Как уже указывалось, одним из серьезных недостат­ков астрофизических исследований при помощи ракет является кратковременность пребывания последних в верхних слоях атмосферы. В настоящее время известен лишь один путь устранения этого недостатка — запуск искусственного спутника Земли.

Тело, вращающееся вокруг Земли по замкнутой орбите за пределами атмосферы, будет продолжать свое движение неограниченное время без затраты энергии. Теоретически вокруг небесного тела может быть бесконечно большое количество таких орбит; тело может иметь несколько естественных спутников, таких, например, как вовлеченные метеоры или Луна. После того как была высказана идея создания искусственного спутника, ученые предложили несколько проектов. Многие из них являются совершенно нереальными и свидетельствуют о незнании практики, но, с другой стороны, имеются предложения о запуске небольших ракет, оснащенных приборами, требующие серьезного рассмотрения.

В целесообразности применения искусственных спутников для исследований на больших высотах сомнений нет. С их помощью можно продолжить работу над изу­чением космического излучения, передачи радиосигналов в ионосфере, солнечного спектра, земного альбедо (отражения света) и, возможно, спектров планет. Прежде чем решить вопрос, относится ли запуск искусственного спут­ника к области фантастики или нет, необходимо рассмотреть основные теоретические положения, относящиеся к созданию искусственного спутника, а затем уже изучить все возникающие при этом инженерные проблемы.

На первый взгляд может показаться, что идея об аппарате, вечно движущемся в космическом пространстве без затраты энергии и сделанном руками человека, подрывает основы классической механики. Как известно, согласно законам механики, вечное движение невоз­можно. Однако ежедневное вращение небесных тел и планет вокруг Солнца и спутников вокруг планет дока­зывает, что такое движение осуществимо. Конечно, каж­дому известен тот факт, что тело, находящееся в движении, стремится продолжать это движение до тех пар, пока оно не встретит какого-либо препятствия. Строго говоря, современная теория исходит из того факта, что ничем не ограниченное движение тела, изолированного в пространстве, возможно только по прямой линии. В присутствии таких тел, как Земля или Солнце, геометрия пространства уже перестает быть простой эвклидовой гео­метрией; она изменяется таким образом, что траектория свободно движущегося тела становится криволинейной. В поле тяготения траектория свободного движения тела может иметь форму эллипса, параболы или гиперболы.

Следовательно, при достаточном удалении от других тел необходимо затратить энергию, чтобы заставить сво­бодно движущееся тело следовать по криволинейной траектории, тогда как при наличии других тел требуется затрачивать энергию, чтобы заставить тело двигаться по прямой. Таким образом, если небольшое тело движется в космическом пространстве около тела с относительно большой массой, то траектория его движения будет криволинейной; при скорости меньше параболической орбита этого тела замкнется и станет эллипсом. Есте­ственно, что тело должно будет двигаться по этой орбите, не сходя с нее. На самом же деле, если принять во вни­мание теорию относительности, это не совсем так, по­скольку орбита не замыкается. Фактически изменение орбиты сведется к тому, что нормальный эллипс не­сколько исказится за счет поворота большой оси эллипса в его плоскости и соответствующего смещения положе­ния афелия и перигелия. Такое изменение орбиты следует учитывать лишь тогда, когда речь идет о быстро движу­щихся телах вблизи тел с большими массами; в солнеч­ной системе его следует принимать во внимание лишь по отношению к Меркурию — самой близкой к Солнцу пла­нете.

Поэтому в большинстве случаев можно считать, что небесные тела двигаются по эллипсам, если не считать некоторого изменения орбит, вызываемого взаимным влиянием планет друг на друга. Некоторое отклонение вызывается также влиянием приливного трения и столк­новениями с межпланетной пылью и другими частицами, которые беспорядочно разбросаны в пространстве. Дви­жение через замедляющую среду уменьшает радиус-век­тор, который определяется как линия, соединяющая дви­жущееся тело с центром тяготения. Это сказывается в увеличении линейной скорости во всех точках орбиты с соответствующим уменьшением периода вращения. Хотя на первый взгляд это и может показаться парадо­ксальным, но можно доказать, что сопротивление движе­нию тела заставляет его падать в направлении центра притяжения. В результате кинетическая энергия увеличи­вается за счет потенциальной энергии, а тело переме­щается на орбиту, расположенную ближе к центру при­тяжения. Чтобы сохранить эту свою орбиту, тело должно двигаться быстрее.

