окре- стности спутпика весьма малы. На высоте 230 км пад земной поверхностью ускорение притяжения нашей планеты падает на 2,77-10"6 м/сек2 па метр высоты. Предмет, находящийся па 1 км ниже спутпика, получает от Земли ускорение, примерно па 2,77 -10'3 м/сек2 большее, чем спутник, а находящийся па 1 км выше — примерно настолько же меньшее. Таким образом, в отно- сительном движении первый предмет получит возмущающее уско- рение, равное 2,77 - IO'3 м/сек2 и направленное вниз (спутник как бы отталкивает от себя предмет), а второй — такое же примерно ускорение, направленное вверх (опять отталкивание). Подобные ускорения есть смысл учитывать лишь в том случае, когда мала и скорость предмета относительно спутника. § 6. Встреча на орбите Встреча спутников на орбите может преследовать различные цели. На обитаемую орбитальную станцию может прибывать с Земли космический аппарат, чтобы доставить на нее кислород, воду и продовольствие или смену экипажу, отбывшему свой срок службы в космических лабораториях. Па автоматический спутник связи может прибыть пилотируемый корабль или непи- лотируемый аппарат для ремонта его оборудования х). С одной орбиты на другую может понадобиться доставить экстренный груз х) В принципе возможен ремонт с помощью орбитального манипулятора, повторяющего движения рук оператора на Земле. Доказательством итого может служить ремонт в январе 1968 г. бортового оборудования спустив- шегося на Луну американского аппарата «Сервейер-7» посредством копа- тельного устройства, управляемого с Земли, которое специально не пред- назначалось для этой цели.
f 0) ВСТРЕЧА НА ОРБИТЕ 121 или перелететь, чтобы оказать помощь в случае аварии. Встреча на орбите необходима для сборки в космосе из доставляемых с Земли блоков большой орбитальной станции или межпланетного корабля. В одних из перечисленных случаев встреча планирует- ся заранее, в других она может понадобиться внезапно. Под встречей спутников понимается такое сближение их, при котором один спутник не просто попадает в другой или проходит от него на заданном расстоянии (перехват), а начинает двигаться вместе с пим по одной и той же орбите. Для этого, очевидно, два спутника в некоторой точке пространства должны одновременно иметь равные по величине и направлению скорости. На практике один из спутников получает скорость, близкую к скорости другого спутника, в точке, лежащей вблизи второго спутника, т. е. ока- зывается на орбите, близкой к орбите первого спутпика. Расстояние между спутниками может при этом составлять несколь- ко десятков километров. После этого осуществляется методами автоматического самонаведения или с помощью ручного управ- ления сближение на конечном участке. Бортовые системы, следя- щие за целью и выдающие необходимую информацию, не могут быть слишком массивными, что ограничивает размеры конечного участка примерно 100 км. При больших расстояниях главная роль выпала бы на наземные станции, что уменьшает точность сближения [2.8]. Чтобы установить основные закономерности выбора траекто- рии сближения, мы временно забудем о существовании конечного участка (зоны ручного или автоматического сближения) и будем считать, что задача заключается в выведении второго спутника точно на орбиту первого. Возможны разные методы организации операции встречи. 1. Одновременный старт двух спутников с разных космодромов или с одного и того же космодрома. Спутники должны выйти на общую орбиту в одной и той же точке пространства. Сближе- ние на конечном участке должно начинаться немедленно после запуска [2.8]. 2. Последовательный запуск второго спутника на орбиту пер- вого, запущенного раньше, с того же или другого космодрома [2.8, 2.9]. Старт второго спутпика может быть произведен только при том условии, что космодром, с которого он запускается, пересекает в данный момент плоскость орбиты первого спутника. Бели стар- ты производятся с одного и того же космодрома, то такое пере- сечение возможно лишь через полсуток, или сутки, или целое число полсуток (с точностью до промежутка времени, определя- емого прецессией орбиты). Однако местонахождепие первого спут- ника па орбите может быть в этот момент неблагоприятным для встречи, если его период обращения заранее специально не под- бирался. Следовательно, необходим корректирующий маневр,
Ш АКТИВНОЮ ДВИЖЕНИЕ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ (ГЛ. В обеспечивающий пролет первого спутника через несколько витков после запуска над районом космодрома. Такой же маневр может быть необходим и в случае использования двух космодромов (правда, они могут быть расположены так, что трасса и без кор- рекции пройдет через второй космодром). Практически запуск второго спутника может еще происходить незадолго до пересечения космодромом плоскости орбиты первого спутника и вскоре после пересечения, т. е. энергетические ресур- сы позволяют осуществлять запуск второго спутника в течение какого-то небольшого интервала времени около момента пере- сечения («окно запуска»). Этот интервал тем меньше, чем больше наклон плоскости орбиты первого спутника [2.9]. В самом деле, при большом наклоне орбиты космодром быстрее про- ходит то расстояние от плоскости орбиты, которое при данных энергетических ресурсах еще позволяет совершить операцию встречи. При малом наклоне космодром приближается к пло- скости орбиты под малым углом и, следовательно, дольше про- ходит те точки пространства, из которых возможен старт. В район встречи второй спутник должен прийти раньше пер- вого, так как ему еще предстоит набрать необходимую орбиталь- ную скорость. 3. Предварительный запуск второго спутника на орбиту ожи- дания, лежащую в плотсти орбиты первого спутника, с после- дующим маневром сближения [2.8, 2.9]. В этом случае запуск второго спутника возможен, скажем, через сутки после запуска первого без какой-либо кор- рекции первой орбиты. Далее необхо- димо дождаться благоприятного с точки зрения расхода топлива взаимного рас- положения спутников относительно Земли и начать маневр сближения. Орбита ожидания, лежащая внутри орбиты первого спутника, более выгод- на, чем наружная, так как требует для выведения меньшей характеристиче- ской скорости [2.8]. Рассмотрим простейший случай, когда и орбита 1 спутника-цели, и орбита ожидания 2 круговые (рис. 41). Возможно бесчислен- ное количество двухимпульсных траекторий перехода с ор- биты 2 на орбиту /. Первый импульс переводит второй спутник в точке А с орбиты 2 на траекторию перехода S\ в момент пере- сечения спутником орбиты 1 в точке В второй импульс переводит его на эту орбиту. Траектория перехода характеризуется углом перехода АОВ, или угловой дальностью.
S 61 ВСТРЕЧА НА ОРБИТЕ 123 Однако существует траектория перехода, при которой сум- марная характеристическая скорость перевода (сумма импульёов в точках отлета и встречи) будет минимальной. Можно строго доказать, что такой траекторией будет половина эллипса 4 с пери- геем в точке Л и апогеем в точке С, с углом перехода 180°. По су- ществу, мы уже сталкивались с такой траекторией, когда гово- рили о методе запуска спутника на высокую круговую орбиту (рис. 35). Траектория перехода 4 называется полу эллиптической, а также гомановской — по имени немецкого ученого В. Гомана, впервые предложившего такую траекторию для межпланетных перелетов. Время перелета по траектории 4 больше полунериода орби- ты 2 и меньше полупериода орбиты 1. Поэтому при старте спут- ника 2 в точке А спутник 1 должен находиться в определенной точке D своей орбиты —- такой, что путь DC он проходит за время перехода спутника 2 из А в С. Таким образом, старт на траекто- рию перехода 4 (как и на любую другую выбранную траекторию перехода) м*ожет быть дан только при определенном взаимном расположении спутников относительно центра Земли, при опре- деленной конфигурации спутников. Угол AOD называется углом начальной конфигурации. Должен пройти определенный промежу- ток времени (время ожидания), прежде чем станет возможен пере- ход по выбранной траектории. Для вычисления угла начальной конфигурации, соответствую- щего возможности совершить намеченный перелет, нужно из угла перехода, соответствующего выбранной траектории, вычесть угол, проходимый спутником-целью г). Если угловые скорости движения спутников по орбитам 1 и 2 2л 2л равны соответственно а>х = - и (о2 = -тг (^1 и ^2— периоды обращения), то спутник 2 обгоняет спутник 1 с угловой скоростью (о2 — о>1. Если угол начальной конфигурации, отвечающий нача- лу гомаповского перелета, равен ф, а в данный момент произволь- ный угол между направлениями из центра Земли на спутник 2 и на спутник 1 равен ф (угол отсчитывается от направления на спутник 2 к направлению на спутник 1), то время ожидания равно < _ ф-ф ожид- Ш2_Ю1 При ф.~ ф наступает момент, благоприятный для гомаповского перелета (/ожид := 0)- Время ожидания будет максимальным, если только что упущен благоприятный момент для старта по гома- !) В случае, когда совершается гомановскпй перелет с внешней орбиты на внутреннюю, угол начальной конфш урацип оказывается отрицательным. Это значит, что спутник-цель находится не впереди (как на рис. 41), а по- зади перелетающего спутника.
124 АКТИВНОЕ движение в околоземном ПРОСТРАНСТВЕ ГГЛ. 5 новской траектории и угол <р уже успел стать меньше *ф, т. е. в мо- мент, когда спутник 1 находился в точке Р, спутник 2 уже успел чуть-чуть пройти за точку А. Считая разность углов ср — ф рав- ной 2л, или 360°, найдем максимальное значение времени ожи- дания. Оно равно . _ 2л , 360* Гожидгпах —или гожидтах — • Можно пользоваться любой из приведенных формул в зависимости от того, измеряется ли угловая скорость спутника в радианах в секунду или в градусах в секунду. Можно формулу для времени ожидания записать и иначе: ^ожид max — Pj —Ра ’ Максимальное время ожидания равно периоду, за который произвольная конфигурация спутников на круговых орбитах повторяется. Этот период может быть назван синодическим периодом обращения спутника 2 вокруг Земли относительно спутника 1 или спутника 1 вокруг Земли относительно спутника 2. Синодический период обращения всегда может быть найден по формуле Р р'р* Из последней формулы вытекают два важных следствия. 1) Если периоды обращения спутников близки между собой (спутники движутся по близким круговым орбитам), то знамена- тель в выражении для синодического периода мал и, следователь- но, синодический период велик, т. е. момент, благоприятный для гомановского перелета, может наступить очень нескоро. Это и по- пятно: один спутник едва обгоняет другой и конфигурация спут- ников изменяется очень медленно. При Рг = Р2 синодический период равен бесконечности: спутники движутся по одной и той же круговой орбите и гомановский перелет между ними невоз- можен. 2) Если спутник-цель 1 движется по очень высокой круговой орбите, а спутник 2 — по низкой, то синодический период лишь несколько превышает период Р2 обращения спутника 2 (разделив числитель и знаменатель выражения для РС1Шод на Р19 мы убе- димся, что если оо, то Рсинод-^ Р2)- Спутник 1 теперь дви- жется столь медленно, что конфигурация спутников зависит глав- ным образом от движения спутника 2. Например, гомаповский перелет на орбиту Лупы с орбиты низкого спутника, очевидно, возможен каждые полтора часа (Луна совершает полный оборот вокруг Земли за 27 сут). Вернемся, однако, к проблеме встречи спутников на орбите, в частности к вопросу об энергетических затратах на переход
| 7] КОНЕЧНОЕ СБЛИЖЕНИЕ И СТЫКОВКА 125 с орбиты ожидания на орбиту спутника-цели. Отметим, что если высота круговой орбиты спутника-цели не превышает 1000 «ле, то, какова бы ни была внутренняя круговая орбита ожидания, суммарная характеристическая скорость перехода пе превышает 400 м/сек [2.8]. По формуле Циолковского можно подсчитать, что соответствующее максимальное количество топлива на борту спутника должно составлять 9% его массы при скорости истече- ния 4 км/сек и 18% при скорости истечения 2 км/сек. Особым случаем орбиты ожидания является эллиптическая орбита 2, пересекающая орбиту 1 в одной или двух точках. Если оба спутника в соответствии с расчетом прибыли в точку пере- сечения орбит одновременно, но из-за неисправности двигателя не удалось уравнять скорости, то имеются шансы сделать это при последующей встрече. Встречи должны происходить перио- дически, если периоды обращений выбраны соизмеримыми. § 7. Конечное сближение и стыковка Перейдем теперь к операциям па конечном участке и стыков- ке. Эти операции могут происходить как с участием пилота-кос- монавта («ручная стыковка»), так и полностью автоматически. Первые автоматические сближение и стыковка были успешно осуществлены 30 октября 1967 г. советскими спутниками «Кос- мос-186» и «Космос-188». Эта операция была повторена 15 апреля 1968 г. спутниками «Космос-212» и «Космос-213». В обоих случаях использовался вывод второго спутника на свою орбиту в точке, лежащей в зоне автоматического сближения спутников. Иными словами, хотя фактические орбиты спутников и несколько отли- чались друг от друга, с точки зрения приведенной выше классифи- кации методов сближения оба раза использовался метод выведения второго спутника на орбиту первого. В обоих случаях первый из запускавшихся спутников («Космос-186» и «Космос-212») был активным, способным маневрировать в пространстве, а второй — пассивным, способным лишь ориентироваться и служить маяком для первого. Расстояние между спутниками в момент выведения второго из них на орбиту составляло 30 октября 1967 г. 24 км при относительной скорости 25 м/сек (90 км/час), а 15 апреля 1968 г. — 5 км при относительной скорости 30 м/сек (108 км/час). Несмотря на малость этих расстояний, последующее автома- тическое сближение спутников представляет собой сложный процесс из-за особенностей относительного движения в окрест- ности спутника, о которых говорилось выше. Следует, кроме того, учитывать ограниченность ресурсов топлива на борту активного спутника. После вывода второго спутника в зону конечного сближения начинается взаимный поиск спутников с помощью радиолокато-
126 активной: движение в околоземном ПРОСТРАНСТВЕ [ГЛ. 5 ров, заканчивающийся «радиозахватом». G помощью бортовой двигательной установки затем активный спутник приближается к пассивному до расстояния 300—400 м, причем соответствующие команды вырабатываются бортовым вычислительным устройством. В конце этого этапа относительная скорость сближения равна примерно 2 м/сек. Далее в действие вступают химические двига- тели малой тяги, осуществляющие причаливание. При этом отно- сительная скорость сближения уменьшается до 0,1—0,2 м/сек, Рис. 42. Схема автоматического причаливания спутников: 1 — сты- ковочные узлы; 2 — антенны поиска и самонаведения; 3 — солнечные батареи; 4 — антенны радиокомплекса. что обеспечивает мягкую стыковку. Жесткое соприкасание сты- ковочных узлов (штанга на активном спутнике и приемный конус на пассивном) смягчается амортизаторами. Спутники жестко скрепляются, превращаясь в единое целое как в механическом смысле, так и в электрическом, благодаря замыканию контактов электрических цепей (рис. 42). Состыкованные спутники затем совершали совместные маневры, а после расстыковки были пооди- ночке спущены на Землю. Все процессы сближения и стыковки происходили вне зоны видимости с территории СССР. Ручная стыковка использовалась при нескольких встречах на орбите в 1966 г. американских пилотируемых спутников «Дже- минай» с неуправляемыми спутниками-мишенями. В отличие от этого во время первой ручной стыковки в Совет- ском Союзе, осуществленной 16 января 1969 г., были впервые соединены в одно целое два пилотируемых корабля «Союз-4» и «Союз-5». (В декабре 1965 г. было осуществлено сближение меж- ду собой двух пилотируемых кораблей «Джемпнай-7» и «Джеми-
in КОНЕЧНОЕ СБЛИЖЕНИЕ И СТЫКОВКА 127 най-6» на расстояние менее 0,5 м, но оно не сопровождалось сты- ковкой — корабли не были приспособлены для этого.) Корабли «Союз» сближались автоматически с расстояния в несколько кило- метров. С расстояния 100 м командиры кораблей перешли на руч- ное управление (см. § 7 гл. 6). О том, каким непростым является процесс встречи и сближения на орбите, наглядно говорит рис. 43. На пем показана схема маневра встречи и сближения корабля-спутника «Аполлон-7» со второй (последней) ступенью S-1VB ракеты-носителя «Сатурн-1 В», которая вывела его на орбиту 11 октября 1968 г. 1). После отде- ления от ступени S-IVB и ряда корректирующих маневров корабль Рис. 43. Схема встречи и сближения корабля «Аполлон-7» со ступенью S-TVB. оказался на 148 км впереди ступени (положение 1 на рис. 43; орбитальное движение на рис. 43 происходит справа палево). В этот момент (26 час 25 мин после старта с Земли) был включен маршевый двигатель корабля, который проработал 10 сек и сооб- щил ему импульс скорости 63 м/сек. В результате корабль перешел на более высокую орбиту (перигей 231,8 км, апогей 363 км), чем орбита ступени S-IVB (перигей 226 км, апогей 284 км). Благодаря большему периоду обращения корабль, поднимаясь вверх, начал отставать от ступени S-1VB, которая обогнала его, пройдя па 93 км ниже его (положение 2). На рис. 43 показано движение в сис- теме координат, начало которой связано со ступенью S-1VB (опа видна в центре чертежа), а оси совпадают с радиальным и транс- версальным направлениями* 2). Нетрудно понять, что если бы командир корабля вздумал приблизиться к ступени, так сказать, «в лоб», сообщив кораблю импульс, направленный вправо, то корабль, перейдя на более низкую орбиту с меньшим периодом обращения, сначала несколько приблизился бы к ступени, а затем начал бы ее обгонять. х) Состояние программы Apollo. Запуск «Аро11о-7» (обзор). Астронавтика и ракетодинамика («Экспресс-информация»), № 14, 1969. 2) Если бы ступень S-IVB была ориентирована на Землю, то можно было бы сказать, что оси жестко с пей связаны (если пренебречь эксцентриси- тетом орбиты), по иа самом деле ступень беспорядочно кувыркалась.
128 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ (ГЛ. 5 Второй раз маршевый двигатель был включен на 8 сек, когда корабль, совершив один оборот вокруг Земли, оказался па 167 км позади цели (положение 3 на рис. 43; 28 час 01 мин после старта с Земли). Заключительный этап сближения начался в момент 29 час 17 мин (положение 4) и происходил с помощью вспомогательных двигателей. Корабль сблизился со ступенью до расстояния 21 м, но стыковка с ней оказалась невозможной из-за быстрого и беспо- рядочного ее кувыркания. Помимо жесткой стыковки, которая осуществлялась во всех случаях в космосе до сих пор, в принципе возможен и нежест- кий контакт между сближающимися спутниками. Опи могут быть соединены гибкой связью, например электрическим кабе- лем или шлангом для перекачки топлива или, скажем, подачи кислорода [2.9]. § 8. Полет с малой тягой в околоземном пространстве Как уже говорилось в главе 1, использование двигателей малой тяги оказывается возможным лишь после выведения космичес- кого аппарата па орбиту спутника Земли. На этапе же выведения, естественно, применяются двигатели большой тяги, способные оторвать аппарат от Земли и сообщить ему необходимую орби- тальную скорость. Представим себе, что спутник снабжен электроракетным дви- гателем, способным сообщить реактивное ускорение порядка 10“5 -ь 10”3 g. Движение спутника мы можем рассматривать как возмущеппое в поле тяготения Земли. Вспомним, что возмущающее ускорение при движении спут- ника в верхней атмосфере имело тот же порядок величины, что и реактивное ускорение в нашем случае. Легко понять, что если возмущающее воздействие атмосфер- ного сопротивления, направленного противоположно движению, заставляло спутник снижаться по спирали, то возмущение орбиты малой тягой в сторону полета должно принудить спутник подни- маться по раскручивающейся спирали, показанной па рис. 44 сплошной линией. При этом в случае старта с круговой орбиты каждый последующий виток спирали будет до поры до времени мало отличаться от окружности. Аналогично аэродинамическому парадоксу спутника существует и парадокс разгона космического аппарата с малой тягой: несмотря на то, что сила тяги действует в сторону движения, скорость аппарата уменьшается. Если бы можно было заснять на кинопленку спиральный спуск спутника в атмосфере, то, прокрутив ее от конца к началу, мы увидели бы на экране спиральный подъем спутника под действием малой тяги.
