ВТОРОЙ СТАРТ

  2 января 1959 года с советского космодрома Байконур стартовала в сторону Луны первая в мире автоматическая межпланетная станция (АМС), ставшая первой искусственной планетой. Оторвавшись от стартового устройства, мощная ракета-носитель взяла курс к Луне и, не выключая двигателей, разогнала «Луну-1» до скорости, превышающей вторую косми- скую.
Так была опробована возможность прямого старта к
Луне с непрерывным разгоном аппарата до требуемой скорости полета. Последовавшие затем рейсы станций «Луна-2» и «Луна-3» подтвердили выполнимость поставленной задачи с использованием схемы прямого старта.
12 февраля 1961 года в первый межпланетный перелет отправилась советская АМС «Венера-1». Схема выведения этой станции на заданную трассу была иной. Когда скорость ракеты-носителя достигла первой космической, от нее отделился тяжелый искусственный спутник Земли. В его составе были последняя, разгонная, ступень ракеты-носителя и собственно межпланетная станция. В определенной, заранее рассчитанной точке околоземной орбиты включились двигатели разгонной ступени. Когда скорость полета превысила вторую космическую, двигатель ступени выключился и от нее отделилась «Венера-1». Таким образом был впервые осуществлен запуск аппарата на межпланетную трассу с орбиты искусственного спутника Земли.
Итак, два активных участка траектории, два старта — сначала на околоземную орбиту (первый старт), затем с околоземной опорной орбиты (второй). Нет никакого сомнения в том, что такая схема выведения аппаратов на межпланетные трассы технически сложнее, нежели прямой разгон ракеты сразу до второй космической скорости. Почему же именно она используется теперь при запусках всех космических аппаратов, направляемых к Луне, Венере, Марсу?
Причин здесь несколько. Важнейшая из них — энергетические преимущества схемы с двукратным включением двигателя. Дело в том, что она позволяет выводить на межпланетные траектории значительно большую полезную нагрузку, чем при прямом старте, при той же общей мощности ракеты- носителя.
Рассмотрим простой пример. Брошенное вертикально вверх тело, как известно из школьной физики, участвует в двух движениях одновременно — подъеме со скоростью бросания (при отсутствии земного тяготения тело двигалось бы с этой скоростью бесконечно долго) и падении вследствие притяжения Земли со скоростью свободно падающего тела. Таким образом, при скорости бросания, равной, например, 30 метрам в секунду, за первую секунду тело поднимется на высоту 30 метров и одновременно упадет на 5 метров (вспомните «жэ тэ квадрат пополам»), то есть в конце первой секунды оно достигнет высоты 25 метров. За две секунды тело поднимется на высоту 60 метров и од' эвременно упадет на 20 метров, достигнув в конце этой секунды высоты 40 метров над Землей. В конце третьей секунды скорость подъема будет равна скорости паде- ни я. Поднявшись на высоту 45 метров, тело начнет падать на Землю: скорость падения превысила скорость подъема.
Бросим теперь то же тело, но со скоростью не 30 метров в секунду, а 12 километров в секунду. Если принять ускорение земного тяготения постоянным (на самом деле оно уменьшается с высотой), то нетрудно подсчитать, что скорость тела в конце пятой минуты полета будет составлять уже девять, в конце десятой минуты — лишь шесть километров в секунду, постепенно уменьшаясь. При достижении границы сферы эффективного гравитационного действия Земли (около 930 тысяч километров) скорость нашего тела будет измеряться немногими сотнями метров в секунду. Тело навсегда покидает Землю, становясь искусственной планетой.
Но вернемся к ракете. Стартующая вертикально вверх ракета, как и рассмотренное нами тело, также участвует в двух движениях: в подъеме за счет работы ракетных двигателей и в падении со скоростью, пропорциональной времени полета. Только скорость подъема теперь не постоянна. Она возрастает в течение всего времени разгона ракеты, поскольку определяется скоростью истечения газов из сопел двигателя и соотношением начальной и текущей масс ракеты (формула К. Э. Циолковского). Текущая же масса ракеты по мере выгорания топлива уменьшается.
И все равно для оценки истинного значения скорости ракеты в конце участка разгона нужно из скорости подъема (в конце этого участка) вычесть скорость падения ракеты, накопленную ею за время работы двигателей.