Мы уже видели, что в мировом пространстве имеется множество осколков вещества в виде межпланетного газа и метеорных тел; их размеры колеблются от мельчайших частиц (меньше молекул) до тел массой в несколько тонн. Тем не менее их влиянием на планеты солнечной системы можно пренебречь, за исключением суммарного влияния за период, измеряемый в миллионах лет. Искус­ственные спутники, запущенные в мировое пространство, также будут подвергаться незначительному влиянию со стороны межпланетных частиц, за исключением случаев прямого столкновения космической ракеты с метеорным телом. Анализ статистических данных [1, 2] показывает, что вероятность таких случаев исключительно мала и не­большой искусственный спутник может просуществовать много лет.

Таким образом, если тело, которое уже находится в мировом пространстве за пределами экзосферы, на не­котором ограниченном расстоянии от Земли привести в движение, то можно считать, что оно будет двигаться в этой среде, не оказывающей ему сопротивления, прак­тически бесконечно долго. Можно вычислить скорость, которую необходимо сообщить телу, чтобы оно могло двигаться по круговой орбите вокруг Земли.

Простейшим случаем является движение тела по кру­говой орбите. Скорость, необходимую для движения по круговой орбите, можно определить, приравнивая цен­тробежную силу силе притяжения на расстоянии, равном радиусу орбиты

где g_o — ускорение силы тяжести на поверхности Земли, R — радиус Земли, r — радиус круговой орбиты. Период движения тела по такой орбите легко рассчитать по фор­муле

Полная энергия тела, движущегося по орбите, равна сумме потенциальной и кинетической энергий

Например, тело, вращающееся на расстоянии 322 км, имело бы энергию 3,3·10⁷ кгм/кг, тогда как тело, движу­щееся по орбите с 24-часовым периодом обращения, имело бы энергию 5,8·10⁷ кгм/кг.

Можно показать, что скорость, необходимая для про­должения движения тела по круговой орбите на любой высоте в поле тяготения, равна 0,707 освобождающей ско­рости на этой же высоте. Естественно, что эта скорость должна быть направлена перпендикулярно радиусу-век­тору. Таким образом, тело, вращающееся в пределах зем­ной атмосферы, должно было бы двигаться со скоростью 7,9 км/сек, тогда как на расстоянии, равном расстоянию до Луны, эта скорость уменьшается до 1,03 км/сек, т. е. до скорости движения Луны по своей орбите.

Поэтому на первый взгляд может показаться, что легче разогнать ракету до круговой скорости, чем заста­вить ее преодолеть силу земного притяжения по параболической орбите, так как скорость движения по кругу всегда меньше 3/4 освобождающей (параболической) ско­рости. Но для этого необходимо поднять ракету на такую высоту, где уже не ощущается атмосфера. Простой ана­лиз показывает, что в результате выстрела с поверхности Земли нельзя заставить тела вращаться по замкнутой орбите. Все такие тела должны двигаться по траекториям, которые пересекают поверхность Земли в двух точках: в точках взлета и падения. Для того чтобы тело стало спутником, к нему необходимо приложить движущую силу на двух различных стадиях полета.

Фиг. 91. Полная скорость, которая необходима для до­стижения ракетой круговой орбиты, находящейся на заданном расстоянии от Земли, с использованием раз­личных типов переносных орбит. Простейшим способом перевода ракеты на круговую орбиту является путь „С", представляющий собой эллипс, касающийся поверхности Земли и круговой орбиты.

Возможны два предельных случая, когда ракеты вы­ходят на круговую орбиту (фиг. 91). В первом случае орбита типа «А» предполагает вертикальный подъем по радиусу-вектору до высоты такой орбиты, после чего при­лагается сила, которая изменяет направление скорости на 90° и позволяет достигнуть скорости, необходимой для движения по этой орбите. Кривая, соответствующая ор­бите «А», показывает, с какими напрасными потерями энергии связан этот способ. Второй предельный случай, отвечающий оптимальным условиям, связан с сообще­нием ракете с момента запуска горизонтального ускоре­ния, причем она разгоняется до перигейной скорости ор­биты «С», которая представляет собой эллипс, соприка­сающийся с Землей в перигее и с круговой орбитой в апогее. Дальнейший прирост скорости происходит, когда ракета, совершая движение по переходной эллиптической орбите, достигает положения апогея и в этой точке пере­ходит на круговую орбиту. Из приведенных на фиг. 91 данных видно, что прирост скорости в случае движения по орбите «С» намного меньше, чем в случае движения по орбите «А», т. е. при вертикальном подъеме. Но даже при этих оптимальных условиях для движения по круго­вой орбите требуется большая энергия, чем для полного выхода из поля земного тяготения по параболической ор­бите. Все такие круговые орбиты находятся на расстоя­нии больше 3,5 земных радиуса от Земли.