9 81 ПОЛЕТ С МАЛОЙ ТЯГОЙ 129 При этом замедление космического аппарата является таким, будто бы сила тяги не разгоняет его, а толкает назад. И, однако, описанное спиральное движение может быть все же названо разгоном: хотя скорость аппарата при этом и падает, но с удалением от Земли еще быстрее уменьшается и местная пара- болическая скорость, и в конце концов она достигается спутником. Полная механическая энергия, вначале отрицательная, увели- чивается до нуля, так как по- тенциальная энергия растет быстрее, чем падает кинетиче- ская. Попятно, почему дело об- стоит иначе при разгоне с по- мощью двигателей большой тяги, осуществляющих сход с круговой орбиты. В этом слу- чае полная энергия увеличи- вается скачком за счет огром- ного прироста кинетической энергии, а потенциальная энер- гия почти не изменяется. Изображенная на рис. 44 траектория носит универсаль- ный характер. Она действитель- на для разгона с любым по- стоянным тангенциальным (сов- падающим по направлению со скоростью) реактивным ускоре- нием при любой начальной круговой орбите и для любого притягивающего небесного тела. Па рисунке не изображены бесчисленные чрезвычайно гу- стые витки спирали, окружаю- щие центр тяготения О. В за- Рис. 44. Универсальная траектория спи- рального движения при постоянном тан* гепциальном реактивном ускорении (сплош- ная линия) и при оптимальном управлении (пунктир). Внизу показано продолжение тех же траекторий в меньшем масштабе. Р — точки достижения параболической скорости. Отметки па осях х и у соответ* ствуют безразмерному расстоянию р. Раз* мерное расстояние г (км) может быть най- дено по формуле т = р /к/(2арт), где К = /М — гравитационный параметр (км3/сек2), а — тангенциальное реактив- ное ускорение (км/сек2) [2.10, 2.11J. висимости от гравитационного параметра К = fM небесного тела и от величины реактивного ускорения тот или иной виток спирали может быть принят при- ближенно за начальную круговую орбиту (витки почти не отли- чаются от окружностей), и тогда все витки, лежащие внутри этой орбиты, должны быть отброшены, а наружные изобразят истинное движение. Виток, предшествующий достижению в точке Р (рис. 44) пара- болической скорости, уже не похож на окружность. В каждой его точке оскулирующая орбита представляет ярко выраженный б В. И. Левантовский -
Рис. 45. Графики скорости (/) и расстояния от притягивающего центра (2) в зависимости от време- ни t (t р — момент достижения па- раболической скорости) [2.10]. точка Р отстоит от Земли 130 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ ГГЛ. 8 эллипс. В непосредственной близости от точки Р скорость начи- нает увеличиваться и, став гиперболической, продолжает увели- чиваться и дальше (рис. 45). При этом траектория становится практически прямой (рис. 44), так как по мере удаления от цент- ра оскулирующие гиперболы все меньше отличаются от своих асимптот. Чем меньше реактивное ускорение ар, тем больше витков дол- жен сделать космический аппарат и тем больше должно пройти времени, прежде чем будет достигнута параболическая скорость (это время примерно обратно пропор- ционально реактивному ускорению [2.10]). При ар = 0,3 мм]сек* («3-10"5g) параболическая скорость достигается па расстоянии 1 012 800 км от центра Земли через 275,7 сут, а еще через 94,12 сут скорость достигает 3 км/сек на расстоянии 15,48 млн. км. Но уже при Яр = 1 мм/сек2 (»10~4 g) на 554 700 км и достигается через 80,80 сут, а скорость 3 км/сек — еще через 26 сут на расстоянии 4,78 млн. км. При яр = 3 мм/сек* (3-10‘4 g) точка Р отстоит от Земли на 320 300 км и достигается через 26,16 сут, а скорость 3 км/сек достигается еще через 7,8 сут на расстоянии 1 673 000 км [2.10]. Как видим, ускорения, сообщаемые электрическими дви- гателями, все малы, но малы по-разному! Ускорения 1 мм/сек2 и 3 мм/сек* (характерные для ионных двигателей) дают приемле- мые для практики времена и расстояния, чего нельзя сказать об ускорении 0,3 мм/сек2. Вот какой большой эффект дает увели- чение реактивного ускорения всего лишь в 10 раз. До сих пор мы предполагали тягу направленной тангенци- ально; такой метод управления направлением реактивной струи требует довольно сложной автоматики (тяга должна «следить» за скоростью). Проще заставить тягу быть все время направлен- ной трансверсально (перпендикулярно к радиусу) в плоскости полета. При этом общий характер спиральной траектории разгона не будет сильно отличаться от спирали, показанной на рис. 44 сплошной линией. По-видимому, промежуточное (между каса- тельной и трансверсалью) расположение вектора реактивного уско- рения будет наиболее выгодно с энергетической точки зрения. Однако оптимальным ’) будет такой разгон, при котором век- тор реактивного ускорения, сначала направленный по касатель- ной, будет совершать затем качания около касательной, откло- х) Критерием оптимальности является величина о которой говорилось в $ 2 гл. 3,
15 8) ПОЛЕТ С МАЛОЙ ТЯГОЙ 131 няясь на каждом витке то по одну, то по другую сторону от век- тора скорости [2.11]. Эти качания, вначале слабые, затем стано- вятся все более сильными, и на витке, предшествующем достижению па |болической скорости, вектор реактивного ускорения откло- няется на 20° вверх от направления касательной. Затем он прекра- щает колебания, нач?на»т все теснее примыкать к направлению касательной и вскоре после дост .жения параболической скорости практически смыкается с вектором скорости. Не менее сложным должно быть и управление величи- н о й реактивного ускорения. Эта величина сохраняет все время некоторое среднее значение, но на каждом витке примерно одно- временно с качаниями вектора реактивного ускорения его вели- чина делается то больше, то меньше среднего значения, причем на последнем витке, предшествующем достижению параболиче- ской скорости, эта величина снижается на 60% ниже среднего зна- чения и увеличивается на 80% выше его. Затем она начинает падать и вскоре после достижения параболической скорости при- нимает свое среднее значение. В дальнейшем движение по опти- мальной траектории, таким образом, не отличается от движения по траектории разгона при постоянном касательном реактивном ускорении. В результате получается траектория разгона, изображенная на рис. 44 пунктиром. Легко усмотреть отличие этой траектории от траектории разгона при постоянном тангенциальном реактив- ном ускорении. Теперь, хотя расстояние космического аппарата от центра притяжения и увеличивается с каждым витком, в пре- делах витка оно совершает колебания, то увеличиваясь, то умень- шаясь. Оптимальный разгон в начале движения и вскоре после достижения параболической скорости слабо отличается от каса- тельного, по на среднем участке отличие довольно существенно, благодаря чему и получается энергетический выигрыш. Оп более всего велик для коротких траекторий разгона (с малым числом витков), т. е. для сравнительно больших реактивных ускорений, но не превышает нескольких процентов. Таким образом, танген- циальный разгон имеет важное преимущество перед строго опти- мальным — простоту управления. Интересно рассмотреть действие малой непрерывной радиаль- ной тяги, управление которой легче всего осуществить (нужно направлять сопло двигателя все время на центр Земли). Так как она, по крайней мере в начале полета, направлена поперек дви- жения, то можно заранее ожидать слабого ее проявления. Но обна- руживаются интересные закономерности. Обозначим через а отношение постоянного реактивного уско- рения ар к гравитационному ускорению аго на высоте начальной круговой орбиты. (Для низких начальных орбит величина а имеет порядок 10”5 -г 10"4 g, но с высотой увеличивается.) Оказывается б*
132 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ ГГЛ. 5 если а = ар/аго < 1/8, то космический аппарат сначала подни- мется на некоторую высоту, затем начнет опускаться; описав овал, он коснется первоначальной орбиты (вообще говоря, не в точке старта) и опять начнет удаляться, чтобы снова и снова периоди- чески на мгновение к ней возвращаться (рис. 46) [2.12]. Если точно выполняется условие а = 1/8, то космический аппа- рат, удалившись с круговой орбиты, уже не вернется назад, а будет все теснее и теснее (асимптотически) приближаться к круговой эго радиуса, чем первоначальная, достигая ее после бесконечного числа оборотов вокруг Земли [2.13]. И только при а > 1/8 космический аппа- рат сможет, достигнув параболической ско- рости, полностью разорвать путы тяготения. Это произойдет на расстоянии орбите вдвое Пчкаспкртл где г0 — радиус начальной орбиты [2.13]. Но для того, чтобы условие а> 1 /8 выполня- лось, радиус г0 должен быть очень велик. Если ар = 1(Н g, то г0 > 35,37? (/? — радиус Земли), а при ар *= 10“б g радиус г0>111Я. Но нет никакого смысла выводить космические аппараты с по- мощью двигателей большой тяги на такие высокие начальные орбиты, чтобы стартовать с них с помощью малого радиаль- ного ускорения. Суммарная характеристическая скорость двух- импульспого вывода на начальную орбиту почти равнялась бы второй космической скорости или даже превысила бы ее. Таким образом, использование малой радиальной тяги в околоземном пространстве лишено практического интереса (при межпланетных полетах дело обстоит иначе, см. § 1 гл. 13). До сих пор нас интересовали траектории разгона с малой тягой до параболической скорости. Эти траектории могут представлять собой начальные участки межпланетных траекторий аппаратов с малой тягой, которые будут рассмотрены в четвертой части книги. Но полеты с малой тягой в околоземном пространстве могут иметь и самостоятельный интерес. Целесообразно, напри- мер, поднимать с помощью малой тяги с низкой круговой орбиты на высокую большие полезные нагрузки. В частности, таким путем в будущем, возможно, будут запускаться стационарные спутники. 4 февраля 1970 г. был запущен на полярную орбиту высотой около 1000 км американский спутник «Серт-2». С 14 февраля он начал 5-месячный подъем по спирали почти на 100 км, сменив- шийся затем 3-месячным спиральным спуском. Маневры совер-
5 Л ®ЛЕТ С МАЛОЙ ТЯГОЙ 183 шались в помощью двух ионных двигателей (см. стр. 42), жестко связанных с корпусом спутника, ориентированного радиально в основном благодаря градиенту гравитации (см. § 10 настоящей главы). Каждый из двигателей создавал номинальную тягу 28 • 10~3 м, направленную вверх под углом 10° к радиусу и проходящую через общий центр масс С системы (рис. 47). При массе спут- ника 1434 кг это обеспечивало подъем орбиты за сутки на 570 л Рио. 47. Экспериментальная орбитальная установка «Серт-2»: 1 — ЭРД JO 1; 2 — ЭРД № 2; 3 — корпус ракеты «Аджена» (последняя ступень ракеты-носителя); 4 — панели с солнеч- ными элементами. во время работы ЭРД № 1. Подъем происходил главным образом заснет трансверсальной составляющей тяги, которая и вычислялась по измерениям орбиты. Бортовой чувствительный акселерометр, измерял ее радиальную составляющую (номинально она равнялась 1,9-IO"6 g)1). В некоторых случаях может оказаться выгодной программа управления тягой, при которой она будет действовать не непре- рывно, а лишь на некоторых участках траектории, но зато на этих участках тяга будет существенно больше. При этом выгодно при- лагать тягу па тех участках траектории, которые ближе к центру притяжения 2). Если начальная орбита эллиптическая, то целе- сообразно накапливать в аккумуляторах электрическую энергию, вырабатываемую на большей части каждого витка траектории, чтобы расходовать ее только вблизи перигея витка, резко увели- чивая тем самым вблизи перигея скорость истечения, а следова- х) Летные испытания ионных электроракетных двигателей по проекту SBRT II (обзор). Астронавтика и ракетодинамика, №К° 8 и 9, 1971. а) Таков общий закон разгона в центральном поле тяготения. Можно, напри- мер, доказать, что приращение скорости, необходимое для перевода спут- ника на параболическую траекторию, в перигее меньше, чем в апогее» Предоставляем это сделать читателю с помощью формул (6) и (10) гл» 2»
134 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ (ГЛ. 5 тельно, и тягу. Траектория разгона при этом должна состоять из большого числа эллипсов с примерно одинаковым перигеем. Она напоминает траекторию торможения в атмосфере спутника с эллиптической орбитой (рис. 27), но проходится в обратном напра- влении. Таким образом, после значительного числа витков будет достигнута необходимая высота апогея (например, для выхода на стационарную орбиту или для достижения Луны) или в перигее будет достигнута скорость, обеспечивающая выход из сферы действия Земли [2.14]. Следует указать на еще одно применение двигателей малой тя- ги в околоземном пространстве. Их можно использовать в ка- честве корректирующих орбиту для компенсации различных воз- мущающих ускорений. Для этого двигатель малой тяги должен создавать ускорение, равное по величине и обратное по направ- лению возмущающему. Таким путем можно заставить в прин- ципе спутник двигаться по кеплеровой орбите, несмотря на возмущения. Наиболее просто управление вектором тяги по направлению тогда, когда нужно компенсировать сопротивление атмосферы или давление солнечного света. В первом случае тяга должна быть направлена в сторону вектора скорости, направление же скорости может быть установлено посредством регистрации встреч- ного «ионного ветра» (верхние слои атмосферы, как известно, ионизованы). Во втором случае вектор тяги должен быть по- стоянно направлен на Солнце. Оригинальная инерциальная система, компенсирующая все негравитационные возмущения от внешних поверхностных сил, используется в американском навигационном спутнике «Триад-1», выведенном на орбиту 2 сентября 1972 г. Электронные датчики измеряют смещения шарика из сплава золота и платины, свободно движущегося внутри герметического вакуумированного корпуса. Сигналы датчиков, переработанные в системе управления, руко- водят микродвигателями на фреоне (в будущем будут использо- ваться ЭРД). Тяги двигателей воздействуют на корпус спутника так, чтобы шарик оставался в центре, т. е. заставляют корпус двигаться по той же траектории, что и шарик, который, естест- венно, защищен корпусом от внешних поверхностных сил. § 9. Разгон с помощью солнечного паруса Солнечный парус отличается от всех других двигателей малой тяги своеобразием управления. Самое простое (но заведомо не оптимальное) управление плос- ким парусом напрашивается само собой: на том участке орбиты, где солнечные лучи «дуют в корму» космического корабля, плос- кость паруса должна быть перпендикулярна к лучам, а там, где
s •] РАЗГОН С ПОМОЩЬЮ СОЛНЕЧНОГО ПАРУСА <35 корабль движется навстречу свету, парус лучше всего держать свернутым или располагать ребром к Солнцу. Тогда траектория разгона парусника будет напоминать «просматриваемое наоборот» снижение с эллиптической орбиты спутника в атмосфере. Регу- лярные толчки в районе перигея будут поднимать апогей все выше и в конце концов будет достигнута параболическая скорость (набрана нулевая полная энергия) где-то вблизи гораздо медленнее поднимающегося перигея. Оптимизация управления парусом заключается в том, чтобы выбрать за- кон управления, при котором парабо- лическая скорость будет достигнута я/ Рис. 48, а, б. Разгон с помощью солнечного паруса наилучшей конструкции при старте из 16 различных точек стационарной орбиты (обозначены на рис. в): а) старт в точке 1Я [2.1 Я; б) старт в точке 10 [2.15]. за минимальное время. Наилучшей конструкцией паруса была бы такая, когда (1) величина силы тяги, возникающей от падаю- щего потока (сила F' на рис. 14), не была бы связана с направ- лением силы тяги, возникающей от воздействия отраженного потока света (сила F" на рис. 14), и (2) обе силы были бы постоянно равны по величине [2.15]. В случае плоского паруса (рис. 14) первое требование не удовлетворяется: направив силу F", как нам нужно, мы изменим освещенность паруса (пропорциональ- ную cos 9) и тем самым изменим обе силы F', F” и их равнодейст- вующую F, создающую необходимое ускорение. Второе же требо- вание при полном отражении удовлетворяется. В случае паруса паилучшей конструкции управлением, очень близким к оптимальному, будет так называемое локалъно-опти-
136 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ [ГЛ. 5 мольное управление, при котором в любой момент сила F" направ- лена по вектору скорости. При этом в любой момент полпая меха- ническая энергия солнечного парусника возрастает. Аналогичным образом управляемый парус должен был бы быть перпендикулярен к лучам только в той точке орбиты, где тыс.хм Рис. 48, в. План скоростей в точках достижения нулевой полной энергии (построение выполнено без учета земной тени). их направление точно совпадает с вектором скорости, и постав- лен ребром к Солнцу в той точке, где движется в точности им на- встречу. На рис. 48, а, б показаны траектории разгона с помощью солнечного паруса наилучшей конструкции, управляемого как
$ 10] ОРИЕНТАЦИЯ И СТАБИЛИЗАЦИЯ СПУТНИКОВ 137 указано выше, при старте со стационарной орбиты спутника (пе показана), когда максимальное ускорение от тяги равно 0,001 g (диаметр паруса 2,4 илИ). Чрезвычайно долгое время раз- гона на рис. 48, б объясняется неудачным моментом старта (па 3 часа раньше, чем на рис. 48, а). Следует подчеркнуть, что парус (в частности, и плоский!) должен работать и там, где он движется почти точно навстречу Солнцу: энергия корабля будет возрастать, хотя и гораздо медленнее, чем вблизи перигея. Такое управление плоским парусом на слабо вытянутых витках близко к равномер- ному его поворачиванию — пол-оборота паруса за одип виток (обе стороны паруса предполагаются отражающими). Как видно из рис. 48, в, положение точки достижения нулевой полной энергии сильно зависит от расположения точки старта на начальной (в данном случае стационарной) орбите. Можно также видеть, что направление движения к границе сферы действия Земли не может быть произвольным. Оно определяется направ- лением обращения по начальной орбите. Закон равномерного вращения паруса «с половинной угловой скоростью» принимается во многих работах. Вот данные одного из расчетов: радиус начальной орбиты 7250 км, максимальное ускорение от тяги 0,44 *10"2 м/сек2 (полезная нагрузка 0,1 иг, поверхностная плотность паруса 0,2 лгг/слг2, диаметр его 1,12 км), время разгона 112 сут, причем парусник перед уходом проходит апогей на расстоянии 610 000 км 12.16]. Однако в этой работе вовсе не принимаются во внимание заходы в тень Земли, а они увеличивают время разгона (в работе [2.15] учитывалось даже наличие земной полутени, хотя из-за большой высоты начальной орбиты заходы в тень были очень редки). Заметим, что возможен разгон солнечного парусника и в плос- кости, в которой вовсе не происходит захода в тень Земли. § 10. Ориентация и стабилизация спутников Если спутник не обладает системой ориентации, то после выво- да на орбиту он совершает сложное вращательное движение типа «кувыркания» под действием аэродинамических, гравитационных, магнитных, радиационных сил. Характер вращения спутника может постепенно изменяться. Например, цилиндрический спут- ник, получивший в момент отделения от ракеты-носителя вра- щение вокруг продольной оси, стремится с течением времени начать вращаться вокруг поперечной оси, наподобие пропел- лера. Для замедления первоначального беспорядочного вращения спутпика часто используется воздействие магнитного поля Земли [2.17]. В частности, если установить на борту спутника мощный
138 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ [ГЛ. В постоянный магнит, закрепленный в подшипниках, создающих большое трение, то стремление магнита стабилизироваться в маг- нитном поле заставит вращающийся вокруг своей оси спутник быстро затормозиться (при этом сильно нагреваются подшипники). Такая система успешно использовалась в советском астрономичес- ком спутнике «Космос-215». Управление угловым положением (ориентацией) спутников осуществляется с помощью реактивных сопел, о чем рассказыва- лось в § 5 гл. 3. В системе ориентации могут применяться инфра- красные датчики, улавливающие тепловое излучение земной поверхности и таким путем обнаруживающие линию горизонта, а следовательно, и определяющие местную вертикаль. Подобная система стабилизации используется в американских метеороло- гических спутниках серии «Нимбус», телевизионные камеры кото- рых должны все время смотреть на Землю. Наиболее простым способом стабилизации служит сообщение спутнику вращения вдоль оси симметрии. Благодаря гироскопи- ческому эффекту ось спутника, несмотря на возмущения, будет стремиться сохранить неизменным свое направление относи- тельно звезд. Но не относительно Земли! Именно таким способом были ориентированы американские метеорологические спутники «Тирос». В результате спутники не кувыркались, что позво- лило получить десятки тысяч фотографий облачности Земли, но на половине орбиты камеры могли фотографировать только небо! В последнее время находит распространение пассивный метод ориентации спутника по вертикали, основанный на существовании градиента гравитации. Спутник вытянутой формы стремится повернуться вокруг своего центра масс таким образом, чтобы его продольная ось расположилась вертикально. Это происходит от того, что конец спутника, более удаленный от Земли, притя- гивается Землей слабее, чем менее удаленный. Если при выводе спутника на орбиту сообщить ему медленное вращение, при котором он будет совершать один оборот вокруг центра масс за время одного облета Земли, то спутник будет двигаться вокруг Земли, располагаясь по вертикали, подобно Луне, повернутой к Земле все время одной своей стороной (это объясняется тем, что Луна также несколько вытянута вдоль линии Земля — Луна). Если же вращение сообщено спутнику не точно, то он начнет совершать колебания относительно вертикали, которые придется гасить специальными приспособлениями. Так как реальные спутники обычно не имеют вытянутой формы, то их снабжают складной штангой длиной в несколько метров (или даже десятков метров) с массой на конце, которая разворачи- вается в космосе в направлении центра Земли или в противо- положную сторону. Штанга снабжается пружиной для гашения
* 101 ОРИЕНТАЦИЯ И СТАБИЛИЗАЦИЯ СПУТНИКОВ 139 колебаний. Наконец, стабилизатор может представлять собой длин- ный стержень с двумя массами на концах, гибко связанный по- средине с корпусом спутника [2.17, 2.18]. Система гравитационной стабилизации успешно действовала на американских спутниках «Траак», «Транзит» (рис. 49, б), «Эксплорер-38» (стержень стабилизации имел длину 165 ле), спут- никах серии «АТС». Рис. 49. Спутники, снабженные системами гравитацион- ной (а, б) и аэродинамической (в) стабилизации: а) нави- гационный спутник США «1963 22А»; б) исследователь- ский спутник США «Траак»; а) советский метеоспутник «Космос-149». К числу пассивных методов относится аэродинамическая ста- билизация. Продольная ось спутника может быть ориентирована в направлении его полета, если расположить в хвостовой части спутника стабилизатор, обладающий большей «парусностью», чем сам спутник (по принципу оперенной стрелы). Системой аэро- динамической стабилизации был снабжен советский метеороло-
140 АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИИ В ОКОЛвВВМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ (ГЛ. В гический спутник «Космос-149», запущенный 21 марта 1967 г. (рис. 49, в). При этом стабилизация спутника по крену (устранение поворота вокруг продольной оси) достигалась дополнительно с помощью двух гироскопов. Иллюминатор телевизионной аппа- ратуры спутника был в результате все время направлен на Землю [2.19]. Ориентация пилотируемых кораблей-спутников осуществляется посредством ручного управления. Космонавт может развернуть корабль произвольным образом по отношению к направлению свое- го полета. О направлении же этом он судит, наблюдая в иллюми- натор пробегание земных ориентиров и облачности, или по пока- заниям ионного датчика вектора скорости, как на корабле «Вос- ход-1».
