Главная страница >  Хронология 

Оберт Г. «Пути осуществления космических полетов»

ПУТЕШЕСТВИЯ НА ДРУГИЕ НЕБЕСНЫЕ ТЕЛА

Глава XVIII

В основном необходимо ответить на два вопроса:

В настоящее время так много говорят о путешествиях на различные небесные тела, что мы считаем нелишним сказать об этом несколько слов.

б) если возможны, то имеют ли эти полеты какой-либо смысл?

а) возможны ли вообще полеты на иные небесные тела (и обратно)?

r является здесь функцией v, и дифференцированием мы находим:

Отвечая на эти вопросы, мы должны провести строгое различие между догадками, вескими соображениями и твердо сформулированными положениями.

Как было показано выше, идеальная скорость должна быть на 700 м/сек больше конечной скорости. Таким образом при старте с Земли нужна идеальная скорость 11 200 м/сек. По ту сторону нейтральной точки ракета, будучи предоставлена своей судьбе, будет падать все быстрее и, наконец, упадет на Луну с такой скоростью, что безусловно разобьется. Луна сообщает падающему на нее с большой высоты телу скорость vp = 2370 м/сек.

Это выражение обращается в бесконечность при v = p. Но продолжительность полета в очень сильной степени зависит от r и при значениях v, близких к значению p, разница скорости, не превышающая несколько миллиметров в секунду, была бы достаточна, чтобы изменить продолжительность полета на несколько часов. При этом вероятность, что ракета вообще встретит Луну, становится сомнительной. Таким образом будет лучше, если ракете для межпланетных полетов будет сообщена начальная скорость, по меньшей мере равная 10 500 м/сек.

Поскольку остаточная скорость vr относительно Земли и тангенциальная скорость vt относительно Луны взаимно перпендикулярны, то можно также написать vr = vt + r (221)

Если же ракета уже в нейтральной точке обладала скоростью vr, то скорость vs, с которой она ударится в Луну при падении, определится, согласно (120):

Из формул (218) — (221) в полном согласии с формулой (120) получаем:

и, согласно (218), r = v - p

т.е. около 3 км/сек.

Это дает при v = 10 500 м/сек (прочие величины являются астрономическими константами) vs = 3027 м/сек

Но эти 3030 м/сек еще далеко не разрешают проблемы. Ракета должна опуститься мягко, как падают снежные хлопья. Ведь она сделана из тонкого листового металла, который вследствие соприкосновения с жидким водородом становится до меньшей мере таким же хрупким, как листовая сталь при обычной температуре. В то же время при посадке нельзя допустить никаких трещин и разрывов оболочки ракеты. С нижней стороны ракеты можно, конечно, приделать крепкие пружинящие стойки, но все же посадка должна совершаться очень осторожно.

Чтобы предохранить ракету от разрушения, необходимо перед самым падением ракеты на поверхность Луны затормозить эту скорость. Поскольку Луна лишена воздушной оболочки, это может быть достигнуто лишь посредством реактивной силы, противодействующей движению. В результате получим дальнейшее приращение требуемой идеальной скорости на 3 км/сек.

Ускорение силы тяжести составляет на Луне около 1,62 м/сек . Если первое торможение скорости на 3027 м/сек происходит при опорном ускорении, равном 35 м/сек , то на это торможение требуется 1,5 мин. (если направление движения не перпендикулярно к поверхности Луны, то даже несколько меньше). Но последующий осторожный спуск вполне может потребовать в 4 — 5 раз больше времени; в целом необходимо рассчитывать на работу двигателя в продолжение 9 мин. = 540 сек. При ускорении силы тяжести 1,62 м/сек это дает дополнительную потерю скорости 873 м/сек.

Нельзя представить себе, что водитель ракеты даст ей свободно падать до последнего мгновения и затормозит лишь в самом конце при максимально допустимом опорном ускорении. По всей вероятности, водитель уже гораздо раньше затормозит большую часть скорости ракеты и затем будет спускаться при почти равномерной скорости, постоянно компенсируя ускорение силы тяжести при помощи реактивной силы, и, наконец, на расстоянии метра от поверхности Луны совершенно остановится и опустится постепенно, сантиметр за сантиметром. Недостаток этого способа заключается, конечно, в том, что ракета в течение очень долгого времени должна противодействовать собственному весу, или, как мы говорили об этом в гл. IX, двигатель должен будет работать при малой скорости полета.