На фиг. 91 можно видеть, что полный прирост скоро­сти, необходимый для перемещения ракеты на круговую орбиту (характеристической скорости), когда она близка к поверхности Земли, лишь ненамного меньше освобо­ждающей скорости. Это вытекает из необходимости иметь два различных периода полета с работающим дви­гателем, что в свою очередь требует подъема двигателя и горючего в поле тяготения для использования их в апогее.

Для ближайших орбит (находящихся непосредственно за границей атмосферы) характеристическая скорость бу­дет составлять примерно 10 км/сек; для сравнения сле­дует напомнить, что современная ракета, как например двухступенчатая ракета «Бампер Вак», развивает ско­рость 2,5 км/сек. Ниже будет показано, что практически вполне возможно получить необходимое увеличение ско­рости после окончания работы двигателя и таким обра­зом заставить тело двигаться по нужной орбите. Такие искусственно созданные луны будут иметь возмущенные орбиты, аналогичные любому другому небесному телу. Если рассматривать эти спутники с практической сто­роны, то следует выяснить, будут ли их орбиты стабильны или же под влиянием различных факторов они изменятся настолько, что смогут привести к разрушению искус­ственного спутника.

Во-первых, Солнце может вызвать такие возмущения, которые будут удалять спутник от Земли в соединении и противостоянии (сизигии — взаимные положения тел, при которых Солнце, Земля и спутник находятся на одной прямой линии) и приближать его к Земле в квадратурах (когда линия, соединяющая центры Солнца и Земли, об­разует прямой угол с линией центров Земли и спутника). Это явление аналогично силе, вызывающей приливы, по­скольку речь идет об ускорениях, участвующих в процессе.

Возмущения могут возникнуть от экваториального вздутия Земли в тех случаях, когда орбита спутника находится недалеко от Земли. Если плоскость орбиты со­ставляет угол с плоскостью экватора, то точки пересече­ния (узлы)¹ будут перемещаться с востока на запад. Под влиянием Солнца узлы орбит также перемещаются с востока на запад в соответствующей плоскости, кото­рая является промежуточной между плоскостью эклип­тики и плоскостью земного экватора (фиг. 92). В случае эллиптической орбиты экваториальное вздутие также вы­зывает перемещение линий апсид, что приводит к измене­нию геоцентрической долготы перигея и апогея.

¹) Узел орбиты — это точка пересечения орбиты с плоскостью эклиптики. — Прим. перев.

Луна, которая, как известно, имеет довольно большую массу и находится сравнительно близко от Земли, также вызовет значительное изменение орбиты искусственного спутника, но лишь в исключительных случаях уведет спутника с его орбиты. Если плоскость орбиты спутника

Фиг. 92. Влияние Солнца сказывается в регрессии узлов орбиты спутника. Поднимаясь над плоскостью эклиптики в точке С под влиянием Солнца, спутник вынужден вер­нуться в эту плоскость скорее, чем он сделал бы, не испыты­вая влияния Солнца. Поэтому нисходящий узел смещается из точки А в точку В. Аналогично, находясь под плоскостью эклиптики, спутник под влиянием Солнца перемещается обратно таким образом, что узлы смещаются из точки D к точке Е.

не совпадает с плоскостью орбиты Луны, то под влия­нием Луны изменятся эксцентриситет и наклонение ор­биты и даже период вращения искусственного спутника. Эти изменения будут зависеть от положения гео­центрического соединения и противостояния относи­тельно линий узлов и апсид. Если пренебречь перемеще­ниями этих линий, то возмущения будут строго периодиче­скими, когда периоды обращения Луны и спутника будут пропорциональны: например, период обращения спутника будет равен 1/2, 1/3, 2/5, 1/4 и т. д. периода обращения Луны. В этих случаях возмущения будут усиливаться, достигая большой величины. Однако, если периоды вра­щения примерно равны, то возникают возмущения с боль­шим периодом, которые могут вызвать нежелательный эффект лишь в том случае, если спутник будет вра­щаться в течение многих сотен лет.

Действие подобных разрушительных возмущений мо­жно наблюдать на примере промежутков в кольцах Са­турна и в поясе астероидов, огромное количество которых окружает Солнце между орбитами Марса и Юпитера. Промежутки в кольцах представляют собой орбиты ма­леньких лун, периоды вращения которых пропорцио­нальны периодам вращения спутников Сатурна, тогда как промежутки в поясе астероидов находятся на таких рас­стояниях от Солнца, что периоды вращения тел, движу­щихся по этим орбитам, должны быть соизмеримы с пе­риодом вращения Юпитера.