Глава 6 ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ § 1. Космические летательные аппараты для полетов в околоземном пространстве Приведем некоторые статистические сведения о запусках искус- ственных спутников Земли и — для полноты картины — других космических объектов. Согласно данным, опубликованным в английском журнале «Spaceflight», том 15, № 6 за июнь 1973 г., па 31 декабря 1972 г. было произведено с начала космической эры 1218 запусков ракет- носителей, которые вывели на околоземные орбиты или направили в сторону Луны, или вывели за пределы сферы действия Земли 6605 различных космических объектов. Сюда, помимо спутников Земли и Солпца, несущих ту или иную аппаратуру, автоматичес- ких лунных и межпланетных станций и пилотируемых кораблей, входят также последние ступени ракет-носителей, части головных обтекателей ракет, отделившиеся отсеки лунных кораблей, раз- личные детали (только при взрыве последней ступени одной из американских ракет-носителей на орбиты вышло 450 осколков!) и т. п. Из указанного числа 3586 объектов вернулись па Землю (искусственно или естественно), опустились или упали па поверх- ности других небесных тел, а 3019 оставались на орбитах, в том числе 2859 — па околоземных, 64 — на орбитах искусственных спутников Солнца, 77 — на «барицентрических» орбитах (т. е. по-видимому, на орбитах спутников Земли после облета Луны; см. гл. 8), 16 — на окололунных и 3 — на орбитах вокруг Марса. На поверхностях небесных тел находился 171 объект, в том числе 149 — на Луне, 16 — па Венере и 6 — на Марсе. Но для науки имеют значение не все объекты, а лишь те, которые несут полезную нагрузку. По данным журнала «Interavia Air Letter», № 7925 за 1974 г., па 31 декабря 1973 г. на орбитах находилось 3037 объектов, в том числе 624 полезных нагрузки и 2327 вспомогательных объектов на околоземных орбитах и 46
142 ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ (гл. в полезных нагрузок и 40 вспомогательных объектов в дальнем космо- се. К этому времени сошли с орбит (вошли в плотные слои зем- ной атмосферы, спустились или упали на поверхности Луны, Ве- неры и Марса) 3972 объекта, в том числе 942 полезных нагру- зки и 3030 вспомогательных объектов. Сравнение данных из двух названных источников показывает, что регистрация космических объектов (а этим занимается за рубежом ряд организаций) мо- жет производиться по-разному. Неудивительно, что раздаются голоса о нежелательности даль- нейшего засорения космоса, если иметь в виду опасность «дорож- ных аварий» при будущих космических полетах человека. В насто- ящее время эта проблема еще не злободневна, хотя и советским и американским космонавтам уже случалось наблюдать пролетавшие мимо на некотором расстоянии спутники х). Заметим, кстати, что засорение некоторых диапазонов радио- частот сигналами отработавших спутников уже началось, и это заставляет предусматривать своевременное выключение радио- передатчиков спутников. (При запуске в 1958 г. крохотного аме- риканского спутпика Авапгард-1», снабженного солнечными батареями, об этой проблеме не задумывались, и бесполезные сигналы его радиомаяка, возможно, еще многие тысячи лет будут заполнять эфир.) Запускаемые в разных странах спутники с автоматической аппаратурой могут быть разделены по своему назначению на два больших класса: 1) исследовательские спутники, предназначенные для изучения верхней атмосферы, излучений, полей и вещества в околоземном пространстве и самой Земли; 2) спутники прикладного назначения, служащие для удовлет- ворения «земных» нужд народного хозяйства. Спутники первого класса крайне разнообразны. Некоторые из них специализированы, другие универсальны и обслуживают интересы различных паук (геофизики, астрофизики, астрономии, ядерной физики, биологии). Спутники прикладного назначения (метеорологические, связные, навигационные) также иногда об- служивают разные ведомства. В ряде случаев они несут па себе и некоторую исследовательскую аппаратуру. Указанное деление спутников в какой-то мере условно, так как сами научные исследования имеют прикладное значение. *) Чрезвычайно любопытные сведения о росте числа объектов па околозем- ных орбитах и о попытках прогнозирования этого роста читатель может почерпнуть в статье В. В. Базыкина [2.20]. В ней же обсуждаются пробле- мы, возникающие в связи с засорением околоземного пространства твердым веществом искусственного происхождения и атмосферы — выхлопными газами гигантских ракет-носителей. Математическим вопросам подобной статистики посвящены некоторые зарубежные публикации [2.21].
| й ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ СПУТНИКИ 143 Пилотируемые космические корабли-спутники в настоящее время гораздо менее разнообразны, но в будущем большие обита- емые орбитальные станции также, вероятно, дадут множество форм и разновидностей, о которых сейчас мы можем лишь дога- дываться. Наконец, можно предвидеть появление в околоземном космосе специальных пилотируемых и непилотируемых аппаратов, пред- назначенных для обслуживания и ремонта орбитальных стапций и автоматических спутников, для смены экипажей станции, для спасательных операций, для перемещений полезных нагрузок с одной орбиты на другую. В этой главе мы рассмотрим отдельные типы спутников с точки зрения главным образом зависимости их орбит и механических свойств движения от назначения. Рассказ о паучпой аппаратуре спутников, об их внутреннем устройстве и радиотелеметрических системах не входит в нашу задачу. В настоящее время спутник может быть запущеп на любую необходимую орбиту, если только его масса не слишком велика. I § 2. Исследовательские спутники Поле деятельности исследовательских спутников чрезвычайно велико. Вот неполный перечень гео- и астрофизических объектов исследования: — верхняя атмосфера и ионосфера (состав, плотность, кон- центрация заряженных частиц, изучение прохождения радио- сигналов спутника, полярные сияния); — инфракрасное излучение земной поверхности; — электростатический заряд Земли; — пояс радиации вокруг Земли; — магнитное поле Земли и межпланетное магнитное поле; — ионное облако, окружающее спутник; — космическое излучение, вариации его интенсивности, нали- чие тяжелых ядер в его составе, поиски гипотетических элементар- ных частиц «кварков», космическое излучение Солнца; — коротковолновое (ультрафиолетовое и рентгеновское) излу- чение Солнца и других небесных тел, распределение па небе источ- ников гамма-лучей; — радиоизлучение Солнца, звезд, галактик; — солнечный ветер (постоянное истечение солпечной плазмы со скоростью несколько сотен км/сек и плотностью несколько де- сятков частиц на кубический сантиметр); — микрометеориты (опасность их для космических полетов и эрозионное воздействие на оболочку спутпика). Исследовательские спутники (рис. 50, 51) осуществляют широкую программу исследований. Первым универсальным
144 ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ 1ГЛ. 6 Рис. 50. Советские исследовательские спутники: а) «Протон-1», 6) «Интеркосмос-1»; в) спутник для магнитных измерс ний; г) спутник для исследований верхних слоев атмо- сферы и солнечного излучения; 0) «Электрон-!»; е) «Электрон-2».
S 2] ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ СПУТНИКИ 145 Рис. 51. Иностранные исследовательские спутники: а) «Эксплорер-28» (США); б) «Экспло- рср-42» (США); в) «ОГО-1» (США); г} «Просперо» (Великобритания); б) «Ариэль-4» (Вели- кобритания, запуск ракетой СД1А); е) «ОСО-1» (США); ж) «ОАО-1» (США); а) «Пегас» (США; разворачивание панелей — детекторов метеоритов)*
146 ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ (ГЛ. 6 геофизическим спутником был третий советский спутник (1958 г.). К подобным спутникам относятся советские спутники серии «Космос», американские серий «Эксплорер» (рис. 51, а, б), «ОГО» («Орбитальная геофизическая обсерватория», рис. 51, в) и другие. К числу специализированных относятся советские тяжелые спутники типа «Протон» (рис. 50, а), предназначенные для изуче- ния космических лучей и взаимодействия частиц высоких энергий с веществом. 17-тонный «Протон-4», запущенный 16 ноября 1968 г., содержит 12,5 т научной аппаратуры и является самым массив- ным из исследовательских спутников. Полярные сияния были главным объектом исследований, про- водившихся с помощью спутников «Космос-261, -348» (в экспери- ментах участвовали ученые социалистических стран) и советских спутников серии «Ореол» (с советской и французской аппара- турой). Советские спутники «Космос-135, -163», американские «Экспло- рер-13, -16, -23, -46» и «Пегас-1, -2, -3» (рис. 51, з) являлись метео- роидными (спутники «Пегас» снабжались развертывающимися поверхностями для регистрации пробивания их метеоритами). Астрономические спутники снабжаются оптическими или радио- телескопами для наблюдения электромагнитных излучений небес- ных тел в различных диапазонах спектра. Такие спутники должны быть стабилизированы по трем осям или по крайней мере совер- шать очень медленное упорядоченное вращение. Примером астро- номической обсерватории может служить советский спутник «Космос-215», запущенный на низкую орбиту (261 ч- 426 км) в апреле 1968 г. Он был оснащен 8 небольшими телескопами, в том числе рентгеновским, и совершал один оборот вокруг своей оси за время от 40 мин до 1 ч. В США запускаются астрономические спутники в сериях «САС» («Малый астрономический спутник) и «ОАО» («Орбитальная астрономическая обсерватория», рис. 51, ж). Первые снабжаются аппаратурой для исследования рентгеновских излучений и гамма- лучей, вторые — телескопами для исследований планет, звезд и галактик. Система стабилизации американского спутника «Копер- ник» из серии «ОАО» (запущен 21 августа 1972 г. на орбиту высо- той 739 ч- 751 км, масса 2220 кг) способна в течение часа обеспе- чивать расчетную точность 0,1* (в полете эта точность была даже превышена), т. е. телескопы спутника могли бы удерживать-» поло зрения баскетбольный мяч, находящийся на расстоянии 650 км. В 1976 г. ожидается запуск малого спутника на стационарную орбиту. В США планируется выведение в 80-х гг. па орбиту высо- той 650 ч- 780 км с помощью орбитального самолета оптического телескопа массой 9—11 т, длиной 12—16 м, с 4-метровым зеркалом. Ожидается, что с его помощью можно будет наблюдать планеты
5 21 ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ СПУТНИКИ 147 у ближайших звезд. Точность угловой стабилизации составит 0,005". Телескоп будет управляться наземным оператором. Спутники, снабженные радиотелескопами, могут иметь очень большие развертывающиеся антенны. Так, американский радио- астрономический спутник «Эксплорер-38», запущенный в июле 1968 г. на орбиту высотой от 5850 до 5858 км, имеет четыре антенны, каждая из которых может раздвигаться до 229 м. Особый вид астрономических спутников представляют солнеч- ные спутники, ориентирующиеся на Солнце. Таковы советские спутники «Космос-166, -200, -230», спутники «Иптеркосмос-1, -4, -7», «Интеркосмос-Коперник 500» с аппаратурой, разработанной в СССР, ГДР, ЧССР, американские «ОСО» («Орбитальные сол- нечные обсерватории»), западноевропейский спутник ТД-1А. Спутники, предназначенные для исследования пояса радиации, окружающего Землю, часто выводятся на большие вытянутые орбиты; это дает возможность получить «поперечный разрез» пояса радиации (советские спутники серии «Электрон», некоторые американские «Эксплореры»). Особенно высоки апогеи спутников, предназначенных для иссле- дования «магнитного шлейфа» Земли или невозмущенпого Землей межпланетного пространства (в частности, для изучения вспышек па Солнце), причем орбиты первых вытянуты в сторону, противо- положную Солнцу (апогей американского «Эксплорера-34» нахо- дился при запуске 24 мая 1967 г. на высоте 214 383 км), а орбиты других — примерно в сторону Солнца (апогеи советских спутни- ков серии «Прогноз», запущенных 14 апреля 1972 г., 29 июня 1972 г., 15 февраля 1973 г. — на высотах порядка 200 000 км, западноевропейских «Хеос-1» и «Хеос-2», запущенных 5 дека- бря 1968 г. и 31 января 1972 г., соответственно 223 428 и 238199 км). Американский спутник «Эксплорер-47» был выведен 23 сентября 1972 г. на орбиту высотой 201 599 + 235 639 км, пересекающую магнитный шлейф, по которой оп совершает оборот за 12,5 сут. Многие авторы рекомендуют помещать в будущем исследова- тельские спутники в треугольные точки либрации в качестве своеобразных «космических буев» [2,5]. К числу исследовательских спутников принадлежат также биоспутники, служащие для изучения воздействий условий косми- ческого полета на живые организмы — животные и растения. Главным фактором, интересующим при этом науку, является невесомость, но представляет интерес и воздействие радиации. Продолжительность воздействия невесомости при орбитальном полете пеограпичена. С этой точки зрения на орбите спутника Земли может быть промоделирован полет до любой планеты. Помимо значения таких испытаний для будущих полетов людей, они имеют и большое теоретическое значение, так как помогают выявить роль силы тяжести в развитии живых организмов.
148 ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ [ГЛ. в Специально биологическими были второй советский спутник со знаменитой Лайкой на борту (первый биоспутник в истории), «Космос-110» (две собаки; 22-суточпый полет), «Космос-605» (лабо- раторные животные и другие объекты), американские спутники «Биос-2» (несколько миллионов экземпляров насекомых и расте- ний), «Биос-3» (макака; погибла после экстренного спуска, при- чина осталась невыясненной), «ОФО-1» (2 лягушки). Подопытные животные помещались на кораблях-спутниках при испытательных полетах, предшествовавших первым полетам людей (собаки и кро- лики — на советских спутниках, обезьяны — на американских). Исследовательские спутники позволили получить огромное количество ценнейшей научной информации, по даже беглое изло- жение полученных результатов потребовало бы слишком много места. § 3. Метеорологические спутники Метеорологические спутники снабжаются телевизионными каме- рами, обеспечивающими получение высококачественных снимков облачности в земной атмосфере. Они несут па борту инфракрасную аппаратуру для наблюдения облачности над ночной половиной Земли и измерения теплового баланса Земли. Орбиты метеорологических спутников располагаются на боль- шой высоте для обеспечения широкого обзора. Предпочтительны круговые орбиты, чтобы можно было получить фотографии в оди- наковом масштабе (это облегчает компоновку метеорологических карт) [2.221. Наиболее выгодны, очевидно, полярные и почти полярные орбиты, но весьма полезны также спутники на орбитах с малым наклоном, так как в тропическохМ поясе зарождаются ураганы. Математически доказано, что минимальное число спутников в системе непрерывного обзора всей земной поверхности (над горизонтом любого пункта поверхности всегда находится мини- мум один спутник) равно пяти [2.231. Для глобального обзора земной поверхности подходят спутники с высокими апогеями, а также стационарные спутники. Подобные наблюдения проводились с помощью советских спутников «Мол- ния-1» с высоты 30—40 тыс. км и с помощью американских ста- ционарных спутников типа «АТС». В октябре 1973 г. должен был быть запущен первый из трех метеоспутников глобальной системы США на стационарной орбите. К специально метеорологическим спутникам относятся ряд советских спутников серий «Космос» и «Метеор» (рис. 52, а), образовавших космическую систему «Метеор», американские спутники серий «Тирос», «Нимбус» (4 поколения), «Эсса», «Итос» (рис. 53, а, б) и другие.
I tl МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИЕ СПУТНИКИ 149 Рис. 52. Советские прикладные спутники: а) «Метеор»; б) «Мил- ния-1»; в) «Космос-97».
150 ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ [ГЛ. в Рис. 53. Американские прикладные спутники: а) «Итос-1»: б) «Нимбус»: в) «Интелсат-IV»; г) контейнер с «иголками») (проект «Вест Форд»); д) «Транзит-4А», «Греб-3», «Инджун-1» (запускались одной ракетой); е) «Анна-1 В»; ж) «Секор»; а) «Эртс-1»; и) «Вела-Хоутел».