Отсюда следует очень важный вывод: при тех же начальных соотношениях масс топлива и конструкции конечная скорость ракеты будет тем больше, чем меньше время сжигания топлива в двигателе. Идеальным случаем было бы мгновенное сжигание всего бортового запаса топлива. Величина потерь топлива на преодоление земного притяжения — гравитационные потери — в этом случае равнялась бы нулю и ракета получила бы такую скорость, как если бы она разгонялась в невесомости. Однако мгновенное сжигание топлива неосуществимо: ведь это означает, что ракета должна мгновенно набрать скорость от нуля до 12 километров в секунду! Никакие материалы не выдержат подобных перегрузок, да и создание двигателя такой ракеты весьма проблематично.
Можно пойти другим путем: запускать ракету под некоторым углом к горизонту, очень небольшим, но достаточным для того, чтобы скорость падения ракеты вследствие притяжения Земли компенсировалась вертикальной составляющей скорости подъема. Гравитационные потери в этом случае будут определяться уже не полной величиной ускорения земного тяготения, а лишь незначительной ее частью, пропорциональной углу наклона ракеты к горизонту.
Наличие земной атмосферы, создающей огромное сопротивление летящей ракете, исключает возможность подобного запуска. Поэтому оптимальная, с точки зрения энергетики, траектория запуска является чем-то средним между вертикаль- затем наклонно* траекториями: ракета стартует вертикально, а по мере выхода из плотных слоев атмосферы постепенно «ложится» на горизонтальный курс и по достижении первой космической скорости становится спутником Земли.
Итак, ракета находится на околоземной орбите. Она не испытывает сил земного притяжения, так как последние уравновешиваются центробежными силами, действующими на нее при обращении вокруг Земли. Другими словами, ракета находится в невесомости. Поскольку нам надо отправить ракету на Луну, Венеру или Марс, к уже имеющейся скорости 8 километров в секунду следует добавить еще около четырех. Начнем разгонять ракету. Учитывая аналогию с выводом ее на околоземную орбиту, увидим, что далеко не безразлично, в каком направлении осуществлять разгон:              или двигатель
будет работать против сил тяготения Земли, нарушив равновесие между весом ракеты и центробежной силой, или, не нарушая этого равновесия, будет сообщать ракете ускорение по касательной к траектории полета. В последнем случае работа двигателя против сил тяжести будет близка к нулю. Конечный результат тот же: ракета развила вторую космическую скорость. Однако мы сэкономили топливо на ее разгоне. Сэкономленное и разогнанное до второй космической скорости топливо логично заменить (естественно, заранее на Земле) полезной нагрузкой. Отсюда и получается, что при работе двигателя в направлении касательной к траектории полета при том же расходе топлива мы выводим большую полезную нагрузку.
Но разогнать ракету по энергетически выгодной траектории — еще полдела. Скажем, после выхода ракеты на околоземную орбиту мы сообщили ей вторую космическую скорость, сэкономили на топливе при разгоне вследствие оптимальной траектории движения, но... попали неизвестно куда! А нам надо попасть в конкретную, заранее заданную точку космического пространства — в точку встречи с намеченной планетой. Поэтому вторым главным моментом здесь является выбор точки околоземной орбиты, в которой включение разгонного двигателя обеспечит выход станции к точке встречи.
Такова в двух словах сущность понятий первого и второго стартов. На самом деле вывод космического аппарата на межпланетную трассу осложняется целым рядом других обстоятельств. Однако энергетические и баллистические выгоды такого «пунктирного» запуска перекрывают все издержки на преодоление технических сложностей, привнесенных новой схемой. 
<< | >>
Источник: Новиков Н. Ф.. Готовность одна минута!. 1984

Еще по теме ВТОРОЙ СТАРТ:

  1. § 3. Д. Гумилев: старт этногенеза. Пассионарность
  2. I. ДЕТИ НА ШКОЛЬНОМ СТАРТЕ И ЗАБОТЫ ПСИХОЛОГА
  3. Г л а в а II ЛАТИНСКАЯ АМЕРИКА ВО ВРЕМЯ И ПОСЛЕ ВТОРОЙ МИРОВОЙ ВОЙНЫ (ОТ РУБЕЖА 30–40-Х ДО ВТОРОЙ ПОЛОВИНЫ 50-Х ГОДОВ XX В.)
  4. ВТОРОЙ ПРИЗЫ
  5. Очерк второй
  6. ВТОРОЙ ТУР
  7. 23. Требования второй очереди
  8. ВТОРОЙ ПРОТЕКТОРАТ ЙОРКА
  9. ВЕЧЕР ВТОРОЙ
  10. Второй год войны, 1799
  11. Индепенденты и левеллеры в период второй гражданской войны
  12. 2.2.2. Второй этап проекта
  13. Второй крестовый поход
  14. Второй Крестовый поход
  15. И-17 (ЦКБ-19), ВТОРОЙ ОПЫТНЫЙ
  16. Византия. Рим второй