Луна будет так же влиять на искусственный спутник, как планеты солнечной системы влияют друг на друга. Радиальные и ортогональные компоненты возмущающей силы повлияют на период вращения спутника и вызовут вращение линии апсид и смещение узлов орбиты спут­ника. Эти явления можно исследовать методами небесной механики, которые позволяют объяснить влияние планет солнечной системы друг на друга.

В табл. 8 приводятся различные возмущения движе­ния спутника Земли, вызванные влиянием Луны, Солнца и Земли. На основе данных таблицы можно прийти к вы­воду, что при правильном выборе орбиты изменения бу­дут не настолько велики, чтобы нарушить стабильность орбиты искусственного спутника; они только видоизменят ее форму.

Если бы по круговой орбите удалось запустить даже небольшой искусственный спутник без приборов таким образом, чтобы за ним можно было вести наблюдения с Земли, то подобный запуск оказался бы полезным не только для навигации; его можно было бы также успешно использовать для физических исследований при помощи отражения радиоволн и наблюдения за его звездной ве­личиной. Таково первое реальное использование искус­ственного спутника,

Таблица 8

Фиг. 93. Обнаружение искусственного спутника с помощью радиолокационных и оптических установок.

Метод оптических наблюдений также не всегда дает благоприятные результаты. Приняв альбедо спутника равным 0,4, можно определить видимую звездную вели­чину для сфер различных радиусов. Из фиг. 93 можно также видеть, что спутника, находящегося на ближайших орбитах, невозможно увидеть невооруженным глазом, если он является шаром радиусом меньше 3-4 м. Од­нако спутник легко может быть обнаружен посредством телескопа с умеренной апертурой. Для будущих полетов представляет интерес тот факт, что крупную межпланет­ную станцию диаметром 100 м можно будет увидеть не­вооруженным глазом на расстоянии, равном расстоянию до устойчивой орбиты с 24-часовым периодом обращения. Судя по всему, идея запуска искусственного спутника кажется вполне реальной. Однако этот запуск связан с целым рядом проблем. Возникает вопрос, можно ли будет обойтись без атомного двигателя, без трудно вы­полнимых конструкций или новых горючих веществ? Предварительный анализ показывает, что для достиже­ния требуемой характеристической скорости, необходимой для запуска спутника ни ближнюю орбиту, потребуется трехступенчатая ракета. Конечная скорость выражается в соответствии с экспоненциальным законом:

1) Это нереально, ибо при этом по мере выгорания топлива устойчивость будет теряться.

Существует большое количество различных комбина­ций горючих веществ, которые теоретически могут обес­печить получение удельного импульса свыше 250 сек., но практически двигатели в основном имеют максимальный импульс около 200 сек. Некоторые смеси могли бы дать удельный импульс 300-350 сек., но такие результаты можно получить только на экспериментальных установ­ках. К подобным смесям следует отнести фтор и гидриды бора, но такая смесь с большой энергией не требуется для простой ракеты-спутника. В табл. 9 приводятся неко­торые смеси, которые уже в настоящее время могут дать требуемый импульс.

Таблица 9

Горючие смеси оцениваются в зависимости от им­пульса плотности и удельного импульса. Естественно, что плотность следует принимать во внимание, поскольку от нее зависит относительная масса, которая может быть получена. Хотя смесь жидкого водорода и жидкого кислорода может дать высокий удельный импульс, плот­ность этих компонентов такова, что в результате неблаго­приятного влияния ее на относительную массу получится более низкая конечная скорость (при выгорании всего топлива), чем при сгорании другой смеси — менее эффе­ктивной, но имеющей большую плотность.

В настоящее время уже нет сомнений, что удельный импульс, равный 250 сек., будет достигнут при исполь­зовании эффективных форсунок для обеспечения макси­мального коэффициента сгорания, совместно с испари­тельным охлаждением, которое дает преимущество при огромных температурах в камере сгорания. Если такие факторы, как токсичность горючих веществ, простота по­грузки, производство, хранение, стоимость и пр., имели значение для ракет-снарядов, то они далеко не так важны для ракет, предназначенных для научных иссле­дований.