$ 41 СПУТНИКИ связи 151 Важность точного предсказания погоды для сельского хозяй- ства и воздушного транспорта делает запуски метеоспутников экономически рентабельными. Предупреждения об ожидающихся ураганах уже спасли тысячи человеческих жизней. § 4. Спутники связи Спутники связи (рис. 52, б, 53, а, г) служат для ретрансляции радио- и телевизионных сигналов между удаленными пунктами земной поверхности. Особое значение это имеет для телевизионных пере- дач, которые, как известно, распространяются только в пределах прямой видимости. Спутник связи представляет собой ретрансля- ционную станцию (подобную радиорелейным вышкам), подня- тую высоко над Землей. Для осуществления передачи необходимо, чтобы спутник был виден одновременно из пунктов передачи и приема. Пассивный ретранслятор представляет собой, по существу, зеркало, отражающее радиосигнал. Примером пассивного ретран- слятора может быть «пояс иголок» (стр. 99, 119). Два таких поляр- ных пояса могут обеспечить глобальную радиосвязь. Пассивными ретрансляторахми были американские спутники «Эхо-1» и «Эхо-2» — надувные сферические оболочки, покрытые слоем отражающего металла. Наиболее перспективны, однако, активные ретрансляторы, имеющие на борту приемно-передающие устройства, что резко повышает уровень принимаемого сигнала. В принципе должен стать возможным непосредственный прием радио- и телепередач со спутников на обычные приемники, но сейчас передачи ретранс- лируются далее наземными усиливающими станциями. Ориентация спутника обеспечивает точное направление на наземную станцию параболической антенны. Возможны различные системы спутников связи. На рис. 54 изображена схема радиосвязи через советский спутник «Молния-1», имеющий эллиптическую орбиту с апогеем (высота 40 000 км) над северным полушарием. Период обращения спутника 12 ч, что обеспечивает его регулярное появление над территорией Советского Союза (синхронный спутник, см. § 8 гл. 4). При этом в течение И ч в окрестности апогея смещение спутника по долготе не превышает 10°. На нечетных витках зона видимости спутника охватывает Азию, Европу, северо-восточную Африку, на четных — западную часть СССР, Европу, часть территории США и Канады. Продолжительность сеансов связи между пунктами каждой зоны составляет 6—8 ч в сутки [2.241. Эллиптическими были и орбиты американских связных спут- ников серий «Реле» и «Тельстар».
152 ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ (ГЛ. • Советские спутники связи серий «Молния-1» и «Молния-2» несут регулярную службу телевидения и дальней телефонно-теле- графной связи на всей территории Советского Союза и служат Рис. 54. Схема радиосвязи через спутник «Молния-1»: 1 — зона радиовидимости (огра- ничена пунктиром); 2 — наземные станции радиосвязи. международному сотрудничеству. Система связи из нескольких спутников, движущихся один за другим по одной орбите, может обеспечить регулярные пере- дачи, хотя и неглобального характера. Примером могут служить выводившиеся в США в 1966 и 1967 гг. системы из 8 спут- ников на одной круговой экваториальной орбите высо- той примерно 33 600 км (ниже стационарной). Почти глобальная система связи может быть создана с помощью трех стационарных спутников, разделенных при- мерно равными расстояния- ми. Она не охватывает только две сравнительно небольшие полярные зоны. Стационарные спутники располагаются над Тихим, Атлантическим и Индийским океанами, обеспечивая по- стоянную связь между всеми обитаемыми материками. Та- ковы спутники США серий «Синком», «Эрли Берд», «Ин- телсат» (4 поколения), «АТС», а также английские серий «Скайнет-1» и «Скайнет-2», канадские «Аник-1», «Аник-2»1), запущенные американскими ракетами. Стационарные спутники связи наиболее удобны для непосред- ственного телевизионного вещания (без наземной ретрансляции), так как не требуют следящих антенных устройств. Такое вещание может стать технически возможным в ближайшее десятилетие (тре- буются модернизация телеприемников и увеличение мощности пере- датчиков на спутниках). При этом необходимо решение ряда юри- дических и организационных проблем в международном масштабе. Система из нескольких специально оборудованных стационар- ных спутников может быть использована в качестве системы связи и слежения за пилотируемыми и непилотируемыми спутниками. Преимущество такой системы перед наземной в том, что она может 1) Эти два спутпика, один из которых резервный, обслуживают только тер- риторию Канады, Третий, запасной, спутник находится на Земле,
ft e] ДРУГИЕ ПРИКЛАДНЫЕ СПУТНИКИ 153 обеспечить непрерывное наблюдение и постоянную связь со спут- никами (в частности, постоянную радиотелефонную связь с космо- навтами). По мнению американских специалистов, такая система должна позволить более точно, чем наземная, определять коорди- наты спутника в момент его выхода на орбиту. По планам NASA она может быть создана в середине 70-х годов [2.25]. Подобная спут- никовая система удобна также для контроля трансокеанских авиалиний (проект международной системы «Аэросат»). По мнению западных специалистов стационарные спутники, видимо, найдут применение для связи с торговыми и военными судами (западноевропейский проект «Маротс», американские про- екты «Гэпсатком», «Флитсатком»). § 5» Навигационные спутники Навигационные спутники служат для точного определения геогра- фических координат судов и самолетов. Радиотехническими мето- дами определяется положение корабля относительно спутника в нескольких точках его орбиты. Орбита спутника и «расписание» его движения по ней известны с очень большой точностью. Соответствующие данные хранятся в бортовом запоминающем устройстве, и они регулярно обновляются и уточняются специаль- ными наблюдательными станциями, входящими в навигационную систему. После того как относительное расположение корабля (или самолета) и спутника определено, счетно-решающее устройство вычисляет географические координаты объекта. Таким путем, по сообщениям американской печати, удается определить местонахож- дение корабля на море с точностью до 180 м. Результат, недости- жимый иными методами навигации на море! В США для навигационных экспериментов использовались специальные спутники серии «Транзит» (рис. 53, 5). § 6. Другие прикладные спутники Прикладное назначение спутников не исчерпывается их исполь- зованием в метеорологии, связи и навигации. Спутники успешно используются для геодезических измере- ний. С их помощью удается осуществить «привязку» отдельных пунктов земной поверхности, т. е. точно измерить расстояние меж- ду ними (в частности, уточнить расстояние между материками). Геодезический спутник, орбита которого точно известна, наблю- дается одновременно на небесной сфере из нескольких наземных пунктов. Координаты одних из этих пунктов точно известны, координаты других следует определить. Таким образом, по своему назначению геодезические спутники родственны навигационным, и, действительно, навигационные спутники иногда используются
154 ИСПОЛЬЗОВАНИЕ искусственных спутников земли [гл. в с геодезическими целями. Специально геодезическими являются американские спутники типов «Анна», «Секор» (рис. 53, е, ж), «Геос», «Пагеос-1», «Эксплорер-22», французский «Пеол». Геодезические спутники снабжались лампами, дающими при вспышках яркость в миллионы свечей («Липа»), или имели грани, хорошо отражающие лучи лазера, либо надувную оболочку, отра- жающую солнечные лучи («Пагеос-1»). Они запускались па круго- вые или почти круговые орбиты. Родственны метеорологическим океанографические спутники, служащие для наблюдения движения волн в океане, состояния льдов и т. п. Аппаратура советского спутника «Космос-243» давала возможность обнаруживать лед на поверхности морей и океанов. За одни сутки полета этого спутника была исследована граница льдов в южном полушарии вокруг Антарктиды. Родственны спутникам связи и спутники для сбора данных. Их цель — собирать данные автоматических станций, плавающих в океане, на полярных льдах, и даже сигналы микрорадиопере- датчиков, находящихся на животных (белые медведи, олени, киты), миграции которых изучаются. 23 июля 1972 г. в США был запущен первый специализирован- ный спутник для изучения природных ресурсов Земли «Эртс-1» массой 909,8 кг (рис. 53, з). Проект «Эрте» предусматривает использование двух спутников в сложной наземпо-космической системе. Каждый спутник не только изготовляет и передает на Землю ежесуточно более 50 000 черно-белых и цветных фотогра- фий земной поверхности в разных участках спектра г), но и ретранс- лирует многочисленную информацию, получаемую из трудно- доступных мест на Земле. Система коррекции должна точно удер- живать спутник «Эртс-1» на расчетной орбите высотой 912,5 км, наклоном 99,06°, периодом обращения 103 мин. Эта орбита является солнечно-синхронной и, кроме того, синхронной по отношению к вращению Земли: спутник появляется над одними и теми же пунктами каждые 18 суток. Спутники-инспекторы будут служить для опознания спутников, для проверки их исправности и т. п. Наконец, на спутниках в условиях космического пространства могут испытываться различное оборудование и материалы. Напри- мер, на советском спутнике «Космос-97» (рис. 52, в) испытывался в условиях невесомости, естественного* вакуума и других факторов квантовый генератор. Спутники могут использоваться и для отра- ботки наземного оборудования. Так, американские спутники «Серкал», «Тетр», «Радкэт» применялись в качестве пассивных мишеней для калибровки радиолокаторов. х) Спутник заставил внести исправления на картах. Африки и Южной Аме- рики. Оказалось, что Амазонка течет «не так».
$ 7] ОБИТАЕМЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ СТАНЦИИ 155 В будущем можно ожидать создания орбитальных энергостан- ций на стационарной орбите, преобразующих солнечную энергию в электрическую, аккумулирующих ее и передающих затем на Землю по радио (или, возможно, с помощью лазерных лучей). Для этого потребуется управление в космосе огромными механи- ческими системами х). Теоретическая разработка таких станций еще только начинается [2.261, но их роль в будущем трудно пере- оценить, особенно с точки зрения борьбы с загрязнением окружа- ющей среды. Предлагалась также ретрансляция энергии, преобра- зуемой из солнечной в земных пустынях, через стационарный спутник в индустриальные области. § 7. Обитаемые орбитальные станции Пилотируемые одно-, двух- и трехместные космические корабли- спутники и станции, запускавшиеся в 1961—1973 гг. в СССР и США, выводились на сравнительно низкие орбиты. Максималь- ная высота, достигавшаяся при орбитальном маневре корабля «Джеминай-11» в сентябре 1966 г., составляла 1370 км. Наибольшая продолжительность пребывания в космосе — 84 сут 1 ч 16 мин — была достигнута третьим экипажем американской станции «Скай- лэб» в ноябре 1973 г. — феврале 1974 г. В будущем, вероятно, станут возможными продолжительные полеты людей на более высоких орбитах, внутри пояса радиации (потребуется выведение на орбиту тяжелой защитной оболочки), хотя сейчас не очень ясна их цель. Эволюция пилотируемых кораблей-спутников естественно при- вела к созданию больших обитаемых орбитальных космических станций, функционирующих в течение длительного времени, с периодически сменяемым экипажем. Прообразом орбитальной станции явился советский косми- ческий корабль-спутник «Союз-3», выведенный на орбиту 26 октя- бря 1968 г. и пилотировавшийся летчиком-космонавтом Г. Т. Бере- говым (рис. 55). Корабль имел два жилых помещения — кабину космонавта, в которой космонавт помещался при выходе на орбиту, при спуске и при совершении различных орбитальных маневров, и орбитальный отсек, предназначенный для работы, отдыха, при- ема пищи и т. д. Приборно-агрегатный отсек корабля содержал в герметической части системы дальней радиосвязи и радиотеле- метрии, приборы системы ориентации и управления движением со счетно-решающими устройствами, а в негерметичной части — х) Вот предполагаемые размеры для орбитальной станции мощностью 10 млн. кв/nt размеры солнечного коллектора на орбите 8x8 лм, передающей радиоантенны 1 6 х 1,6 л-.м, принимающей наземной антенны 10 X 10 км (Spaceflight, v. 14, № 10, 1972).
1М ИСПвЛЬЗОЪАНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ 1ГЛ. в два ЖРД (в том числе резервный), каждый с тягой по 400 кГ, позво- лявших осуществлять подъем до высоты 1300 км. После экспери- ментов по сближению с кораблем «Союз-2» и маневрированию вблизи него космонавт выполнял различные научные и техниче- ские исследования. 16 января 1969 г. в результате ручной стыковки советских космических кораблей «Союз-4» и «Союз-5» была создана первая экспериментальная орбитальная станция, на которой находилось Рис. 55. Космический корабль «Союз»: 1 — кабина космонавта; 2 — орби- тальный отсек; 8 — место для отдыха; 4 — входной люк; 5 — рабочее место космонавта; б — приборно-агрегатный отсек; 7 — солнечные батареи. 4 человека экипажа (рис. 56, а). Станция включала четыре жилых отсека общим объемом 18 №, обеспечивавших выполнение большого комплекса научных исследований, наблюдений и экспериментов. При выходе в космос двух космонавтов, совершавших переход из одной части станции (корабля «Союз-5») в другую (корабль «Союз-4»), выполнялись монтажно-демонтажные работы на орбите. Этот переход представлял интерес и как репетиция смены экипажа будущих станций или спасательных операций. Шагом вперед на пути создания постоянной орбитальной стан- ции явился совместный полет кораблей «Союз-6», «Союз-7» и «Союз-8», выведенных на околоземную орбиту 11, 12 и 13 октября 1969 г. Общая продолжительность эксперимента составила 7 суток, причем каждый корабль провел на орбите 5 суток. Во время группового полета проводилось взаимное маневрирование кораб- лей на орбите, научное наблюдение и фотографирование геолого- географических объектов Земли, а также исследование ее
§ 7] ОБИТАЕМЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ СТАНЦИИ 157 Рис. 56. Советские экспериментальные орбитальные станции: а) состы- кованные корабли «Союз-4» и «Союз-5»; б) стыковка корабля «Союз» со станцией «Салют» (рисунки).
158 ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ (ГЛ. 6 атмосферы с целью отработки методики использования полученных данных в на pi дном хозяйстве. В частности, определялись границы распространения льда и снега, изучались отражательные свой- ства лесных массивов, пустынь и других участков земной поверх- ности. Проводились эксперименты по определению мест залегания полезных ископаемых. Аналогичные исследования были продолжены во время 425- часового полета корабля «Союз-9» 1—19 июня 1970 г. Космонавты А. Г. Николаев и В. И. Севастьянов провели, в частности, сов- местные эксперименты со спутником «Метеор» и кораблем на море, а также с самолетами геологической разведки. 19 апреля 1971 г. была выведена на орбиту высотой 200 -г- -т- 222 км и наклоном 51,6° советская научная станция «Салют». 23 апреля стартовал корабль «Союз-10», который совершил двух- суточный долот совместно со станцией «Салют» и в течение 5 чЗОмин был состыкован с ней. 6 июня 1971 г. стартовал корабль «Союз-11», который 7 июня состыковался со станцией «Салют» (рис. 56, б). Образовавшаяся система представляла собой большую орбитальную станцию общей массой свыше 25 т, длиной 20 м, максимальным диаметром 4 м и объемом около 100 м3. На борту станции находилось огромное количество разнооб- разной научной аппаратуры, в частности, астрофизическая обсер- ватория «Орион», содержавшая телескопы и иное научное обору- дование, а также многочисленные приспособления для создания комфортных условий жизни и работы космонавтов. Экипаж стан- ции осуществил большую программу исследований. Были испы- таны и отработаны новые системы управления, осуществлены геолого-географические, гляциологические, метеорологические наблюдения, астрофизические и медико-биологические исследо- вания 12.27]. 29 июня корабль «Союз-11» был отстыковал от станции «Салют» и 30 июня кабина космонавтов совершила нор- мальный спуск и плавное приземление в заданном районе. Однако аварийная разгерметизация спускаемого аппарата привела к тра- гической гибели космонавтов Г. Т. Добровольского, В. Н. Волкова, В. И. Пацаева. Оставшаяся на орбите станция «Салют» функци- онировала еще несколько месяцев в автоматическом режиме и прекратила существование после ввода ее в атмосферу над Тихим океаном. 27 сентября 1973 г. был запущен корабль «Союз-12» с экипа- жем из двух человек. В течение двух суток полета проводились испытания и проверка усовершенствованных бортовых систем. Во время 8-суточпого полета корабля «Союз-13», стартовав- шего 18 декабря 1973 г., проводились, кроме того, астрофизичес- кие наблюдения, изучение природных образований на террито- рии СССР, медико-биологические исследования.
8 7] ОБИТАЕМЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ СТАНЦИИ 159 На 1975 год намечена стыковка в космосе советского корабля серии «Союз» с основным блоком американского корабля «Апол- лон» при посредстве переходника, изготовляемого в США. 14 мая 1973 г. была выведена на орбиту высотой 435 км и накло- ном 50° американская орбитальная станция «Скайлэб», массой 77 т (включая 26 т расходуемых запасов). Ракетой-носителем служила «Инт-21», т. е. «укороченная» лунная ракета «Сатурн-5» (ее две первые ступени). Станция состояла из следующих четырех основных частей (рис. 57): 1) главный блок длиной 15 ле и диаметром 6,5 ле, представляю- щий собой переоборудованную третью ступень S-IVB ракеты Рис. 57. Орбитальная станция «Скайлэб»: 1 — главный блок) 2 — панели с солнечными элементами, з — приборный отсек; 4 — шлюзовый отсек; 5 — стыковочный отсек; 6 — причалы; 7 — астрономический блок; 8 — система его крепления; 9 — командный отсек основного блока корабля «Аполлон»; 10 — его служебный отсек. «Сатурн-5» (см. § 5 гл. 11), водородный бак которой разделен решет- чатой перегородкой на лабораторный (передний) и бытовой (задний) отсеки; решетка служит полом для обоих отсеков (космонавты ходят по нему, цепляясь за ячейки каблуками ботинок); 2) универсальный стыковочный переходник с двумя прича- лами — продольным и запасным поперечным, содержащий пульт управления различными бортовыми системами; 3) шлюзовая камера с люком для выхода в открытый космос, содержащая также некоторые вспомогательные системы; 4) блок ATM («Apollo Telescope Mount») с астрономической аппаратурой (главным образом телескопы для наблюдения Солнца), собственной энергетической установкой и силовыми гироскопами системы стабилизации (точность системы 2,5"); блок управляется дистанционно из стыковочного переходника; оп спроектирован на базе взлетной ступени лунного посадочного отсека корабля «Аполлон». В процессе выведения станции из-за вибраций преждевременно отошел от корпуса метеорный и теплозащитный экран, обломки
160 ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ |НЯ. в которого затем уничтожили одну из двух панелей солнечных бата- рей главного блока и не позволили раскрыться второй панели. 25 мая 1973 г. корабль «Аполлон», запущенный ракетой-носи- телем «Сатурн-1 В», доставил на станцию «Скайлэб» первый эки- паж из трех человек. Вместе с пристыкованным кораблем «Апол- лон» масса станции теперь составляла 90 т, длина — 35 м, объем помещений с искусственной атмосферой — более 300 м3. Экипаж произвел ремонт станции: был установлен наружный экран, приостановивший нагрев станции, и при выходе в космос удалось раскрыть уцелевшую панель солнечных элементов, что разрешило энергетический кризис на борту. После 28 сут 49 мин пребывания в космосе экипаж 22 июня вернулся на Землю в том же корабле «Аполлон», который доставил его на станцию. Второй экипаж прибыл на станцию «Скайлэб» 28 июля 1973 г. и провел на ней 59 сут, вернувшись на Землю 26 сентября. Маневрирование при спуске производилось с помощью марше- вого и двух из четырех блоков вспомогательных двигателей основ- ного блока корабля «Аполлон» (см. § 5 гл. И), так как из двух дру- гих блоков один вышел из строя еще при стыковке 28 июля, а дру- гой — 2 августа. 16 ноября 1973 г. на станцию «Скайлэб» прибыл третий эки- паж (как и предыдущие, из трех человек), возвратившийся на Землю 8 февраля 1974 г., после 84-суточного полета. Три экипажа успешно выполнили обширные программы, вклю- чавшие медико-биологические, эксплуатационные, технические эксперименты и, самое главное, ценные исследования природных ресурсов Земли и астрофизические наблюдения, включая уникаль- ные наблюдения Солнца, а также кометы Когоутека в момент прохождения ее через перигелий в конце декабря 1973 г. — на- чале января 1974 г. (Обработка полученных данных может по- требовать десятков лет.) Немало времени было затрачено на ремонтные работы внутри и вне станции. Первоначальные американские планы предусматривали «мок- рый» вариант запуска станции «Скайлэб», при котором ее отдель- ные блоки должны были выводиться на орбиту с помощью ракет «Сатурн-1 В». Вторая ступень S-IVB одной из них должна была на орбите освободиться от остатков топлива и сжатых газов и в результате переоборудования (частично на Земле, частично в космосе) превратиться в главный блок станции. Но наличие мощной ракеты «Сатурн-5», «сухая» третья ступень S-IVB которой могла бы выйти на орбиту в качестве полезной нагрузки, заставило предпочесть иной, более простой вариант. Однако в будущем, вероятно, будет обычно использоваться принцип создания больших орбитальных станций из стандартных «моду- лей», выводимых на орбиту транспортными космическими кораб- лями (см. ниже).