Потерями скорости во время вертикального старта можно здесь вообще пренебречь. Ракета должна подняться лишь на такую высоту, чтобы не задевать вершин лунных гор.

Допустим, что наши путешественники по межпланетному пространству счастливо прибыли на Луну. Но они, естественно, хотят вернуться назад. Это им удастся лишь, если они смогут вновь запустить двигатель ракеты, с тем чтобы она смогла подняться с Луны и упасть на Землю. Такой подъем был бы точным обращением процесса падения ракеты на Луну, так как бросок вверх физически представляет собою противоположность свободного падения. В количественном отношении мы имеем то же, что и по формуле (131); другими словами, действительная скорость старта должна быть vs = 3027 м/сек. В этом случае можно сейчас же дать полный газ. При идеальном ускорении 35 м/сек и при горизонтальном старте угол атаки определяется следующим образом:

Мы рассчитываем лишь на горизонтальный старт, так как ракета может стартовать с любого места, где бы она ни находилась горизонтально. Вначале она полетит, таким образом, с круговой скоростью, описывая окружность вокруг Луны. Направление скорости, с которой она должна стартовать, чтобы вернуться на Землю, должно лежать в плоскости этой окружности. Как только движение ракеты станет параллельным желаемому направлению, реактивная сила должна увеличить круговую скорость до требуемых 3027 м/сек. Впрочем, благодаря малой величине силы тяжести на Луне ракета и при вертикальном старте потеряет лишь 160 м/сек идеальной скорости.

Тогда получим: vx 3027 sec 2.63 = 3030 м/сек

Поскольку водитель может совершать промахи, то он должен в целях корректирования возможных ошибок взять горючего еще примерно на 1000 м1сек (мы считаем, что этого количества будет вполне достаточно). Полная идеальная скорость, должна равняться сумме перечисленных ниже отдельных скоростей (в м/сек):

Смотря по тому, снабжена ли ракета несущими плоскостями или парашютом, приземление на Землю требует еще до 200 м/сек идеальной скорости.

Если принять скорость истечения с = 4000 м/сек, то, согласно формуле [(6) гл. III], идеальное отношение масс для такой ракеты будет m0/m1 = 13 Такой полет могла бы совершить ракета, составленная из трех водородных ракет. Благодаря своей величине она обладала бы достаточной нагрузкой на поперечное сечение, несмотря на исключительную легкость топлива.

скорость подъема с Земли 11 200 торможение скорости падения на Луну 3 027 потери на торможение при посадке 873 старт с Луны 3 030 корректирование траектории 1 000 Всего.......vx = 19130 м/сек

Кроме перечисленных выше научно-исследовательских целей полета на Луну, можно указать также одну чисто практическую цель, которая, по всей вероятности, может стать актуальной в течение одного - двух ближайших десятилетий. Существует мнение, что лунные кратеры образовались вследствие того, что на Луну в то время, когда она находилась уже в застывшем состоянии, падали многочисленные большие метеориты. Эти метеориты состояли в основном из тяжелых металлов. Но наша Земля в основном состоит из тяжелых металлов. Данные сейсмологии показывают, что на глубине 1500 км сравнительно легкий слой, образующий поверхность Земли, внезапно кончается и с этой глубины начинается слой, имеющий удельный вес железа. На Землю также падали многочисленные метеориты, когда она находилась в стадии своего образования. Но Земля находилась тогда еще в огненно-жидком состоянии и тяжелые вещества опускались книзу. На Луне же, напротив, эти тяжелые вещества оставались на ее поверхности, и потому их сравнительно легко можно было бы разбить на отдельные куски и отправить на Землю. Для этого требуется лишь преодолеть небольшую силу притяжения Луны.