Наконец, следует рассмотреть полезную нагрузку искусственного спутника. Расчеты показывают, что по­требуется 1000 частей массы при взлете на одну часть полезной нагрузки при входе на орбиту. При этом пред­полагают, что удельный вес полезной нагрузки состав­ляет 0,1 (на ракете «Фау-2» он равнялся 0,08, а на ра­кете «Викинг» — 0,17). Если вместо простой ракеты мы захотели бы иметь ракету с полезным грузом, предста­вляющим собой телеизмерительные приборы и источники энергии весом 90 кг, то постройка такой орбитальной ра­кеты производилась бы по следующим расчетам:

Для ракет первой ступени необходимости в новом мощ­ном моторе нет, поскольку четырех моторов типа «Фау-2» с общей тягой 104 т вместе с кольцом ячеистых сбрасы­ваемых ускорителей вполне достаточно. Особых конструк­тивных трудностей также не встретится, а насосы, спо­собные обеспечить подачу необходимого количества горючего, вполне доступны. Ракеты второй и третьей ступени почти не будут отличаться от орбиту. Разработка таких приборов для управляемых снарядов, которая проводится в настоящее время, значи­тельно облегчит эту задачу.

Первые опыты, вероятно, заключались бы в определе­нии характеристик экзосферы. Полезная нагрузка, кото­рую нужно поместить на орбиту спутника, может состоять из расширяющейся нейлоновой или пластмассовой сферы с небольшим металлическим покрытием для обнаружения его при помощи радиолокационной установки (либо на самом шаре должен быть установлен ответчик). Орбиты таких сфер, расположенных на различных высотах, будут подвергаться изменениям в результате воздействия экзосферных газов; зная эти изменения, можно рассчитать плотность и протяженность экзосферы. Все эти вопросы необходимо изучить заранее, прежде чем будет сконструи­рован искусственный спутник для движения по орбите, расположенный сравнительно близко от Земли.

Одной из трудных задач является обеспечение источ­никами энергии спутника, оборудованного большим ко­личеством приборов. В обычной высотной ракете источ­никами питания может быть занято около половины полезной нагрузки; при этом оборудование обеспечи­вается питанием в течение всего лишь нескольких минут. Было бы непрактично обеспечивать питание приборов от батарей или за счет энергии топлива, которое будет тра­титься на вращение генератора. Правда, остается еще возможность использовать «свободную» энергию, наибо­лее вероятным источником которой является солнечная радиация. Рассмотренная система представляет собой «солнечный» регенератор, который преобразует энергию, излучаемую Солнцем (каждый квадратный сантиметр поверхности Солнца излучает 92 000 кал/мин). На сред­нем расстоянии между Землей и Солнцем (150 000 000 км) плотность этого излучения в значительной мере умень­шается, но все же известно, что 1 см² площади, перпен­дикулярной к солнечным лучам, получает ~ 2 кал/мин. Эта величина называется солнечной постоянной; выше было уже показано, что точное ее определение стало воз­можным благодаря развитию техники ракетных исследований.

Как предполагают, специальное зеркало будет фоку­сировать солнечные лучи на кольцах, через которые цир­кулирует рабочее вещество. Если площадь зеркала равняется 1 м², то получаемая энергия будет составлять

Фиг. 94. Схема силового агрегата и электросистемы для оснащен­ного приборами спутника. Энергия солнечной радиации используется для нагрева рабочего вещества. По­следнее приводит в движение турбину, соединенную с генератором, который дает электрический ток.

2,0 — 104 кал/мин, что, согласно первому закону термо­динамики, соответствует мощности 1,4 квт. Зная ско­рость движения рабочего вещества, можно определить его температуру, которая в этом случае может достиг­нуть больших величин. На фиг. 94 приводится полная схема такого энергетического узла. От нагревательных колец рабочая жидкость идет к турбине и проходит к частям с низкой температурой и низким давлением, образующим замкнутую систему. Излишнее тепло можно было бы отвести в мировое пространство при помощи радиаторов, установленных на затемненной части ракеты.

Для перекачки рабочего вещества из бака с низким давлением в части системы с высоким давлением необхо­дим компрессор, связанный с валом турбины. Было бы довольно выгодно применить в такой системе рабочее вещество с высокой удельной теплоемкостью (обычно одноатомные газы). Однако рабочее вещество должно также обладать высокой плотностью для уменьшения габаритов аппарата, а также числа ступеней компрес­сора и турбины. Если спутник предназначается для про­должительного полета, при котором необходимо обеспе­чить отсутствие эрозии и химического разрушения, то следует употреблять преимущественно инертное рабочее вещество. Вполне возможно, что в качестве такового лучше всего использовать аргон, который имеет сравни­тельно высокую плотность и является инертным и одно­атомным газом. Рабочим веществом могут служить также пары ртути, но высокая точка замерзания (234,1°К по сравнению с 84°К для аргона) ограничивает цикл при более низких температурах. Мощность, необ­ходимая для телеметрирования на Землю сведений с кос­мического корабля, движущегося у границ атмосферы, будет равняться примерно 100 вт; такую мощность вполне можно получить при помощи подобной установки.