$ 7] ОБИТАЕМЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ СТАНЦИИ 161 Из того, что выше говорилось о работе экипажей кораблей серии «Союз» и станций «Салют» и «Скайлэб», можно вынести пред- ставление о характере задач, которые призваны решать персо- налы нынешних и будущих орбитальных станций. Для осущест- вления постоянных метеорологических и океанографических исследований важнейшее значение имеют методы космического фотографирования и космической спектрофотометрии [2.28]. Анализ высококачественных черно-белых и цветных фотографий позволяет уточнить топографические, геологические, гидрологические, гля- циологические, геоботанические, сельскохозяйственные и другие карты в масштабе 1:1 000 000. Оказываются возможными наблю- дения айсбергов, тепловых потоков, прогноз паводков весной, легко различимы элементы ледников, детали наземного и даже подводного рельефа, отдельные типы горных пород, детали расти- тельного покрова (пустыни, саванны, леса, степи и т. д.) и его изменение (олиствение, листопад, подсыхание трав, заражение насекомыми-вредителями, изменение влажности почвы). Из кос- моса могут обследоваться пастбища, определяться косяки рыб (их местоположение часто зависит от температуры воды в океане) и т. д. Особенно важна возможность наблюдения земной поверх- ности в разных участках спектра, в частности в инфракрасных лучах и в радиодиапазоне. Большое значение имеют астрофизи- ческие наблюдения. Наблюдая земную поверхность или небо из космоса, человек, в отличие от бесстрастного автомата, способен отделить главное от второстепенного и тем самым отсечь неинтересные сведения, чтобы передать более важные, когда пропускная способность радиоканала ограничена. Что и говорить, возможности челове- ческого интеллекта (сейчас по крайней мере) неизмеримо выше способностей самых совершенных кибернетических устройств. Но на каждый килограмм массы космонавта приходится от 5 до 10 кг массы различного оборудования, входящего в состав системы жизнеобеспечения; вследствие этого стоимость пилотируемого спутника во много раз выше стоимости автоматического. Между тем о метеоспутниках и спутниках связи уже сейчас можно гово- рить как об экономически рентабельных. В будущем, несомненно, автоматические спутники будут суще- ствовать наряду с орбитальными станциями. Крупные станции будут сопровождаться автоматическими спутниками, находя- щимися, так сказать, под рукой на случай возможной неисправ- ности. В некоторых случаях аппаратура таких спутников просто пе сможет находиться на борту станций (например, телескоп, когда станция вращается; см. ниже). В печати серьезно обсуждаются перспективы создания «орби- тальных заводов», где будут производиться в специфических условиях космоса (глубокий вакуум и невесомость) материалы, 6 В. и. Левантовский
162 ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ [ГЛ. в изготовление которых на Земле невозможно. Условия вакуума благоприятствуют изготовлению деталей электронной аппаратуры и вакцин особенно высокой чистоты. Производство некоторых лекарств в больших количествах (в случае, например, эпидемий) возможно на борту орбитальной станции, так как, по-видимому, невесомость способствует быстрому размножению бактерий (на это указывают эксперименты на биоспутпиках). Невесомость позволяет в принципе получить более однородные смеси жидких металлов, т. е. сплавы особенно высокой чистоты, а также металло- керамические материалы; оказывается возможным изготовление шарикоподшипников идеальной сферической формы, а также полых сфер без единого наружного шва, выращивание идеальных монокристаллов больших размеров, изготовление стекла с осо- быми оптическими свойствами [2.29]. В октябре 1969 г. на корабле «Союз-6» был впервые проведен эксперимент по сварке в условиях невесомости. Сварка происхо- дила в разгерметизироваппом орбитальном отсеке корабля, а пульт дистанционного управления сваркой размещался в кабине корабля «Союз-6». Поговаривают о возможности использования спутников в каче- стве «орбитальных больниц», так как, по-видимому, невесомость может оказать благоприятное влияние па лечение некоторых болезней [2.30]. Наконец, орбитальные станции сыграют важнейшую роль в решении специфических задач подготовки и осуществления межпланетных полетов. Отработки различных маневров, в част- ности сближений и стыковок, тренировки в космосе вне стен станций, отработка методов сборки конструкций на орбите — все это возможно по-настоящему лишь в космосе. Особую роль сыграют обитаемые орбитальные станции в каче- стве подвижных стартовых платформ — станций на пути к Лупе и планетам. § 8. Искусственная тяжесть Пребывание человека на орбитальной станции может быть доста- точно продолжительным — педели и месяцы. Существуют серь- езные опасения в отношении вредного воздействия на ор- ганизм долговременной невесомости, а главное — последую- щего перехода к весомости. Большое количество регулярных физических упражнений помогло третьему экипажу станции «Скайлэб» «сохранить форму» после трехмесячпого пребывания па орбите, по не исключено, что предел возможного пребывания в состоянии невесомости уже достигнут. Наконец, очевидны неудоб- ства многих видов работ, связанные с невесомостью.
§ 81 ИСКУССТВЕННАЯ ТЯЖЕСТЬ 163 Казалось бы, простейшим методом создания искусственной тяжести может служить включение бортового ракетного двига- теля, но расчеты но формуле Циолковского (см. стр. 22) показы- вают, что для этого необходимо иметь на борту станции непомерно большое количество топлива. Например, если мы желаем только в течение часа поддерживать на борту станции постоянную пере- грузку с коэффициентом единица (т. е. нормальную силу тяжести), то при топливе, обеспечивающем скорость истечения 3,6 км/сек, его количество должно в 18 000 раз превышать массу самой стан- ции, и даже в случае половинной силы тяжести — в 134 раза! Мы не говорим уже о том, что всякое включение двигателя привело бы к изменению орбиты. Ракетный метод создания искусственной тяжести применяется на практике лишь для того, чтобы создать па короткое время с помощью вспомогательных двигателей небольшую перегрузку (с коэффициентом меньше единицы) и обеспечить тем самым работу маршевых двигателей ракеты-носителя после, например, пассив- ного участка полета при выведении спутника на орбиту (так называемая «гравитационная» осадка топлива). Реальный метод создания искусственной тяжести заключается в приведении станции во вращение вокруг оси, проходящей через центр масс. Для этого достаточно создать «пару сил» с помощью двух двигателей небольшой тяги, которые раскрутят станцию до необходимой угловой скорости и затем выключатся. Угловая скорость будет далее оставаться практически неизменной, если только внутри станции расстояния крупных масс от оси вращения по будут существенно изменяться, если прибывающие па станцию корабли будут причаливать только вблизи оси вращения, и т. д. На отдельные тела на борту станции будут действовать центро- бежные силы, прижимающие их к наружной стенке станции и тем самым обеспечивающие ощущение тяжести (указанная стенка будет играть роль поля). Ускорение искусственного поля сил тяжести будет при этом равняться со2г, где со — угловая ско- рость вращения, г — расстояние тела до оси вращения. Направле- ния кажущихся вертикалей будут при этом не параллельны, так как они пересекаются на оси вращения. Это будет особенно замет- ным, если длина помещения на станции того же порядка, что расстояние до оси вращения. Из трех человек, изображенных на рис. 58, а стоящими на плоском полу, двум крайним будет казаться, что они стоят па наклонной плоскости. Поэтому пол сле- дует делать вогнутым. Естественно придать орбитальной станции форму колеса, в «ободе» которого размещаются жилые кабины с искусственной тяжестью, а во «втулке», к которой причаливают прибывающие корабли, царит невесомость. Подобные формы станций («колесо», «кольцо», шестиугольник) предлагались в боль- шинстве проектов. 6*
164 ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ (гл. е При перемещениях людей и предметов на борту орбитальной станции будут наблюдаться из-за ее вращения своеобразные явле- ния, описываемые возникновением так называемой кориолисовой силы. При любом перемещении, происходящем не в направлении, параллельном оси вращения станции, на предмет будет действо- вать дополнительная сила, во многих случаях приводящая к боко- вому сносу. Кориолисова сила может затруднить передвижения Рис. 58. Искусственная тяжесть: а) колесообразная станция} б) вращение блоков, связанных тросом, вокруг общего центра масс С. космонавтов, вызвать неприятные ощущения при вращении голо- вой и т. д. Улучшить «качество» искусственной тяжести можно умень- шением угловой скорости вращения (кориолисова сила пропор- циональна угловой скорости), а чтобы при этом искусственная сила тяжести не уменьшилась, придется увеличить расстояние до оси вращения. Однако создавать колесообразные станции попе- речником в сотни метров неразумно. Проще соединить длинным тросом два космических корабля и привести их во вращение (рис. 58, б)х). Изменение длины троса (с помощью, например, лебедки) позволит регулировать искусственную силу тяжести. В частности, таким путем можно будет создавать на спутнике «марсианскую» или какую-нибудь иную тяжесть. В первом случае достаточно *) Этот метод был впервые предложен, по-видимому, А. А. Штернфельдом.
S 81 ИСКУССТВЕННАЯ ТЯЖЕСТЬ 165 при угловой скорости а) подобрать такую длину троса, чтобы соблюдалось условие ю2г = 0,38 g (g == 9,81 м/сек2) l). Постоянное вращение орбитальных станций песет в себе много неудобств. Сильно затруднены астрономические наблюдения, пре- вращается в серьезную проблему причаливание к станции транс- портных кораблей. В опубликованных современных американских Рис, 59. Долговременные орбитальные станции: а) проект станции фирмы «MDD»: б) проект станции фирмы «NAR» (на переднем плане — станция с панелями солнечных элементов, на заднем — пристыкованная ступень S-П; в) проект станции на 50 человек фирмы «NAR» (четыре жилых блока вращаются вокруг оси симметрии станции| слева — две ядерных энергетических установки). проектах долговременной орбитальной станции со сменным эки- пажем* из 12 человек, рассчитанной на 10-летний срок службы, вращение рассматривается как временная мера для создания искус- ственной тяжести в экспериментальных целях. Станция запус- кается (как предполагалось, в 1977—1979 гг.) на орбиту высо-. той 445—455 км и наклоном 55° целиком с помощью ракеты «Инт-21». По проекту фирмы «xMDD» (рис. 59, а) масса станции при запуске составляет 85 иг, длина 33,8 м, диаметр 10 м. Экипаж прибывает через сутки, а через месяц начинается эксперимент 1) Детальное изложение вопросов искусственной тяжести см, в брошюре 12.31].
166 ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ !ГЛ. 8 с искусственной тяжестью: передняя часть станции («модуль искусственной силы тяжести») отодвигается максимум на 36,5 м от «основного модуля» (его длина 15 м) за счет выдвижения части центрального туннеля, после чего вся станция начинает вращаться вокруг оси, перпендикулярной к оси симметрии и проходящей через общий центр масс, делая 4 об/мин. На 6 палубах станции воз- никает тяжесть различной интенсивности. По проекту фирмы NAR 6 членов экипажа прибывают на стан- цию через 4 суш после ее запуска. Па 6-е сутки станция пере- страивается, отделяясь и вновь стыкуясь со второй ступенью S-II ракеты-носителя (рис. 59, б), после чего вместе с этой сту- пенью приводится во вращение (4 об/мин). На четырех палубах возникает искусственная тяжесть с различным ускорением (от 0,3 g до 0,7 g). Эксперимент прекращается через 35 сут, после чего ступень S-II окончательно отделяется и входит в атмосферу [2.32, 2.331. Предполагалось, что в 1981 г. может быть начата сборка крупной орбитальной базы с экипажем свыше 50 человек с помощью серии запусков ракет «Ипт-21» (рис. 59, в) [2.33]. § 9. Многоразовые транспортные космические аппараты Безвозвратная потеря ракет-носителей при запуске или монтаже орбитальных станций, а также при запуске кораблей, достав- ляющих экипаж с Земли на станцию или со станции па Землю !), делает создание и обслуживание орбитальных станций делом чрезвычайно дорогим. Можно ли представить себе работу воздуш- ного транспорта, когда каждый рейс самолета закапчивался бы его полным разрушением даже при условии благополучного достижения места назначения пассажирами и экипажем? А между тем в ракетной технике пока что дело обстоит именно так! Сказанное полностью относится и к запускам автоматических спутников. Мало того, современная наземная техника использует многочислен- ные автоматические устройства, способные работать совершенно самостоятельно (вспомним, папример, системы управления атом- ными электростанциями), но только в космосе подобные устрой- ства находятся сейчас в условиях, когда малейшая неисправность может вывести из строя объект, стоящий десятки миллионов рублей 2), в то время как па Земле она могла бы быть устранена с помощью отвертки или паяльника. Не может быть и речи пи о 3) Кроме разве лишь небольшой части корабля — спускаемого аппарата, который в принципе может использоваться повторно. ) Стоимость американского спутника «Коперник» равна 81,6 млн. долл.; стоимость ракеты-носителя «Атлас — Центавр» вместе с расходами па за- пуск этого спутника составила дополнительно 12,9 млн. долл.
§ 91 МНОГОРАЗОВЫЕ ТРАНСПОРТНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ 167 каком профилактическом ремонте, ни о замене морально устарев- шей детали и т. д. Все это делает совремеппое космическое хозяйство с его и пилотируемыми, и автоматическими спутниками, если можно так выразиться, неестественно дорогим. Выход заключается в создании транспортной космической системы, использующей многоразовые летательные аппараты. Ниже излагается концепция такой сис- темы в соответствии с опубликованными планами американского космического ведомства NASA. Теоретически мыслимы различные схемы полностью или час- тично спасаемого транспортного космического корабля (ТКК) класса «Земля — орбита» — так называемого орбитального само- лета («космического челнока» — space shuttle). Его верхняя сту- пень, которая выходит на орбиту, должна обладать крыльями или по крайней мере несущим корпусохМ для планирующего спуска в атмосфере и горизонтальной посадки обычного самолетного типа. Большая скорость спуска обеспечивает хорошую маневрен- ность и большую боковую дальность орбитальной ступени даже при малом аэродинамическом качестве. Одна или две пиж- пих ступени могут быть крылатыми, по могут и спускаться на парашютах, причем старт с Земли может происходить как верти- кально, подобно ракете, так и горизонтально, подобно само- лету. Первая ступень может разгоняться с помощью ЖРД, РДТТ или ВРД. После достижения на высоте 40—50 км скорости порядка 3 км/сек верхняя ступень (в случае двухступенчатого варианта) отделяется, а нижняя разворачивается для возвращения на аэро- дром, причем на обратном пути могут использоваться турбореак- тивные двигатели (ТРД) самолетного типа. Верхняя ступень достигает па высоте порядка 75 км скорости примерно 7,8 км/сек, пролетает пассивно половину витка, после чего на высоте примерно 500 км скорость доводится до орбитальной [2.34]. Соображения экономической целесообразности заставили спе- циалистов американского Национального управления по кос- монавтике и аэронавтике (NASA) в 1972 г. принять следующую окончательную схему двухступенчатого ТКК в качестве основы для последующего проектирования. Приводимые данные соответствуют в основном состоянию разработки па весну (некоторые — на осень) 1973 г. [2.35—2.37]. ТКК (рис. 60) с начальной массой 1890 т и общей длиной 58,9 м стартует вертикально, причем одновременно включаются два подвесных РДТТ, составляющих первую, разгонную, сту- пень, и три маршевых ЖРД второй, орбитальной, ступени. Послед- няя черпает топливо (707,6 т кислорода и водорода) из подвес- ного бака длиной 50,5 м, диаметром 8,2 м (сухая масса 33,6 т). Длина каждого РДТТ 44,2 м, диаметр 3,6 м, начальная масса 512,6 т, тяга 1134 Т. Длина орбитальной ступени 38,1 м,
168 ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ (ГЛ. 6 Рис. GU. Транспортный космический корабль: а) старт» б) отделение разгонных РДТТ} в) выведение астрономического спутника; г) стыковка ракетной ступени и межпланетного аппарата, доставленных двумя ТКК; д) выведение на орбиту спутника с ракетной ступенью, предназначенной для транспортировки его на более высокую орбиту.
§ 91 МНОГОРАЗОВЫЕ ТРАНСПОРТНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ 169 размах крыла 25,6 ле, высота у стабилизатора 17,5 ле, сухая масса 68,2 т. Суммарная тяга маршевых ЖРД 552 Г, удельный импульс в вакууме 444 сек. РДТТ отделяются через 120 сек после старта на высоте 45 км при скорости 1,52 ч-1,55 км/сек и опускаются в океан па пара- шютах, что дает экономию в 2—3 млн. долл. Через 490 сек после старта подвесной бак отделяется от второй ступени и маршевые ЖРД выключаются. Бак, получив тормозной импульс от спе- циального небольшого двигателя в носовой части, падает в южной части Индийского или Атлантического океана. Вторая сту- пень с помощью жидкостных двигателей орбитального маневри- рования добирает недостающие 30 м/сек и выходит па орбиту с перигеем на высоте около 120 км. Новый импульс в апогее вы- водит ее па окончательную орбиту. Ступень возвращается на космодром с посадочной скоростью 300 км/ч и может быть ис- пользована до 500 раз. Она способна совершать боковое манев- рирование при спуске на 2000 км в обе стороны. Полезная нагрузка орбитального самолета при высоте орбиты 185 км составит 29,5 т в случае наклона 28,5° (запуск на восток) и 13,6 т в случае наклона 104°. Грузовой отсек будет иметь габа- риты: диаметр 4,6 м, длина 18,3 м. В этом отсеке может находиться автоматический спутник, который на орбите будет вынут из него двумя штангами манипулятора, после того как раскроется двух- створчатый люк (рис. 60, в). Сюда же может быть помещен спутник, возвращаемый на Землю (массой до 14,5 т). Экипаж ТКК будет состоять из двух пилотов и двух специалис- тов по погрузочно-разгрузочным работам и обслуживанию автома- тических спутников, которые будут производить осмотр, ремонт, смену оборудования спутников (замена магнитных лепт, аккуму- ляторов и т. д.), дозаправку топливом их корректирующих дви- гателей и т. п. Десятилетиями сможет эксплуатироваться пара спутников: пока один па орбите, другой ремонтируется на Земле. Ожидается, что на обслуживание парка автоматических спутников будет приходиться 74% рейсов орбитальных само- летов. Встреча двух орбитальных самолетов на орбите может обеспе- чить монтаж межпланетной автоматической станции (рис. 60, г). 17 рейсов орбитального самолета послужат сборке из стандартных блоков двух типов (в основном длиной 8,8 м и диаметром 4,2 м) долговременной орбитальной станции массой 110,8 т на 12 человек (рис. 61); она может использоваться 6 космонавтами и в недостро- енном виде после 8 запусков 12.36, 2.38]. . Одним рейсом орбитальный самолет сможет доставить па орби- тальную станцию 12 человек новой смены экипажа без скафандров (в специально оборудованной кабине, помещенной в грузовой отсек).