Посещение Луны могло бы иметь огромный научный интерес. Луна представляет собою небесное тело, состоящее в основном из тех же веществ, что и Земля, хотя Земля получила сравнительно больше тяжелых, а Луна — больше легких веществ. Таким образом поверхность Луны состоит в основном из тех же пород, что и поверхность Земли, с той лишь разницей, что лунная поверхность не была подвержена действию воздуха и воды. Сравнение обеих поверхностей даст нам возможность установить, что именно на поверхности нашей Земли вызвано действием воздуха и воды и что не зависит от влияния этих двух факторов. Далее, на Луне мы могли бы вырыть шахты и пробурить скважины в четыре раза более глубокие, чем на Земле. Малая сила тяжести и ожидаемая твердость пород воспрепятствуют сжатию скважин, наблюдаемых на Земле. Кроме того, внутри Луны царит не такая высокая температура, как внутри Земли, и потому в глубоких лунных шахтах жара меньше, чем в шахтах на Земле. Но в четыре раза более глубокая буровая скважина на Луне имеет относительную глубину не в четыре, а в 10 — 12 раз большую, чем на Земле, так как диаметр Луны в три раза меньше диаметра Земли. Такие глубокие шахты и скважины позволят сделать очень интересные геологические открытия.

Если такая топливная станция находится на той высоте, на которой ракета при подъеме по кривой синэргии достигает круговой скорости, т.е. если она лежит над границей земной атмосферы, то это причаливание ракеты к топливной станции и заполнение ее топливом теоретически не означает потери скорости, так как при вылете новый импульс есть синэргическое продолжение импульса, который был сообщен топливу уже ранее. Круговая скорость является в известном смысле пунктом отдыха, так как по ее достижении старт может быть прерван на произвольно долгое время без нарушения принципа сложения импульсов и принципа полета с наибольшим возможным ускорением.

. К счастью, в этом нет особой необходимости. Мы можем перед полетом при помощи маленьких ракет переправить топливо на топливную станцию, которая с круговой скоростью движется по окружности вокруг Земли. Окружность эта должна быть расположена таким образом, чтобы при последующем вылете ракеты с топливной станции направление ее полета лежало в плоскости этой окружности.

Конечно, вылет ракеты для межпланетных путешествий с топливной станции только в том случае является синзргическим продолжением ее полета на астероид, если топливная станция находится именно там, где кривая синэргии идет горизонтально. Если, как предлагает Ноордунг, поместить топливную станцию так высоко над Землей, что она будет совершать одно обращение вокруг Земли за 24 часа, и если она всегда будет находиться над меридианом одного и того же места, то это, конечно, будет весьма привлекательно с точки зрения ее связи с Землей, но, согласно сказанному в гл. IX, это вовсе не значит, что она занимает наиболее выгодное положение в качестве топливной станции. Точно так же, если, как предлагает Пирке, заставить наблюдательную станцию обращаться на высоте радиуса Земли над земной поверхностью, то это будет очень удобно для наблюдения, но если мы захотим воспользоваться этой наблюдательной станцией также в качестве топливной станции, то потеряем около 100 м/сек идеальной скорости.

При этом (по крайней мере в отношении полета на астероид) нет никакой необходимости, чтобы топливная станция находилась над экватором.

При полете на астероид, который движется по эллиптической орбите, остаточная скорость определится как векторная разность между скоростьк ракеты и скоростью планеты.

Таким образом с синэргической точки зрения лучше организовать топливные станции отдельно от наблюдательных и зеркальных станций. Но это не является безусловно необходимым, так как при этом мы получим потерю скорости самое большее лишь на 100 м/сек.

Остаточную скорость относительно Земли vr1 найдем из (230), подставляя вместо r2 расстояние до астероида в перигелии или в афелии.

Приведем формулы для случаев, когда ракета должна достичь астероида в перигелии или в афелии. Обозначим через r1 — радиус орбиты Земли, r2 — расстояние астероида в перигелии, r3 — его расстояние в афелии, V2 — скорость астероида в перигелии, V3 — его скорость в афелии, w2 — скорость ракеты относительно Солнца при полуэллиптическом полете в перигелии, w3 — скорость ракеты относительно Солнца в афелии астероида, vr2 и vr3 — соответствующие остаточные скорости относительно астероида. Подставляя соответствующим образом эти величины в формулу (229), найдем:

Но такой полет по полуэллипсу обладает одним существенным недостатком — он длится очень долго. Если обозначить через r1 радиус земной орбиты, а r2 расстояние пункта назначения от Солнца, то, имея дело с полуэллипсом, можем написать по третьему закону Кеплера:

К небесному телу, лишенному атмосферы, и обращающемуся по сильно эллиптической орбите, гораздо легче приблизиться в афелии, чем в перигелии, так как при этом vr2 будет меньше, a v1 увеличится лишь незначительно.