Искусственные спутники, оснащенные приборами, в пер­вую очередь будут использоваться для расширения про­граммы исследований, проводившихся при помощи высот­ных ракет. В космическом пространстве в течение отно­сительно большого периода времени могли бы работать телескопы космических лучей, счетчики и другие при­боры; представилась бы возможность исследовать спектры Солнца, Луны и Земли, а также магнитное поле Земли, особенно во время хромосферных вспышек на Солнце. Искусственный спутник будет служить как бы своеобраз­ной солнечной обсерваторией, при помощи которой ученые смогут получать сведения о солнечном излучении в далекой ультрафиолетовой области спектра. Это даст возможность лучше узнать природу солнечных корпускул и их связь с магнитными бурями и полярными сияниями. Благодаря запуску искусственного спутника можно будет разрешить проблему внезапного возникновения магнитных бурь и выяснить правильность предположения, вы­сказанного Гоулдом [3], который считал, что поток сол­нечных корпускул создает ударную волну в межпланет­ном газе. Для измерений интенсивности в важнейших об­ластях спектров других планет можно было бы запустить несколько ракет со стабильными платформами, такими какие сделаны, например, в «искателе» Солнца. Таким образом удалось бы исследовать планеты Марс и Венеру и устранить ряд неясностей относительно строения их ат­мосфер.

После создания искусственного спутника, когда появится некоторый опыт в управлении и в наблюдении за его приборами на расстоянии, вряд ли будут существо­вать непреодолимые трудности, препятствующие запуску космических кораблей в глубь межпланетного простран­ства. Тогда будет предпринята попытка приблизиться к другим планетам или войти в орбиту Марса или Ве­неры.

Поскольку все планеты солнечной системы движутся в одном направлении вокруг Солнца со скоростями, зна­чительно превышающими скорость, которая необходима для преодоления гравитационного потенциала Солнца при подъеме или падении, известно, что траектории перехода с одной орбиты на другую представляют собой эллипсы с Солнцем в одном из фокусов. Более того, эллипсы, обеспечивающие минимальные затраты горю­чего на переход с одной орбиты на другую, касаются этих орбит в момент взлета и по достижении конечной цели. Они известны под названием тангенциальных пере­ходных эллипсов [4].

Хотя планеты движутся по эллиптическим орбитам вокруг Солнца, их орбиты не находятся точно в одной и той же плоскости. Орбита Марса наклонена к эклип­тике под углом 1,85°. Вследствие эллиптичности орбит расстояния от планет до Солнца и их скорости изме­няются во время движения по орбите. Земля находится в перигелии приблизительно 1 января, будучи ближе всего к Солнцу зимой в северном полушарии. В этой точке она находится на 5 000 000 км ближе к Солнцу, чем в афелии. Более того, в перигелии скорость движе­ния по орбите равняется 30,25 км/сек по сравнению со скоростью 29,26 км/сек на самой отдаленной части ор­биты. Марс же, напротив, достигает перигелия в той части своей орбиты, которая совпадает с положением Земли в конце августа, при долготе 335,1°. Долгота изме­ряется от положения Земли в осеннем равноденствии (на радиусе-векторе, направленном к созвездию Овна). Сле­довательно, перигелий и афелий Марса не совпадают с перигелием и афелием Земли и, кроме того, ни тот ни другой не попадают в плоскость земной орбиты! Восходящий узел отстоит на 49,1° от положения осеннего равноденствия Земли.

Фиг. 95. Орбиты Земли и Марса. Показано положение афелия и перигелия, а также орбитальные скорости в этих точ­ках (расстояния даны в миллионах километров).

Приведенные цифры дают возможность сравнить эти две орбиты и установить, когда расстояние между пла­нетами будет минимальным или максимальным (фиг. 95). Кроме того, можно определить характер перехода с од­ной планеты на другую. Важные данные, относящиеся к орбитам Земли и Марса, представлены в табл. 10, а данные, относящиеся к самим планетам, в табл. 11.

Таблица 10

Орбиты Земли и Марса

Таблица 11

Планеты Земля и Марс

Известно, что при достижении освобождающей ско­рости тело, преодолев силу земного притяжения, может двигаться в бесконечность (теоретически). Если тело начинает полет с более высокой (гиперболической) скоростью, то в бесконечности у него сохранится остаточная скорость. К этому необходимо стремиться при посылке космического корабля в бесконечность, но следует по­мнить, что практически под бесконечностью подразуме­вается очень большое расстояние от Земли (в отличие от математического понятия бесконечности). В действительности ракетный двигатель должен сообщить космиче­скому кораблю такую скорость, чтобы, преодолев сопро­тивление силы тяжести Земли, он имел остаточную ско­рость. Эта скорость необходима для перехода с орбиты Земли вокруг Солнца на эллиптическую орбиту, афелий которой находится на расстоянии, равном расстоянию до Марса. Это одно из главных требований, предъявляемых к кораблю, который полетит на Марс. Если бы такой полет был совершен, то телеизмерительные установки смогли бы передать данные, полученные во время пребы­вания вблизи этой планеты.