170 ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ (ГЛ. в Западноевропейской организацией по космическим исследо- ваниям (ESRO) разрабатывается научная станция «Спейслэб», которая будет выводиться на орбиту в грузовом отсеке ТКК. Часть ее приборов будет выдвигаться в открытый космос. 6 спе- циалистов будут работать па станции в течение 7—30 суток. Пи- таться и отдыхать они будут в отсеке экипажа ТКК. Эти люди могут не иметь специальной физической подготовки, так как Рис. 61. Блочная орбитальная станция на 12 человек. им придется испытать перегрузки не более трехкратных. Программа создания ТКК оцени- вается в 5,15 млрд. долл. Первый орбитальный полет намечен па ко- нец 1979 г., а ввод в эксплуатацию парка из 5 машин ожидается в 1980 г. Пред но л а гаем а я стоимость одно го орбитального самолета 250 млн. дол- ларов. По прогнозу NASA в 1980— 1991 гг. США выведут на околозем- ные орбиты 1031 полезную нагрузку с помощью 779 полетов семи ТКК. По мнению В. фон Брауна 12.391, через 8—10 лет можно будет при- ступить к разработке крылатой разгонной ступени, которая самостоятельно будет возвращаться па аэродром, а в последствии и одноступенчатого орбитального самолета с горизонтальным взлетом, для чего, однако, потребуется разработка новых мощных ВРД- Поскольку орбитальные самолеты будут подниматься не выше 1100—1300 км, из их сферы обслуживания выпадает часть автома- тических спутников, в частности стационарные. Естественно поместить в грузовой отсек дополнительную ракетную ступень (рис. 60, д), которая могла бы вывести полезную нагрузку, напри- мер, на стационарную орбиту, а затем, если полезная нагрузка невелика, посредством двух тормозных импульсов вернуться на низкую орбиту ожидания для стыковки с самолетом. Временно, до середины 80-х гг., в качестве такой ступени будут, вероятно, использоваться верхние ступени существующих ракет-посителей (например, «Аджепа», «Центавр», «Транстэйдж»). Впоследствии (видимо, уже в 1990-х годах) надо ожидать сборку па низкой орбите пилотируемого межорбиталъного транспортного аппарата из блоков, доставляемых с Земли орбитальными самолетами. Топливо для его двигательных установок будет также доставляться орби- тальными самолетами в стандартных баках. Это может быть, в частности, жидкий водород для ядерпых двигателей, применение которых в аппаратах, не предназначенных для возвращения на земную поверхность, было бы весьма целесообразным. Надо
§ 9] МНОГОРАЗОВЫЕ ТРАНСПОРТНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ 171 еще учесть, что суммарные характеристические скорости для межорбитальных аппаратов будут отнюдь не малы. Например, с Земли, ни входить Рис. 62. Межорбитальный транспортный аппарат с пе- ремещаемым грузом. суммарная характеристическая скорость для операции перехода с базовой орбиты высотой 200 км и наклоном 28,5° на стационар- ную и обратно (4 импульса) составляет примерно 8,5 км!сек [2.401. В отношении перехода между орбитами с близкими периодами обращения остаются справедливыми соображения, высказывав- шиеся в § 6 гл. 5. Конструкции межорбитальпых транспортных аппаратов должны удовлетворять пониженным требованиям па прочность; коэффици- енты испытываемых ими перегрузок могут быть меньше единицы, так как аппараты не должны пи стартовать в атмосферу. Они должны вечно блуждать в космосе, переходя с одной орбиты на другую. Отдельные их блоки будут воз- вращаться па Землю для ремонта и мо- дернизации. Срок службы аппаратов будет определяться скорее моральным их старе- нием, чем потерей прочности. Экипажи межорбитальпых аппаратов, помимо обслуживания автоматических спутников, будут заняты переводом спут- ников па новые орбиты (рис. 62), стыков- кой массивных объектов (роль «космиче- ских буксиров»), спасением экипажей ор- битальных станций, инспекцией спутников 12.41]. «Местным» обслуживанием орбитальных станций будут заняты маломощные аппараты — «мини-буксиры» 12.40]. Область маневрирования межорбитальпых транспортных аппа- ратов будет достигать района Луны и включит в себя окололунные орбиты. Некоторые из них будут отправляться даже в межпланет- ные экспедиции 12.41]. Как указывалось в январе 1973 г. па 9-м ежегодном съезде Американского института астронавтики и аэронавтики (AIAA), вполне возможны рейсы самих орбитальных ступеней ТКК на стационарную и окололунную орбиты с помощью двигателей орбитального маневрирования, если внешний бак ТКК будет дозаправлен топливом на низкой орбите. Для последнего достаточно 18—25 предшествующих рейсов других ТКК с топливом в качестве неосновной полезной нагрузки. Возвращение в атмосферу орби- тальной ступени с далеких орбит потребует многократного рико- шетировапия (см. гл. 10). Как сообщалось в докладе К. Эрике (США) па XXIV Между- народном астронавтическом конгрессе в Ваку (октябрь 1973 г.), в будущем, вероятно, будет создана пилотируемая орбитальная станция на стационарной орбите. Экономически целесообразно
172 ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ [ГЛ. 6 было бы организовать транспортировку грузов и людей на стан- цию и со станции на Землю, создав постоянную вспомогательную станцию на промежуточной эллиптической орбите, расположенной между низкой и стационарной орбитами. Переход на эту промежу- точную станцию с низкой орбиты (и наоборот) осуществлялся бы с помощью упрощенного «перигейного» аппарата, а с нее на стацио- нарную (и наоборот) — с помощью другого, «апогейпого», аппарата. Эти аппараты в разное время находились бы на той или другой из трех орбит. Экономия достигается за счет упрощения конструк- ций аппаратов (разные требования к двигателям в перигее и апо- гее, освобождение от навигационного оборудования, нужного только па промежуточной орбите, от элементов комфорта и т. д.). По мнению К. Эрике, экономически выгоднее (с учетом многочис- ленности рейсов) оказалось бы использовать такую систему с ЖРД на кислороде и водороде вместо межорбитального транспортного аппарата с ЯРД. Еще более выгодным была бы замена апогейпого аппарата электроракетной двигательной установкой, черпающей энергию от солнечных батарей и постоянно находящейся на про- межуточной станции.
Часть третья ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ Глава 7 ДОСТИЖЕНИЕ ЛУНЫ § 1. Плоская задача достижения Луны Почти любое сближение автоматической лунной станции (АЛС) или пилотируемого корабля с Луной, будь то облет Луны, паде- ние или посадка на нее или даже простой пролет на более или менее близком расстоянии от Луны, может принести полезную научную информацию. Для определенности мы будем называть сближением с Луной достижение космическим аппаратом любой точки пространства, находящейся внутри сферы действия Луны. Траекториями сближения [3.1] будем называть такие траектории, которые приводят космический аппарат в сферу действия Луны еще до того, как он завершит свой первый оборот вокруг Земли. Последняя оговорка объясняется тем, что сфера действия Луны может быть в принципе достигнута после того, как лунно- солнечные гравитационные возмущения, «расшатав» длинную эл- липтическую орбиту спутника Земли, приведут его в конце кон- цов в окрестность Луны (такой случай встретится нам в § 1 гл. 9). Из всех траекторий сближения наибольший интерес с точки зрения практического использования представляют траектории достижения Луны, или траектории попадания в Луну. Мы созна- тельно отказываемся от того, чтобы рассматривать полет на Луну как решение задачи о встрече со спутником в том смысле, как это делалось в § 6 гл. 5. В самом деле, нам нет смысла заниматься уравниванием векторов скоростей космического аппарата и Луны, так как это все равно не обеспечило бы безопасного «причалива- ния» к Луне из-за наличия у нее собственного поля тяготения. Иными словами, мы до поры до времени будем интересоваться попаданием в Лупу в «артиллерийском» понимании этого термина. Проблема совершения безопасной посадки на Луну будет рассмот- рена позже в этой же главе. Для выявления основных закономерностей полетов к Луне упростим задачу: будем считать Луну непритягивающей точкой, совпадающей с центром Луны и движущейся по круговой орбите
174 ДОСТИЖЕНИЕ ЛУНЫ [ГЛ. 7 радиуса 384 400 км, или 60,27 радиуса Земли (среднее расстояние Луны от Земли). Позднее мы уточним паши выводы, учитывая и эллиптичность орбиты Луны, и размер и притяжение естест- венного спутника Земли, и влияние солнечного притяжения. Для достижения Лупы могут быть использованы кеплеровы траектории любого вида: прямые линии, эллипсы, параболы, гиперболы, но, как увидим далее, местоположение стартовой площадки на земной поверхности и положение Луны в той или иной точке ее орбиты в течение периода обращения (равного 27,3 суш) сильно ограничивают выбор траекторий. Для попадания в Лупу необходимо, чтобы траектория пересекла орбиту Лупы или по крайней мере коснулась ее. Если траектория полета эллиптическая, то пересечение ор- биты Лупы возможно как па восходящей части траектории — до достижения апогея, так и на нисходящей части — после прохо- ждения апогея, расположенного выше орбиты Лупы. Эллиптиче- ские траектории второго типа, подобные траектории баскетболь- ного мяча, требуют, очевидно, большего времени перелета и боль- шей точности наведения. Намечаемое место встречи с Луной выбирается в качестве точки прицеливания впереди Лупы с таким расчетом, чтобы Лупа за время перелета пришла в эту «упрежденную» точку орбиты (Лупа проходит за сутки дугу 13,2°). Рассмотрим прежде всего траектории, расположенные в пло- скости орбиты Лупы; для краткости будем называть их «плос- кими» х). Исследование таких траекторий связано со значительно меньшими трудностями, чем исследование «пространственных» траекторий достижения Луны, пе расположенных в плоскости лунной орбиты. Предположим, что мы стремимся достичь орбиты Лупы, сооб- щая космическому аппарату в некоторой точке Л вблизи Земли начальные скорости различного направления. При вертикальной начальной скорости Луна достигается по прямолинейной траектории 1 (рис. 63), если величина начальной скорости составляет пе меньше 11,09 км/сек, когда точка А лежит па земной поверхности (теоретический случай), и не меньше 10,9 км/сек, если точка А находится па высоте 200 км [3.1] (прак- тически реальный случай). При указанной минимальной верти- кальной скорости космический аппарат в точке В достижения орбиты Луны имеет скорость, равную пулю. Если задаться определенным наклоном начальной скорости к горизонту, то, изменяя величину скорости, мы можем получить 1) Это название, конечно, условна. гак как всякая кеплерова траектория яв- ляется плоской (лежит в плоскости, проходя той через вектор начальной скорости и центр Земли).
§ И ПЛОСКАЯ ЗАДАЧА ДОСТИЖЕНИЯ ЛУНЫ 175 различные траектории 2, 2,2” (рис. 63). Одна из них, а именно эллипс 2 с апогеем, лежащим на орбите Лупы, не пересечет эту орбиту, а лишь коснется ее в точке С. Она, очевидно, является траекторией минимальной скорости для заданного направления начальной скорости. Наконец, в случае горизонтальной начальной скорости мы также будем иметь множество траекторий 5, 5', 3", из которых траекторией минимальной скорости будет полуэллиптическая тра- ектория 5, апогей которой лежит в точке орбиты Луны, диамет- рально противоположной точке старта г). Начальная скорость, соответ- ствующая траектории /, несколько больше скорости отлета, соответ- ствующей траектории 2, а та в свою очередь меньше началь- ной скорости для траектории 3. Это видно хотя бы из формулы (9) гл. 2 (стр. 60), так как входя- щая в эту формулу большая полу- ось а у орбиты 3 больше, чем у орбиты 2. Разница в величи- не а, однако, относительно мала (величина а несколько более 30/?, где R — радиус Земли). Как по- казывает расчет, минимальная начальная горизонтальная скорость больше минимальной вертикальной начальной скорости всего лишь на 1,6 м/сек (для начальной высоты 200 км над Землей) [3.1]. Поэтому все траектории; касающиеся орбиты Лупы, можно называть траекториями минимальной скорости и считать вели- чину минимальной скорости одинаковой для любого ее направ- ления, а именно равной 11,09 км/сек для теоретического случая начала пассивного полета с поверхности Земли и 10,9 км/сек для реальной (но, конечно, необязательной) начальной высоты 200 км. При этом следует иметь в виду, что так как выход па крутую траекторию пассивного полета связан с большими гравитацион- ными потерями на разгон, чем выход на пологие траектории, то из всех траекторий минимальной скорости наиболее выгодна с точки зрения расхода топлива полуэллиптическая. Обратим внимание на то, что при фиксированном угле возвы- шения а вектора начальной скорости над горизонтом по мере уве- личения начальной скорости траектория все более распрямляется х) Мы не называем эту орбиту гомановской, как в § 6 гл. 5, так как здесь мы имеем дело не с перелетом между орбитами.
176 ДОСТИЖЕНИЕ ЛУНЫ (ГЛ. 7 (рис. 63), причем угловая дальность уменьшается. Как известно, при стрельбе по земным целям дело обстоит как раз наоборот. Напомним, что угловая дальность есть угол между направле- ниями из центра Земли на начальную и конечную точки полета. Для вертикальной траектории 1 (рис. 63) угловая дальность равна пулю, для траектории 2 — углу АОС, для полуэллипти- ческой траектории 3 — углу AOD, т. е. 180°. Для параболической траектории с горизонтальной начальной скоростью, как показы- вает расчет, угловая дальность равна 165° (при высоте начальной точки 200 км над поверхностью Земли). Таким образом, траектории с большой угловой дальностью оказываются более выгодными, так как требуют меньшей началь- ной скорости. (С другой стороны, если фиксировать величину начальной ско- рости, но придавать ее вектору различные наклонения (менять угол возвышения вектора скорости над горизонтом), то оказы- вается, что пологие траектории имеют бблыпую угловую дальность, чем крутые. Например, вертикальная «параболическая» траекто- рия (т. е. прямолинейная траектория при параболической началь- ной скорости) имеет нулевую угловую дальность, а параболиче- ская траектория с горизонтальной начальной скоростью — угло- вую дальность 165°. Но запуск на пологую траекторию, как мы энаем, требует меньших затрат топлива. Таким образом, мы приходим к общему выводу: при полетах к Луне следует стремиться к выбору траекторий с большой угло- вой дальностью. Если же угловая дальность фиксирована, т. е. производятся старты из определенной точки земной поверхности (Земля счи- тается певращающейся) в определенную точку орбиты Луны, то существует бесконечное количество траекторий (эллиптических, гиперболических, а также две параболических [3.3]), которые приводят к цели. Главную роль при выборе траектории в этом случае должна играть величина начальной скорости, раз- мер же гравитационных потерь отходит на второй план. В случае нулевой угловой дальности все возможные траекто- рии представляют собой вертикальные прямые с начальными скоростями, превышающими минимальную. Случай угловой дальности, равной 180°, является особым: имеется единственная траектория, приводящая к цели, — полу- эллиптическая. При выборе траектории, конечно, важное значение имеет продолжительность перелета. Расчеты показывают, что время пере- лета до Луны зависит практически лишь от величины на- чальной скорости, а не от ее направления. На рис. 64 приведены графики продолжительности полета до Луны по восходящим траекториям при горизонтальной и вер-
| 1] ПЛОСКАЯ ЗАДАЧА ДОСТИЖЕНИЯ ЛУНЫ 177 тикальной начальных скоростях [3.1]. Как видим, эти графики очень близки между собой. Еще меньше отличаются от указанных графики продолжительности перелетов при промежуточных на- клонах начальных скоростей (типа траектории 2 на рис. 63). На горизонтальной оси рис. 64 отложены значения не самой началь- ной скорости, а разницы между нею и параболической скоростью на высоте 200 км над Землей (где параболическая скорость сос- тавляет 11,02 км!сек). Мы видим, что время перелета с минималь- ной скоростью составляет около 5 суш. Увеличение минималь- ной скорости всего лишь на 0,05 км!сек вдвое сокращает продол- жительность перелета. При параболической начальной скорости продолжительность перелета равна уже двум суткам. Сокращение времени перелета до суток возможно при превышении парабо- лической скорости на 0,5 км!сек. Таким образом, если ставится задача простого попадания в Луну, то незначительное увеличение стартового веса ракеты-носителя или небольшое уменьшение полезной нагрузки уже обеспечивает очень большой выигрыш во времени перелета. Кроме того, как мы увидим, траектории, близкие к параболической, имеют и ряд других преимуществ (см. § 5 настоящей главы). Заметим, что полет по «плоским» траекториям достижения Луны возможен только в том случае, если место старта находится в пло- скости лунной орбиты. Если же место старта находится на неко- тором удалении, то для осуществления «плоской» траектории понадобится боковой маневр, требующий дополнительного рас- хода топлива.
178 ДОСТИЖЕНИЕ ЛУНЫ (ГЛ* 7 Если бы плоскость орбиты Луны совпадала с плоскостью зем- ного экватора, то с любой точки экватора был бы возможен полет к Лупе по «плоской» траектории. Правда, нс всякая траектория была бы осуществима в любой момент времени. Например, если бы Лупа находилась где-то в верхней части орбиты, изображен- ной па рис. 63, то заведомо было бы невозможно достичь ее из точки А по выгодной полуэллиптической орбите 3, хотя это и можно было бы сделать с помощью какой-либо из крутых орбит. Однако в течение суток из-за перемещения стартовой площадки вследствие вращения Земли всегда можно было бы выбрать траек- торию с любой угловой дальностью. Фактически, однако, плоскость лунной орбиты наклонена к эк- ваториальной плоскости Земли на угол, который медленно (за 9,3 года) увеличивается от 18° 18' (так было, например, в конце декабря 1959 г. и будет в начале августа 1978 г.) до 28° 36' (конец марта 1969 г., начало ноября 1987 г.) и затем снова уменьшается *). Поэтому полет в плоскости орбиты Лупы возможен лишь в том случае, если космодром расположен в прилегающей к экватору зоне, занимающей в наиболее благоприятную эпоху диапазон широт между 28° 36' с. ш. (параллель Дели, Лхасы, северной Флориды) и 28° 36' ю. ш., а в самую неблагоприятную эпоху — между 18° 18' с. пт. (параллель Бомбея, Мехико) и 18° 18' ю. нг. Но, даже если космодрохм находится в указанной зоне, старт воз? можен лишь в тот момент, когда космодром пересекает (из-за вра- щения Земли) плоскость орбиты Луны, а это случается лишь дважды в сутки. При этом вполне может оказаться, что Луна находится в такой точке орбиты, что возможен полет лишь по траек- тории малой угловой дальности, а это, как мы знаем, требует крутого разгона ракеты-носителя. Или может оказаться, что хотя пологий разгон и возможен, но он должен происходить в сторону, противоположную вращению Земли... Мы, однако, не будем подробнее изучать возможности полетов по «плоским» траекториям, так как даже самый южный пункт Советского Союза расположен в самую благоприятную эпоху на 6° севернее указанной выше экваториальной зоны. § 2. Пространственная задача достижения Лупы Рассмотрим условия полета к Луне с космодрома, расположен- ного вне благоприятной экваториальной зоны, о которой гово- рилось выше. Пусть это будет космодром в северном полушарии, Это объясняется том, что земной экватор наклонен на 23°27' к плоскости эклиптики, а лунная орбита — па 5°9' к этой же плоскости, но последняя при этом совершает прецессионное движение с периодом 18,6 года, подоб- ное прецессии орбиты искусственного спутника из-за сжатия Земли.
S21 ПРОСТРАНСТВЕННАЯ ЗАДАЧА ДОСТИЖЕНИЯ ЛУНЫ 179 примером которого может служить советский космодром Байко- нур (47° с. ш.1)). Теперь можно указать ряд траекторий, осуществить которые невозможно. Очевидно, например, что невозможен, полет по полу- эллиптической траектории, так как угловая дальность 180° не су- ществует для точек старта, не лежащих в плоскости орбиты Луны (Луна никогда не бывает в надире, «под ногами»). То же касается Рис. 65. Типичная плоскость перелета к Луне из северного полуша- рия: а - угол возвышения начальной скорости; г — наклон плос- кости траектории к экватору; ф — наклон плоскости орбиты Луны к экватору; ф — широта космодрома. и вертикальной траектории с нулевой угловой дальностью (Луна не бывает в зените). Невозможны и траектории, близкие к ука- занным. На рис. 65 показала типичная плоскость перелета к Луне из северного полушария. Космодром в течение суток перемещается по своей параллели, что позволяет выбрать наиболее выгодную угловую дальность перелета АОЛ, Л — упрежденное поло- жение Луны (в момент встречи с космическим аппаратом). Максимальной угловой дальности полета соответствует слу- чай, когда «упрежденная» Луна находится в самой южной точке своей орбиты, а плоскость полета проходит через земную ось, т. е. наклонена в плоскости земного экватора на 90°. Если не учи- тывать вращения Земли и некоторых иных обстоятельств, то такая плоскость была бы паилучшей. Однако полет в этой пло- скости заставил бы отказаться от «дарового» прибавка скорости вследствие суточного вращения Земли. Этот прибавок при разгоне в восточном направлении составляет 465 cos х|) м/сек, где г|) — широта места. Для космодрома Байконур он равен 316 м/сек. Газета «Правда», № 128 (11068) от 1 июня 1961 г.