Здесь можно помочь лишь одним — лететь быстрее. При этом и траектория полета значительно сокращается. Кроме того, улучшается «прицельность» полета.

Например, в первом из названных случаев путешествие только в одну сторону займет 1 год 4 мес. и 28 дней. Затем ракета должна ждать на астероиде 2 мес, пока не наступит удобный момент для возвращения назад, которое, конечно, продлится ровно столько же, сколько и полет на астероид. Таким образом все путешествие займет 3 года.

Как уже было указано, некоторые астероиды находятся к нам значительно ближе. Например, Эрос подходит к Земле ближе, чем все другие небесные тела, не считая, конечно, Луны. Полет на Эрос при минимальном расходе горючего занял бы от 1/2 до 3/4 года (все путешествие потребовало бы несколько больше 3 лет). Для полета потребовалось бы достижение идеальной скорости 17 км/сек, включая потери на торможение и корректирование ошибок траектории. Таким образом с точки зрения расхода топлива из всех тел солнечной системы, включая и Луну, наиболее легко достижимым является именно Эрос. При этом расход горючего, соответствующий vx = 20 км/сек, мог бы сократить продолжительность полета до 2 лет.

Если ракета должна достичь орбиты планеты в афелии, то вероятность встречи с планетой большая. Напротив, на примере полета на Луну мы уже видели, как легко пропустить небесное тело, если траектория ракеты образует большой угол с направлением движения этого небесного тела.

Что касается возможных результатов таких экспедиций для геологии, то в этом случае с еще большим правом можно повторить все сказанное относительно Луны.

Цель полета. Посещение этих небесных тел, которые вследствие своей малости остаются почти неизученными астрофизиками, само по себе было бы весьма интересным и поучительным. Кроме того, для развития астрономии было бы весьма важно, если бы на маленьких астероидах (например, на Эросе) удалось установить телескопы.

Особенно большое научное значение имело бы исследование астероидов потому, что мы имеем здесь все переходы от планет (Марс — Церера — Паллада — Психея и т. д.) к кометам (Эрос — комета Энке) и к скоплению метеоритов.

На астероидах диаметром менее 300 км можно вырыть шахту, доходящую до центра планеты; это дало бы возможность всесторонне исследовать внутреннюю структуру небесного тела, которое, хотя и гораздо меньше Земли, но все же в некоторых отношениях подобно ей (шарообразная форма, состав и т. д.).

.

.

Относительно посадки на Юпитер заранее можно сказать, что она невозможна, хотя бы потому, что он окружен очень плотной атмосферой, имеющей температуру по меньшей мере 400° С . О спутниках Юпитера мы в настоящее время ничего определенного сказать не можем, так как они недостаточно изучены. Три наиболее далекие планеты (Сатурн, Уран, Нептун) и их спутники тоже недостижимы. Формулы (216) и (217) в оригинале отсутствуют. Прим. ред. В нижних ступенях составной ракеты можно было бы применять многочисленные маленькие ракеты, настолько легкие, что они могли бы совершать посадку по отдельности на парашютах. Сводку современных знаний о Марсе можно найти в книге проф. В.В.Шаронова «Марс», изд. Академии Наук СССР, 194 Прим. ред. При использовании, конечно, только известных автору источников энергии. Прим. ред. Это сомнительно. По современным данным (теоретическим и экспериментальным) поверхность Юпитера обладает температурой около — 140°С. Прим. ред.

Например, Меркурий слишком близок к Солнцу, и необходимо было бы преодолеть разность потенциалов, которая не по силам ракете. Полная идеальная скорость при полете с посадкой на планету должна была бы быть равной vx = 39 км/сек., а при обращении вокруг планеты по окружности vx = 38 км/сек. Это требует минимального отношения масс m0/m1 13 200, т.е. число, совершенно неприемлемое.





Далее:
Борисов М. «На космической верфи».
Зарождение идеи применения комбинации (ЖРД+СПВРД).
7. МЫС.
Некоторые новые идеи в биологических науках.
Ю.Кондратюк «Завоевание межпланетных пространств».
ДЖАНИБЕКОВ Владимир Александрович.
ВОЗВРАЩЕНИЕ К БОЛХОВИТИНОВУ.
Первые эксперименты.
РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ НА ОК «МИР».


Главная страница >  Хронология