Можно подсчитать, с какой скоростью, превышающей освобождающую скорость, нужно оторваться от Земли, чтобы получить необходимую остаточную скорость. На фиг. 96 показаны эти начальные скорости, которые суть не что иное, как скорости, приобретаемые ракетой после полного выгорания горючего и необходимые для покры­тия рассчитанных расстояний от Солнца. Из фиг. 96 видно, что увеличение скорости даже на несколько сотых километра в секунду при полном сгорании топлива мо­жет вызвать значительные изменения конечных резуль­татов.

При запуске ракеты с Земли возможны два крайних случая: ракету можно запустить в перигелии, когда Земля движется очень быстро, но ближе всего находится к Солнцу, или, наоборот, запуск может состояться в афелии. Результаты также показаны на фиг. 96, из которой видно, что с точки зрения расхода горючего го­раздо выгоднее запускать ракету с Земли в афелии. Воз­никает естественный вопрос, когда лучше всего прибли­зиться к Марсу — в афелии или перигелии?

Фиг. 96. Скорости, значительно превышаю­щие освобождающую скорость и необходимые для достижения различных расстояний от Солнца при взлете с Земли в положениях перигелия, афелия и в промежуточном поло­жении.

Результаты анализов [5, 6] показывают, что удобнее все­го приблизиться к Марсу, когда он находится в афелии. Из общего закона [5] следует, что для перелета на любую планету, имеющую меньшую освобождающую скорость, чем освобождающая скорость на поверхности Земли, тре­буется большая скорость на промежуточной орбите и при переходе с орбиты Земли на эту орбиту.

Как упоминалось выше, линии апсид двух орбит не совпадают, и ракета не может быть запущена с Земли по тангенциальному промежуточному эллипсу в периге­лии: она не достигнет Марса в афелии. Ракета должна покинуть Землю за 54 дня до достижения Землей перигелия, т. е. примерно 26 февраля. При приближении ра­кеты к Марсу со скоростью, равной освобождающей ско­рости, потребуется изменить скорость на 0,64 км/сек, чтобы попасть на круговую орбиту около Марса с радиу­сом 18 500 км и периодом вращения 21 час (фиг. 97). Установлено, что характеристическая скорость наиболее выгодной к афелию орбиты равна 14,1 км/сек.

Расчеты показали, что ракета должна иметь по край­ней мере три ступени с относительной массой 4,2 и удельным импульсом 325 сек.; первая и вторая ступени дол­жны иметь отделяющиеся конструкции. Схема такой исследовательской ракеты приведена на фиг. 98. Най­дено, что на каждую единицу массы полезной нагрузки искусственного спутника, который будет двигаться по орбите Марса, потребуется 1275 единиц массы при взлете. На фиг. 98 приведен также график прироста ско­рости и показывается, как достигается характеристиче­ская скорость на различных стадиях с учетом основных потерь.

Во время полета на Марс будут проводиться в основ­ном пять видов измерений. Прежде всего, крайне важно получить точные данные о положении самого корабля, без чего другие данные потеряют всякую ценность. Место­нахождение спутника по отношению к Солнцу можно определить при помощи фотоэлементов. При помощи та­ких же фотоэлементов можно будет обеспечивать разло­жение оптического изображения для получения детальной фотографии поверхности Марса. Кроме того, в задачу искусственного спутника входит измерение магнитного ноля планеты и его интенсивности, определение интенсив­ности космических лучей для исследования влияния гелиоцентрического поля на спектр первичных космических частиц и, наконец, измерения при помощи радиолокацион­ных установок для получения приблизительной контурной карты планеты.

Фиг. 97. Орбитальные скорости и периоды спутников Марса.

Фиг. 98. Требования, выполнение которых позволит ракете стать искусственным спутником Марса. Для каждой единицы массы полезной нагрузки требуется при взлете 1275 единиц массы. Конструкция 1-й и 2-й ступени ракеты должна обеспечивать их отделение.

Необходимо также выяснить возможность передачи телеизмерений с Марса на Землю. Пренебрегая (на время) огромным расстоянием, отделяющим обе планеты в противостоянии и соединении, мы должны учесть, что не все противостояния одинаково благоприятны. При наиболее близких противостояниях, какие произойдут, например, в 1956, 1970 и 1985 гг., Марс будет находиться на расстоянии 56·10⁶ км, тогда как при отдаленных про­тивостояниях расстояние между Землей и Марсом равно 10·10⁷км. Следовательно, при неблагоприятном про­тивостоянии для передающей станции требуется в че­тыре раза больше энергии, чем при благоприятном.