180 ДОСТИЖЕНИЕ ЛУНЫ (ГЛ. 7 Рис. 66. Полет к Луне: а) в благоприятный период; б) в неблагоприятный период; в) с ис- пользованием промежуточной орбиты спутника Земли. Воспользоваться им можно только при разгоне в восточном на- правлении, а это вынуждает к некоторому компромиссу — отказу от максимальной угловой дальности. Кроме того, желательно выбрать направление разгона так, чтобы траектория не проходила над населенными пунктами, чтобы ей соответствовала сеть наблю- дательных станций, и т. д. [3.4]. Первые советские космические ракеты направлялись к Луне в плоскостях, обра- зующих угол 65° с плос- костью экватора [3.2]. Рассмотрим для на- глядности условия полета к Луне в плоскости, про- ходящей через ось Земли [3.5]. Линия ЛуЛъ — след плоскости орбиты Луны на этой плоскости (рис. 66, а). Плоскость орбиты Луны образует угол ф с плос- костью экватора. Пусть стартовая площадка нахо- дится на широте *ф. В течение суток космод- ром перемещается по па- раллели, занимая различ- ные положения в простран- стве. В течение сидериче- ского месяца (27,3 суш) Луна совершает полный оборот по своей орбите. Очевидно, что угловая дальность принимает мак- симальное значение, когда цель находится в точке а космодром — в точке А (мы пренебрегаем по-преж- нему длиной активного участка разгона). Поэтому период, когда Лупа приближается к точке Лг — самому южному участку своей орбиты (точка с «ми- нимальным склонением», как говорят астрономы), является наиболее благоприятным с точки зрения энергетических затрат для полета к Луне, а сама точка Лг — наиболее благоприят- ная цель. Указанная угловая дальность равна АОЛХ = = 180° + ф - 1|). В наиболее благоприятную эпоху (например, 1969 г.), когда угол ф максимален и равен 28° 36', мы для широты Бай-
§ 2] ПРОСТРАНСТВЕННАЯ ЗАДАЧА ДОСТИЖЕНИЯ ЛУНЫ 181 конура ф = 47° получим значение угловой дальности АОЛг « « 162°х). Выше указывалось, что параболическая траектория с гори- зонтальной начальной скоростью имеет угловую дальность 165°. Значит, наша траектория 1 (рис. 66, а) мало отличается от нее. Старт должен быть произведен именно в то время суток, когда космодром окажется в точке Л. В точке же В, например, угло- вая дальность будет равна Z ВОЛХ — (р + ф « 76°, и понадо- бится крутая траектория Г, приводящая к большим грави- тационным потерям. В наименее благоприятную эпоху (например, 1959 г.), когда угол (р минимален и равен 18° 18', максимальная угловая даль- ность для широты Байконура составляет 151°, и положение ухуд- шается, но, впрочем, не сильно. Нетрудно понять, что США, чья территория расположена южнее СССР, находятся в этом смысле в лучших географических условиях, чем наша страна. Широта космодрома на мысе Канаверал равна 28° 27', и угловая дальность иногда составляет 180°, т. е. делается возможным даже полет по полуэллиптической траектории. Положение Луны вблизи точки Л2 (рис. 66, б) представляет собой наиболее неблагоприятную цель на орбите Луны. Даже самая большая в течение суток угловая дальность при этом равна £ВОЛ2 = 180° — (р — ф. Она на 2(р меньше «хорошей» угловой дальности, когда цель — в точке Лг. Теперь, даже если запуск будет осуществляться из точки В, траектория 2 будет гораздо более крутой, чем траектория 1 (рис. 66, а). О траектории 2', начинающейся в точке Л, нечего и говорить: она будет прибли- жаться к вертикальной. Предоставляем читателю самому подсчи- тать соответствующие угловые дальности. Любопытно, что неблагоприятный период, когда Луна нахо- дится вблизи точки Л2, будет наиболее неблагоприятен в ту эпоху, когда угол ср максимален и равен 28° 36'. Как мы знаем, эта эпоха наиболее благоприятна при запуске в точку Следовательно, необходимость выбора в течение месяца периода, наиболее благо- приятного для полета к Луне, в такую эпоху является более острой. Итак, в течение месяца существует небольшой период (при- мерно в одну неделю), когда полет к Луне связан с минимальными гравитационными потерями при запуске. Это тот период, когда Луна приближается к самой южной точке своей орбиты. В осталь- ное время приходится жертвовать какой-то частью полезной нагрузки [3.2]. х) Вследствие существования активного участка, длиной которого мы здесь пренебрегаем, угловая дальность будет несколько меньше.
182 ДОСТИЖЕНИЕ ЛУНЫ [ГЛ. 7 Однако существует способ обойти неудобства географического расположения стартовой площадки и пе только без существен- ных потерь в полезной нагрузке осуществлять в любой день месяца запуск к Луне, но и использовать при этом любую траекторию перелета — с любой угловой дальностью, даже рав- ной 180°. Такая возможность существует даже при самом неблагоприят- ном взаимном расположении космодрома па своей параллели (точка Л) и Луны па своей орбите (точка Л2). Выведем предва- рительно из точки А космический аппарат на низкую промежу- точную круговую орбиту спутника Земли (рис. 66, в). В течение одного примерно полуторачасового оборота спутника вектор его орбитальной скорости, оставаясь горизонтальным, принимает лю- бое направление в плоскости орбиты. Так же принимает любое направление линия, соединяющая центр Земли со спутником. Поэтому па орбите спутника в течение его оборота можно выбрать точку, сход с которой в направлении полета обеспечит полет по траектории любой желаемой угловой дальности. Например, сход в точке К с минимальной скоростью обеспечивает достижение Лупы по полуэллиптической траектории 5. Сход в точке L, если выбрать ее так, чтобы /_LOJI2 = 165°, дает возможность попасть на Луну по параболической траектории 4 *). Если орбита нахо- дится па высоте 200 км, то в первом случае надо к орбитальной круговой скорости 7,79 км/сек добавить скорость 10,9 — 7,79 — — 3,11 км/сек, а во втором — скорость 11,02 — 7,79 = 3,23 км/сек (11,02 км/сек — параболическая скорость на высоте 200 км). Произведя запуск из точки А на ту же круговую орбиту в про- тивоположном направлении (по часовой стрелке) и осуществляя сход с орбиты в точках К и L' Ь'ОЛ2 165е), мы получим траектории 5' и 4', симметричные траекториям 3 и 4. Разумеется, полеты но траекториям 3, 4, 3', 4’ можно осу- ществить и совершая старт в момент, когда космодром находится в точке В своей параллели. Наконец, есттэ полный смысл воспользоваться промежуточной орбитой и в тот период, когда Лупа приближается к точке Лг. Старт с орбиты позволит выбрать угловую дальность большую, чем Z АОЬ^. Описанный маневр называют по-разному: старт с орбиты, старт с борта тяжелого спутника, использование траектории разгона с пассивным участком. Смысл маневра заключается в том, что один крутой разгон заменяется двумя пологими (практически горизонтальными): при выходе на промежуточную орбиту (если исключить обязательный момент вертикального отрыва от стар- а) На рис. 66 эта траектория не выглядит параболой, так как чертеж не мог быть выполнен в масштабе.
«21 ПРОСТРАНСТВЕННАЯ ЗАДАЧА ДОСТИЖЕНИЯ ЛУНЫ 183 товой площадки) и при сходе с орбиты. Таким образом, сводятся к минимуму гравитационные потери. Старт с орбиты позволяет преодолеть также специальное огра- ничение на продолжительность полета, связанное с условиями связи с автоматической станцией в момент ее сближения с Луной. Если полет к Луне происходит в благоприятный период (рис. 66, а), то старт, как мы знаем, должен производиться в момент, когда космодром находится в точке А. Между тем наилучшие условия для связи со станцией, когда опа приближается к точке Л19 будут, если станция наблюдений находится в положении В. А так как станция наблюдений и космодром, естественно, находятся сравни- тельно близко друг от друга, то ясно, что между моментами старта и сближения с Луной должно пройти х/2, Р/2, 21/2, З1^ или 4х/2 суш (через такие промежутки времени точка Л будет приходить в В) [3.2]. Полусуточный полет отпадает, так как требует слишком большой скорости (см. графики на рис. 64). Полеты к Луне советских автоматических станций «Луна-1», «Луна-2» и «Луна-3» в 1959 г. происходили без использования маневра старта с орбиты. Первые два из них продолжались 1х/8 суш («Луна-1» пролетела па расстоянии 5—6 тыс. км от поверхно- сти Луны, «Луна-2» впервые в истории достигла Лупы), что тре- бовало начальных скоростей, несколько превышавших парабо- лическую, а третий — 2V2 суш и происходил по эллиптической траектории (обеспечившей облет Луны; см. подробности в сле- дующей главе). Также без старта с орбиты происходили в 1958— 1959 гг. и полеты в сторону Луны американских космических аппаратов «Пионер-1», «Пионер-2» и «Пионер-3» (первые два упали на Землю, преодолев лишь треть расстояния до Луны, а третий прошел на расстоянии 60 000 км от Луны). Все последующие советские запуски в сторону Луны и боль- шинство последующих американских сопровождались стартом с орбиты. Преимущества старта с орбиты перед непрерывным участком разгона слишком очевидны, чтобы не воспользоваться первым, несмотря на некоторые недостатки этого метода, тре- бующие преодоления различных технических затруднений. В част- ности, сход с орбиты требует запуска дополнительной ступени или повторного включения ступепи, выводившей станцию па про- межуточную орбиту, в условиях невесомости, а это вызывает известные трудности. Во время работы этой ступени трудно вос- пользоваться методами радионаведения. Желательно, чтобы точка схода с орбиты была в пределах видимости наземных станций, а это пе всегда возможно, так как пассивный участок полета по круговой орбите может быть довольно велик [3.4]. Вообще, чем длиннее этот участок, тем существеннее могут оказаться навига- ционные ошибки; поэтому траектории 3' и 4' на рис. 66, в выгод- нее, чем траектории 3 и 4, и если они избраны, то старт лучше
184 ДОСТИЖЕНИЕ ЛУНЫ (ГЛ. производить в момент, когда космодром находится в точке В, а не в точке А. Какой должна быть высота промежуточной орбиты? Это небез- различно с точки зрения энергетики полета. Чем больше высота, тем, вообще говоря, меньше импульс скорости при сходе с орбиты, но зато и тем больше затраты энергии па вывод па орбиту, при- чем последнее обстоятельство существеннее. Поэтому выбираются всегда низкие промежуточные орбиты. § 3. Учет эллиптичности лунной орбиты, притяжения Луны и ее размеров До сих пор мы рассматривали траектории попадания в Луну, считая Луну геометрической точкой, движущейся по круговой орбите радиуса 384 400 км. Фактически же Луна движется вокруг Земли по эллиптической орбите, причем ее перигейпое рассто- яние составляет 363 300 км1), а апогсйпое — 405 500 км, т. е. эти расстояния отличаются от среднего па 21 100 км. Кроме того, Луна, естественно, пе является точкой, а представляет собой материальное тело довольно внушительных размеров: ее диа- метр равен 3474 км, а масса равна 1/81,30 массы Земли, что соот- ветствует гравитационному параметру К — 4,903 «103 км3/сек2. Эллиптичность орбиты Луны должна учитываться при расчете каждой конкретной траектории достижения Луны (также должны учитываться и все «неравенства» движения Луны, т. е. влияния на нее различных возмущений — от сжатия Земли, от Солнца и от планет). Однако па энергетических условиях полета к Луне эллиптичность орбиты Луны сказывается в ничтожной степени. Это видно из того, что, например, при полете по полуэллинти- ческой орбите увеличение начальной скорости на 1 м/сек повы- шает апогей траектории перелета на 4000 км [3.6]. Следовательно, минимальная скорость достижения Луны в перигее ее орбиты всего лишь па 5 м/сек меньше, а в апогее на 5 м/сек больше, чем минимальная скорость достижения Луны при среднем расстоянии 384 400 км. Таким образом, лишено какого-либо основания мнение о том, что положение Лупы в ближайшей к Земле точке орбиты якобы соответствует благоприятному для перелетов пе- риоду. Что касается продолжительности перелета, то, очевидно, дости- жение лунного перигея сокращает ее по сравнению с полетом на среднее расстояние, особенно если учесть, что урезается как раз та часть траектории, где движение особенно медленно. При ско- 1) На самом деле из-за гравитационных возмущений со стороны Солнца мини- мальное расстояние Лупы от Земли иногда оказывается меньше 360 000 км [3.1].
§ 31 УЧЕТ ЭЛЛИПТИЧНОСТИ ОРБИТЫ И ПРИТЯЖЕНИЯ ЛУНЫ 185 рости порядка параболической и несколько большей (обеспечи- вающей Р/з-суточный полет, как у станций «Лупа-1» и «Лупа-2») такое сокращение составляет примерно 3 часа [3.1 б]. Рассмотрим теперь влияние притяжения Луны, которым мы до сих пор пренебрегали. Существует довольно распространенное в среде неспециали- стов мнение, что для попадания в Луну достаточно попасть в сферу притяжения Луны с нулевой конечной скоростью. Затем якобы начнется простое падение космического аппарата на Луну. Это рассуждение не станет более убедительным, если вместо сферы притяжения Лупы ввести в рассмотрение сферу действия Луны. Дело в том, что если даже геоцентрическая скорость космического аппарата и равна пулю, то его скорость относительно Луны (селеноцентрическая скорость) равна по величине скорости Луны и направлена в противоположную сторону. Поэтому «простого падения» на Луну пи в коем случае быть не может. Вход в сферу действия Луны должен происходить не с нулевой скоростью. Обратимся к рис. 67. Точка Л$ показывает положе- ние Луны в момент старта с Земли в точке Л. В момент, когда космический аппарат в точке В входит в движущуюся ему напе- ререз сферу действия Луны, сама Луна находится в точке Лг и имеет скорость Vj] = 1,02 км!сек. Геоцентрическая скорость V космического аппарата на- правлена вдоль траектории. Ее можно рассматривать как абсолютную скорость, складывающуюся векторпо из переносной скоро- сти Vjj аппарата в его дви- жении вместе со сферой дей- ствия Луны и относи- тельной скорости v — селеноцентрической скоро- сти. Абсолютная скорость, как известно, может быть представлена в виде диаго- нали параллелограмма, ПО- Рис. 67. Попадание в притягивающую Луну, строенного па переносной и относительной скоростях. Для этой цели может быть также по- строен и треугольник скоростей. Соответствующие построения показаны па рис. 67. Чтобы попадание в Лупу могло произойти, селеноцентричес- кая скорость v в точке В должна быть направлена в точности на Луну. Если мы теперь, в согласии с приближенной методикой, будем рассматривать селеноцентрическое движение внутри сферы действия Луны, вовсе забыв о притяжении Земли, то оно будет
186 ДОСТИЖЕНИЕ ЛУНЫ [ГЛ. 7 происходить с начальной скоростью v. Траектория будет пред- ставлять радиальную прямую ВЛг. Геоцентрическое же движение космического аппарата (отно- сительно Земли) будет происходить отнюдь не по прямой линии, так как, двигаясь по линии ВЛ^ он одновременно как бы пере- носится вместе со сферой действия тате движение будет происходить ВЛ2. Как показывают расчеты, ние. 68. Попадание в притягивающую Луну в случае, когда номинальная траектория I полуэллиптическая [3.1J. Действительная траектория II не проходит через центр Луны; II' — ветвь траектории, которую прошел бы космический аппарат, если бы Луна была притягивающей материальной точкой. Число- вые засечки обозначают время (в сут), про- шедшее с момента старта. Пупы. Получающееся в резуль- по криволинейной траектории траектория геоцентрического движения практически не отличается от продолжения траектории АВ. Иными сло- вами, притяжение Луны практически не сказывается на поминальной траектории попадания, т. е. траектории, не учитывающей пи притя- жения, пи размеров Луны (Луна принимается за точ- ку) *). Лишь вблизи Луны конец фактической траекто- рии несколько отклоняется от поминальной навстречу движущейся наперерез Луне (рис. 68), и так как Луна не является точкой, то попада- ние все равно происходит. При этом отклонение точки падения на Луну от точки падения, соответствующей номинальной траектории, со- ставит примерно 100 км, если полет происходит с мини- мальной скоростью, и не превысит нескольких километров при скорости отлета, близкой к параболической [3.1]. Некоторое ускорение движения аппарата вследствие лунного притяжения и тот факт, что аппарат должен лететь фактически не до центра Лупы, а только до ее поверхности, приводят к незна- чительному сокращению времени перелета, составляющему при- мерно 30 мин при начальных скоростях, близких к параболиче- ской скорости (на 0,1 км/сек меньше ее или на 0,2 км/сек больше) [3.1 б]. *) Мы употребляем здесь термин «номинальная траектория» в смысле, соответ- ствующем работе [3.1 б] и означающем примерно: «в первом приближении». Нив коем случае пе нужпо понимать здесь термин «номинальная траекто- рия» в смысле «расчетная траектория».