Более того, расстояние, разделяющее планеты, изме­няется достаточно быстро как до, так и после противо­стояния (фиг. 100). На фиг. 102 приводится мощность, необходимая для передачи данных на Землю для случая неблагоприятного противостояния. Эту энергию, как и на искусственном спутнике, можно получить от установки с замкнутым циклом, работающей на солнечной энергии. При этом, однако, следует учесть, что при движении по орбите Марса солнечная постоянная значительно изме­няется. На фиг. 101 графически изображено изменение значений солнечной постоянной на орбите Марса в тече­ние 6 мес. перед благоприятными и неблагоприятными противостояниями и после них. Данные, приведенные на фиг. 101 и 102, показывают ограниченность полезного времени передачи со спутника Марса. Количество необ­ходимой для этого энергии неизвестно.

Предположим прежде всего, что применяются антен­ные системы, из которых наибольшая должна находиться на Земле, поскольку размеры разведывательной ракеты будут существенно лимитировать размеры ракетного обо­рудования. Чтобы получить примерные цифры, допустим, что площадь антенной системы ракеты составляет 1 м², в то время как площадь наземной антенной системы в сто раз больше.

Если за минимальную силу сигналов [7], необходимых для приема, принять следующие данные:

Фиг. 99. Эффективная относительная масса, получаемая при „отделяющейся" конструкции. Значительное увеличение эффективной относительной массы возмож­но только в том случае, если топливные баки будут сбрасываться в несколько приемов.

Фиг. 100. Расстояние между Землей и Мар­сом перед противостоянием и после него.

Фиг. 101. Изменение солнечной постоянной при движении по орбите Марса перед противо­стоянием и после него.

Фиг. 102. Потребная мощность передатчика перед противостоянием и после него (мощ­ность при далеком противостоянии принята за единицу).

Таблица 12

Мощность, необходимая для передачи

Фиг. 103. Предполагаемый вид искусственного спутника Земли, предназначенного для наблюдений за Солнцем. Зеркало собирает энергию солнечного излучения для силовых установок и спектроскопических синоптических измерений. Антенная система направлена в сторону Земли.

Даже при близких противостояниях невозможно пе­редать по телевидению изображение поверхности какой-либо планеты. Однако Кросс показал [8], что при упо­треблении системы передачи развернутого изображения поверхности планеты методом электрической передачи

изображения потребуется только средняя мощность. Когда ракета будет проходить вблизи Марса, делая 6,83 полных обращений, оптическая развертка захватит полосу шириной в несколько километров, что постепенно позволит составить подробную карту поверхности на на­земном приемном конце радиолинии. Таким образом, за­долго до того, как удастся построить астрономическую обсерваторию на спутнике Земли, можно будет снарядить приборы для получения подробных фотографий поверх­ностей планет.

Аналогично, посылая ракеты в межпланетное про­странство и передавая данные на Землю с помощью телеизмерительных устройств, можно собрать сведения об атмосферах планет, не снаряжая специально для этого космические корабли с экипажем. В связи с рядом технических и экономических затруднений, мы, по-види­мому, еще долгое время не сможем быть свидетелями по­лета ракет с экипажем, а поэтому в течение ближайших пятидесяти лет ракеты-зонды будут являться самым совер­шенным средством астрономических и астрофизических исследований. Более того, такие ракеты-зонды послужат примером для будущих космических кораблей с экипа­жем, которые, несомненно, будут созданы в течение сле­дующего столетия.

1. Grimm inger G., /. Appl. Phys., 19, 947 (1948).

2. Ovenden M. W., /. Brit. Interpl. Soc, 6, 157 (1947); 10, 275 (1951).

3. Gold Т., Proc. Gassiot Comm., Oxford, 1963.

4. Hohmann W., Die Erreichbarkeit der Himmelskorper, Oldenbourg, 1925.

5. Burgess E., Aeronautics, 27, 26 (1952).

6. Burgess E. and Cross С A.,I. Brit. Interpl. Soc, 12, 72 (1963)

7. Clarke А. С, Л Brit. Interpl. Soc, 7, 49 (1948).

8. Burgess E., Aeronautics, 21, 70 (1949).

9. Burgess E., Engineer, 193, 456 (1951).

10. Сarter L. J. (ed.), Proc. Il-nd Intern. Congr. Astronautics, 1961.