41 ВОЗМУЩЕНИЯ ОТ СЖАТИЯ ЗЕМЛИ И ОТ СОЛНЦА 187 При подсчете энергетических затрат на отлет с Земли притя- жение Луны можно вовсе не принимать во внимание. Даже при полете в плоскости орбиты Луны, когда влияние Луны особенно велико, минимальная скорость достижения Луны уменьшается всего лишь на 0,2 м/сек [3.1]. § 4. Влияние гравитационных возмущений от сжатия Земли и от Солнца Влияние сжатия Земли в незначительной степени сказывается на продолжительности полета к Луне. Экваториальное вздутие Земли как бы ослабляет земное притяжение в то время, когда космический аппарат находится вдали от плоскости экватора, и усиливает его в противоположном случае. В первом случае сжатие Земли ослабляет уменьшение скорости удаления аппарата от Земли, во втором усиливает это замедление. Сравнительно значительно поэтому влияние сжатия Земли па плоские траекто- рии достижения Лупы: продолжительность полета несколько увеличивается по сравнению с певозмущениой траекторией. Для пространственных траекторий, характерных для старта с территории СССР (старт в направлении на северо-восток, угол наклона к плоскости экватора примерно 65е), сравнительно сильно сказывается ослабление земного притяжения из-за сжатия Земли в начале полета, когда аппарат удаляется от плоскости экватора. В дальнейшем трасса аппарата переходит в низкие широты и сжатие Земли компенсирует, хотя и не полностью, первоначаль- ный эффект. В результате продолжительность перелета но пара- болической траектории уменьшается на 27,1 мин, а при началь- ной скорости, на 0,13 км/сек большей, — па 12,5 мин 13.1 б]. Солнечные гравитационные возмущения геоцентрического дви- жения возникают оттого, что Солнце сообщает разные ускорения космическому аппарату и Земле. Из-за дальности Солнца эти возмущения невелики, а в начале полета (аппарат вблизи Земли) их почти и вовсе нет. Эффект действия солнечных возмущений сравнительно велик, когда полет происходит в сторону Солнца (в период новолуния) или в противоположную сторону (в период полнолуния). Никакого отношения к выбору энергетически бла- гоприятного времени старта относительное расположение Зел1ли, Луны и Солнца не имеет х). И в период новолуния, и в период полнолуния Солнце в какой-то степени способствует полету, сокращая его продолжительность. Любопытно, что в период х) Однако это расположение определяет условие освещенности того пункта лунной поверхности, куда направляется космический аппарат, а потому оно должно учитываться при выборе момента старта. Но с энергетикой полета этот момент не связан»
188 ДОСТПЖРНИР ПУНЫ [ГЛ. 7 полнолуния (Луна и Солнце находятся но разные стороны Земли) возмущающее влияние Солнца «отталкивает» космический аппа- рат к Луне 1). Увы, уменьшение времени перелета ... не превы- шает трех минут [3.1 б]. § 5. Точность наведения Если рассматривать Лупу в качестве материальной точки (при- тягивающей или пепрптягивающей — безразлично), то малейшее отклонение какого-либо из начальных условий пассивпого полета (высота начальной точки, величина и направление начальной скорости) от его расчетного значения приведет к искажению тра- ектории и промаху. По Лупа представляет собой шар диамет- ром 3474 км\ поэтому при малых погрешностях искаженная тра- ектория все же пройдет через поверхность Луны. Представляет интерес оценить максимальные погрешности начальных условий, при которых попадание в Луну будет обеспечено. Если допущена ошибка в величине начальной скорости, но направление вектора скорости точно соблюдено, то искаженная траектория будет несколько распрямлена по сравнению с рас- четной, если скорость завышена, или, наоборот, будет иметь несколько большую кривизну, если скорость занижена. Кроме того, в первом случае продолжительность перелета сократится, а во втором увеличится. Особенно чувствительны в этом отношении траектории мини- мальной скорости. Достаточно вспомнить, что апогей полуэллип- тической орбиты поднимается па 4000 км при увеличении началь- ной скорости на 1 м/сек. При этом, как показывает график на рис. 64, резко сокращается время перелета, вследствие чего, если космический аппарат и пересечет орбиту Луны (это неизбежно в случае «плоской» траектории), Луна опоздает прийти в новую точку пересечения. При больших начальных скоростях продолжительность пере- лета будет пе столь резко меняться в случае ошибки и Луна может успеть подойти к точке пересечения траектории с орбитой Луны, так как из-за распрямления траектории точка пересече- ния переместится навстречу Луне. Пусть на рис. 69 траектория 1 соответствует точному соблю- дению величины начальной скорости, причем за время перелета Луна из точки Ло переходит в точку Лх. Траектория 2 соответ- ствует некоторому допустимому превышению начальной скорости, а траектория 3 — некоторому ее недобору. В первом случае вре- мя перелета сокращается и Луна успевает прийти в точку Л>, а во втором увеличивается и Лупа приходит как раз в точку Л.л. х) Читатель может убедиться в этом, повторив рассуждения и построения, аналогичные тем, которые проводились в § 5 гл. 4»
5 51 ТОЧНОСТЬ НАВЕДЕНИЯ 1 9 Подобный эффект наиболее отчетливо заметен при горизон- тальных начальных скоростях порядка параболической и несколь- ко большей [3.1]. В случае параболической начальной скорости даже при ошибке в величине начальной скорости, составляющей 50 м!сек, траектория заденет край Луны. Рассмотренный эффект, очевидно, справедлив только для тра- екторий, совпадающих по направлению обхода Земли с направле- нием движения Луны («прямые» траектории). В противоположном Рис. 69. Влияние ошибок в величине начальной ско- рости для попадания в Луну. случае («обратные» траектории типа 4 па рис. 69) ошибки только усугубляются. Мы имели в виду выше наиболее же- лательные (и вполне осуществимые при полетах в плоскости орбиты Луны) траек- тории с пологим начальным участком. В случае же крутого начального подъема дело будет обстоять гораздо хуже. На- пример, любая ошибка в начальной вер- тикальной скорости лишь приводит к изменению времени перелета, но не сме- щает точку пересечения орбиты Луны, а значит, эффект рис. 69 будет отсутствовать. Что касается ошибок в угле возвыше- ния начальной скорости, то они приводят к изменению формы траектории и, следова- тельно, смещению точки пересечения орбиты Луны, но практи- чески не влияют па продолжительность полета. Пологие траекто- рии минимальной скорости менее всего чувствительны к ошибкам в направлении начальной скорости: попадание в Лупу обеспечено даже при ошибке, превышающей 1° [3.1]. Но уже при параболи- ческой скорости допустима ошибка лишь в 0,5°. Крутые траектории минимальной скорости, напротив, особенно чувствительны к ошибкам в направлении начальной скорости. Чтобы понять, в чем тут дело, достаточно представить себе, как резко отклоняется бьющая вверх струя брандспойта, если откло- нить ее от вертикали. Нетрудно сообразить, чему должно быть равно максимально допустимое отклонение вектора начальной скорости при очень больших гиперболических скоростях. Представим себе, что полет происходит с бесконечно большой скоростью. Тогда поля тяготе- ния и Земли и Лупы совершенно не воздействуют на траекторию, которая должна представлять собой прямолинейный луч, подоб- ный лучу света. А так как угловой размер Луны на небе со- ставляет примерно 0,5°, то максимально допустимое отклонение равно 0,25°. Отметим, что траектории «баскетбольного» типа в несколько раз чувствительнее к ошибкам в величине и направлении скорости.
190 ДОСТИЖЕНИЕ ЛУНЫ [ГЛ. 7 чем восходящие 13.1]. (Здесь опять-таки полезно представить себе бьющую вверх струю брандспойта.) Допустим, наконец, что величина начальной скорости и ее угол возвышения выдержаны при запуске идеально, но старт дан с некоторым опозданием. Благодаря опозданию Земля успеет повернуться вокруг своей оси на некоторый угол, и на такой же угол, не меняя формы, повернется вместе с Землей вся траек- Рис. 70. Эффективный радиус Луны. тория, в результате чего она может пройти мимо края Луны. Промах может также произойти в результате того, что выход на траекторию пассивного полета про- изойдет не на заданной высоте. Притяжение Луны увеличивает размер допустимых погрешностей начальных условий. Космический аппарат при входе в сферу дей- ствия Луны может иметь селено- центрическую скорость, направ- ленную не только не на центр Луны, по даже не на край Лупы, однако траектория аппарата, изогнувшись из-за лунного притя- жения, сможет все же задеть край Луны (рис. 70). Расстояние от центра Луны линии, указывающей направление селеноцентрической скорости входа, называется прицельной даль- ностью. Максимальная величина прицельной дальности, при которой аппарат еще может задеть край Лупы, называется эффек- тивным радиусом Луны [3.7]. Эффективный радиус тем больше, чем меньше селеноцентрическая скорость входа в сферу действия Лупы (т. е. чем меньше, вообще говоря, скорость отлета с Земли). Он может быть вычислен по формуле [3.7] гэфф — К । “ТЗ Г R \ вх i где К — гравитационный параметр Луны, R — ее радиус, увх — селеноцентрическая скорость входа (при выводе формулы предпо- лагается, что скорость ивх равна «скорости на бесконечности» Роо в гиперболическом движении). Максимальный эффективный радиус равен примерно 5400 км\ в случае параболической ско- рости он составляет 3000 км 13.1]. Таковы размеры той области, в которую фактически приходится целиться, чтобы можно было гарантировать попадание в Лупу. Как видно, это вовсе не то же самое, что «целиться в сферу притяжения Луны», как это оши- бочно может представиться. При полете в плоскости лунной орбиты наименее чувствителен к начальным ошибкам пологий запуск со скоростью, несколько
§ 61 КОРРЕКЦИЯ ТРАЕКТОРИИ 191 превышающей параболическую: могут одновременно допускаться ошибки в величине начальной скорости 50 м/сек, в угле возвы- шения 0,5°, в высоте отсечки двигателя 50 км, во времени старта несколько минут. При старте с территории Советского Союза ошибка 1 м/сек в величине начальной скорости приводит к отклонению точки падения на Луну от расчетной на 250 км. Ошибка в угле возвыше- ния вектора начальной скорости на Г вызывает смещение на 200 км. Такое же смещение будет и при ошибке в моменте старта, равной лишь 10 сек. В результате попадание в Луну может быть обеспе- чено, если ошибка в величине начальной скорости не превышает нескольких метров в секунду, в угле возвышения — 0,1°, в мо- менте старта — нескольких секунд [3.1 б, 3.5]. Эти требования были блестяще выдержаны при нервом в истории попадании в Луну, осуществленном в сентябре 1959 г. советской АЛС «Луна-2» (ошибка в моменте старта составила лишь секунды). Начальная скорость несколько превышала параболическую. Приведенные выше значения допустимых погрешностей не имеют значения па практике, если стоит задача попадания в оп- ределенную точку лунной поверхности, но опи позволяют срав- нить чувствительность к ошибкам наведения различного рода траекторий. § 6. Коррекция траектории На определенном уровне развития космической техники встала задача попадания в определенную, выбранную из научных сооб- ражений точку лунной поверхности или выхода в заранее задан- ный район вблизи Луны (при облете или запуске спутника Луны). В этом случае становится необходимой корррекция траектории на пути к Лупе. Эта коррекция должна перевести космический аппарат па новую траекторию, отличающуюся (хотя и незначи- тельно) как от расчетной, так и от фактической (до коррекции) траектории, но приводящую к цели 13.8]. Повторной коррекцией через некоторый промежуток времени в принципе можно было бы вернуть аппарат и на расчетную траекторию, но в этом обычно нот нужды. Если ставится задача не исправлять продолжительность по- лета до Лупы, а лишь ликвидировать отклонение от расчетной точки падения па Луну, то достаточно отклонить траекторию в поперечном направлении с помощью поперечного импульса, не изменив практически во много раз большую величину скорости полета. Технически сравнительно просто расположить с помощью системы ориентации ось корректирующего двигателя в плоскости, перпендикулярной к направлению на Луну. Для этого можно использовать оптический датчик Луны. Чем ближе к Лупе, тем
192 ДОСТИЖЕНИЕ ЛУНЫ (ГЛ. 7 точнее указанная плоскость совпадает с плоскостью, перпенди- кулярной к вектору скорости полета. Направление корректирую- щего импульса в указанной плоскости выбирается в зависимости от того, в какую сторону нужно переместить на Луне точку паде- ния. Если же нужно изменить (приблизить к запланированному) и время перелета, то ось двигателя должна быть несколько откло- нена от этой плоскости [3.7]. Величина и направление корректирующего импульса должны быть выдержаны с большой точностью. К ошибкам особенно чувствительны траектории минимальной скорости (З^-суточная траектория вдвое чувствительнее 21/2-суточной). Допустимая по- грешность времени включения корректирующего двигателя изме- ряется минутами и десятками минут [3.7]. § 7. Посадка на Луну Встреча космического аппарата с Луной, если не будут приняты специальные меры, должна привести к его разрушению вслед- ствие удара о поверхность Луны. Попробуем выяснить величину скорости соударения. Пусть полет происходит по полуэллиптической траектории с* начальной скоростью 11,09 км/сек, сообщаемой у поверхности Земли в направлении ее вращения (траектория 3 на рис. 63). В апогее в момент достижения орбиты Лупы расстояние космиче- ского аппарата от Земли будет составлять 60 земных радиусов. Согласно формуле (6) гл. 2 (стр. 58) скорость аппарата в этот момент будет равна 11,09:60 ^0,2 км/сек, причем движение будет происходить в ту же сторону, куда движется Луна. Но ско- рость Луны равна 1 км/сек. Поэтому относительная скорость сближения космического аппарата с нагоняющей его Луной составит 1 — 0,2 = 0,8 км/сек. С такой скоростью аппарат ударился бы о поверхность Луны, если бы Луна не притягивала его. Сфера действия Лупы нагоняет аппарат в тот момент, когда он приближается к своему апогею. При этом скорости аппарата и Луны имеют почти одинаковые направления. Поэтому можно считать, что начальная селено- центрическая скорость движения космического аппарата внутри сферы действия Луны (селеноцентрическая скорость входа в сферу действия) равна 0,8 км/сек. По формуле (3) гл. 2, учитывая, что начальное расстояние равно 66 000 км, мы сможем вычислить ско- рость аппарата на расстоянии радиуса Луны (1737 км), т. е. в момент удара. Она оказывается равной 2,5 км/сек. Если увеличить скорость отлета с Земли, то еще сильнее уве- личится скорость космического аппарата на подходе к Луне. Если, например, полет совершается по параболической траектории с на- чальной скоростью 11,19 км/сек, то аппарат в момент пересечения
$ 7] ПОСАДКА НА ЛУНУ 193 границы сферы действия Луны будет иметь скорость порядка 1,3—1,6 км/сек [3.1]г), т. е. увеличение скорости отлета с Земли всего лишь на 1% (по сравнению с минимальной скоростью) приводит к увеличению скорости на границе сферы действия Луны в 6—8 раз. К тому же Лупа теперь будет двигаться не вдо- гонку аппарата, а наперерез ему. В результате относительная скорость входа аппарата в сферу действия Луны составит 1,7— 1,9 км/сек [3.1]. Соответственно скорость падения на поверхность Луны по формуле (3) гл. 2 составит 2,9—3,0 км/сек. Как видим, с увеличением начальной скорости скорость паде- ния на Луну заметно увеличивается, хотя и пе в такой степени, как скорость встречи со сферой действия Луны. Попутно отметим примечательное свойство селеноцентричес- ких траекторий внутри сферы действия Луны. Скорость освобож- дения от лунного притяжения на границе сферы действия Луны равна 38*3 м/сек (ее можно подсчитать по формуле (10) гл. 2, стр. 61). Следовательно, даже минимальная селеноцентрическая скорость входа в сферу действия (0,8 км/сек) более чем вдвое превышает параболическую. Поэтому селеноцентрические траектории внутри сферы действия всегда представляют собой ярко выраженные гиперболы. Благополучная посадка на Лупу автоматической станции тре- бует полного или почти полного погашения скорости ее падения. Так как Луна не обладает атмосферой, то единственным спосо- бом погашения скорости является торможение с помощью ракет- ного двигателя. Зайас топлива для тормозной двигательной установки (ТДУ) должен содержаться на борту космического аппарата. Каков этот запас? Если предположить, что характеристическая скорость тор- можения (скорость, которая гасится, плюс гравитационные потери) равна 3 км/сек, а скорость истечения продуктов сгорания также равна 3 км/сек, то согласно формуле Циолковского масса косми- ческого аппарата при начале торможения должна быть в 2,7 раза больше массы в конце торможения, т. о. топливо должно состав- лять 63% массы аппарата. Чтобы затраты топлива па торможение были минимальны, необходимо вывести автоматическую станцию па траекторию полета к Луце с минимальной начальной скоростью. При этом, как мы видели, скорость, которую надо погасить, равна 2,5 км/сек. Таким образом, траектории перелета, предназначенные для посадки на Луну, отличаются от «ударных» траекторий попадания х) Различия в скоростях входа объясняются тем, что точки встречи со сферой действия Луны для различных параболических траекторий (нри разных углах возвышения начальной скорости) находятся на несколько отли- чающихся расстояниях от Земли. 11а среднем расстоянии Луны от Земли параболическая скорость равна 1,4 км/сек. 7 В. И. Левантовский
194 ДОСТИЖЕНИЕ ЛУНЫ 1ГЛ. 7 тем, что первые — эллиптические, а вторые, как правило, — гиперболические, близкие к параболе. Но эллиптические траекто- рии особенно чувствительны к погрешностям в величине началь- ной скорости и полет по ним требует дополнительного запаса топлива для коррекции. Чтобы уменьшить количество топлива, затрачиваемое па тор- можение, теоретически выгоднее всего начинать гасить скорость па минимальном расстоянии от Лупы. Чем дольше происходит торможение, тем больше гравитационные потери (тормозной дви- гатель должен не только погасить уже имеющуюся скорость, но и дольше препятствовать ее дальнейшему возрастанию под действием притяжения Луны). Ограничением здесь является то, что чересчур быстрое торможение вблизи Луны может привести к столь большим перегрузкам, что они разрушат научную аппара- туру или погубят космонавтов. Нецелесообразно также разби- вать торможение на несколько активных участков (например, первый расположить па высоте 1000 км над Луной), так как это только увеличило бы энергетические затраты. Здесь действует общий принцип механики космического полота: всегда выгоднее расходовать топливо вблизи от небесного тела, чем вдали от него г). Управление при посадке должно осуществляться бортовой авто- номной системой, так как точность слежения за движением аппа- рата с Земли недостаточна и вдобавок сигналы с Земли будут запаздывать (радиосигнал от Земли до Луны и обратно идет 2,5 сек). Лишь первый сигнал о начале маневров по спуску может даваться с Земли [3.9]. Тормозная двигательная установка не может включаться по сигналу программного временного устрой- ства, находящегося на борту космического аппарата, так как нич- тожная ошибка в величине начальной скорости отлета с Земли, рав- ная, например, 0,3 м!сек, приведет к ошибке во времени встречи с Луной на 100 сек, и торможение начнется на нерасчетной высоте, поскольку аппарат за это время пролетит примерно 260 км [3.101. В зависимости от возможностей системы управления посадка может быть грубой (или, как еще говорят, «жесткой» или «полу- жесткой»), когда скорость встречи аппарата с лунной поверхно- стью составляет десятки метров в секунду (скорость автомобиля, налетающего на препятствие), и мягкой, когда прилунение проис- ходит столь же плавно, как приземление парашютиста. J) Представим себе, например, что мы хотим запустить вертикально вверх ракетный аппарат с параболическом скоростью (т. е. 11,19 км/сек у поверх- ности Земли), но мы недобрали скорость и сообщили ему 11,09 км/сек. При этом, как мы знаем, аппарат достигнет орбиты Jlynu с нулевой скоро- стью. Если мы хотим теперь здесь, на расстоянии 384 400 км от Земли, за- ставить аппарат все же «достичь бесконечности», то должны уже добрать не 0,1 км/сек, а 1,4 км/сек (параболическая скорость на орбите Луны).
9 fl ПОСАДКА НА ЛУНУ 195 Рис. 71. Основные этапы полета АЛС «Луна-9»: 1 — старт 31 ян- варя 1966: 2 — разгон с проме- жуточной орбиты; з — коррек- ция; 4 — астроориентация, тор- можение и мягкая посадка. советской автоматической лунной станцией При грубой посадке скорость сближения космического аппа- рата с Луной гасится полностью на некоторой высоте над лунной поверхностью, после чего аппарат свободно падает. По неосуще- ствленному американскому проекту (вариант программы «Рейн- джер»), например, точное падение должно было начаться па высоте 350 м и привести к встрече с Луной со скоростью 40 м/сек. При мягкой посадке после полного или почти полного пога- шения скорости основным двигателем могут включаться вспомо- гательные малые («верньерные») ракетные двигатели. Они управ- ляются в зависимости от показаний радиолокатора (данные о скорости) и радиовысотомера (данные о высоте) и должны удерживать скорость падения в узких пределах, а также не позволять аппарату опрокинуться [3.9, 3.10I. Верньерные двигатели хмогут ра- ботать непрерывно или в импульсном режиме [3.11]. Сравнительно слабый удар при посадке амортизируется с помощью специальных приспособ- лений. Классическим примером мягкой по- садки является первая в истории по- добная посадка, осуществленная 3 фе- враля 1966 г. (АЛС) «Луна-9». Рассмотрим основные этапы полета станции (рис. 71) [3.11]. 31 января 1966 г. станция «Лупа-9» была выведена на проме- жуточную орбиту спутника Земли высотой 173 км в перигее и 224 км в апогее и наклоном 52®. Дата старта была приурочена к наступлению лунного утра в Океане Бурь — намеченном месте прилунения. Иными словами, посадка на Луну должна была быть совершепа вблизи терминатора — границы света и тени на Луне, что обеспечивало контрастность фотографий лунпых пейзажей (большая длина теней из-за низкого расположения Солнца на лунном небе) и благоприятный температурный режим станции после посадки. При разгоне с орбиты станция получила скорость, обеспечи- вавшую достижение Луны через 3,5 суш. Благодаря этому в мо- мент прилунения станция должна была быть наблюдаема с Земли высоко над го