Главная > Разное > Механика космического полета в элементарном изложении
<< Предыдущий параграф
Следующий параграф >>
<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Макеты страниц

§ 9. Использование кораблей с малой тягой

Нетрудно предвидеть выгоды, которые сулит применение кораблей с малой тягой для межпланетных полетов человека.

Очевидно, межпланетный корабль с двигателями малой тяги (электрическими или солнечными) должен выводиться на околоземную орбиту с помощью мощной ракеты-носителя или, скорее всего, монтироваться на орбите. Затем осуществляется маневр ухода по спирали из сферы действия Земли, после чего начинается гелиоцентрическое движение при сложном управлении тягой корабля, которое должно обеспечить возможность захвата корабля полем тяготения планеты-цели. Внутри сферы действия посредством торможения осуществляется спуск на низкую орбиту искусственного спутника по скручивающейся спирали.

Чтобы вернуться на Землю, корабль, двигаясь по раскручивающейся спирали, достигает параболической скорости и, вырвавшись из сферы действия планеты-цели, переходит на гелиоцентрическую траекторию. Если не ставится задача повторного использования корабля, то этап снижения на низкую орбиту спутника Земли может быть заменен непосредственным входом в атмосферу посадочного отсека и последующим его аэродинамическим торможением.

Полезная нагрузка межпланетных кораблей с малой тягой должна составлять значительную часть начальной массы корабля. Она всегда можеть быть еще увеличена дополнительно, если сознательно пойти на увеличение продолжительности экспедиции. Этот метод не может быть использован в случае применения импульсных ракет, так как увеличение продолжительности экспедиции сверх того времени, которое требуется при использовании гомановских траекторий, смысла не имеет.

Задача отыскания оптимального управления тягой при перелете с помощью электрического двигателя заключается в том, чтобы, задавшись определенным уровнем полезной нагрузки, совершить путешествие в возможно более сжатые сроки или, наоборот, задав продолжительность экспедиции, совершить ее при максимальной полезной нагрузке.

На рис. 170, а и б показаны траектории полета к Марсу и обратно, рассчитанные с учетом эксцентриситета и наклона орбиты Марса [4.25, 4.121]. Предполагается, что двигатель позволяет регулировать величину и направление тяги во время полета.

Старт с околоземной орбиты производится 24 марта 1971 г. Через 50 сут (12 мая) достигается параболическая скорость.

Рис. 170 644-суточная экспедиция Земля — Марс — Земля на кораблях с двигателями малой тяги: а) траектория Земля — Марс; б) траектория Марс — Земля [4.121].

Еще через 184 сут, 12 ноября 1971 г., корабль достигает района Марса и начинает спиральный спуск, заканчивающийся через 24 сут. После этого немедленно начинается разгон по раскручивающейся спирали, заканчивающийся еще через 24 сут, 30 декабря 1971 г. Таким образом, время пребывания в окрестности Марса совершенно не включает в себя пассивного полета корабля. Гелиоцентрический перелет Марс — Земля продолжается 312 сут, и 7 ноября начинается спиральный спуск на орбиту спутника Земли, заканчивающийся через 50 сут, 27 декабря 1972 г. Вся экспедиция продолжается 644 сут, и общая ее схема сильно напоминает 400-500-суточные импульсные экспедиции; схема типичной такой экспедиции была показана на рис. 167 (§ 6).

Для операции, изображенной на рис. 170, полезная нагрузка составляет 19% начальной массы корабля на околоземной орбите; на двигательную установку (включающую в себя в бортовую электростанцию) приходится 24% ее, а на рабочее тело — 57%. Эти данные соответствуют двигательной установке с довольно большой «удельной массой»: на каждый киловатт выходной мощности реактивной струи приходится массы. Если же «удельную массу» уменьшить вдвое, то доля полезной нагрузки возрастает до 36% за счет рабочего тела, на которое теперь приходится лишь 40% массы корабля [4.25].

Столь большой доли полезной нагрузки мы не видели, когда занимались импульсными полетами. А ведь в излагаемой схеме экспедиция завершается выходом на околоземную орбиту, а не

входом в атмосферу. Наконец, высказывалось убеждение, что уже в ближайшие годы удельная масса ядерно-электрической установки сможет снизиться до на киловатт выходной мощности реактивной струи [4.122].

Для того чтобы читатель мог получить представление о тех оптимальных траекториях и программах тяги, которые возможны, приводятся рис. 171 [4.123] и 172 [4.25]. На этот раз свобода управления тягой ограничена («нерегулируемый двигатель»): тяга неизменна по величине, но может менять необходимым образом свое направление, а также, конечно, выключаться. Предполагается, что путешествие оканчивается аэродинамическим торможением при входе в атмосферу Земли (что может привести к посадке на Землю или в принципе к выходу на орбиту спутника). Предполагается пассивный полет вокруг Марса в течение какой-то части времени пребывания в его окрестности. Этот отрезок времени выбирается так, чтобы удовлетворить главной цели — добиться минимума продолжительности всей экспедиции. При этом задаются тяга, расход и суммарное время работы двигателя. Высоты начальной околоземной орбиты и конечной вокруг Марса — Бросается в глаза внешнее сходство некоторых траекторий с траекториями, показанными на рис. 167, 168 (§ 6).

На рис. 172, б показаны траектории, соответствующие большей продолжительности путешествия, чем минимальная. Благодаря этому появляются пассивные участки траектории (пунктирные).

Продолжительности экспедиций к Венере имеют примерно те же значения, что и экспедиций к Марсу. Максимальное ускорение обеспечивает полеты к Марсу или Венере с возвращением на Землю примерно через 1,5 года. Полет к Марсу продолжительностью 1,5 года возможен даже при максимальном ускорении Период ожидания (между выходом на орбиту высотой над поверхностью Марса и стартом с нее) может быть равен нулю, но может без лишних затрат рабочего тела быть увеличен примерно на 50 сут для Марса и 25 сут для Венеры, если вся экспедиция удлинится на 40 сут. Уменьшение полной продолжительности экспедиции вдвое требует увеличения на порядок как величины реактивного ускорения, так и расхода энергии (точнее, величины ; см. § 2 гл. 3) [4.124].

Обратимся теперь к экспедиции на орбиту вокруг Юпитера. Если считать, что корабль приближается к Юпитеру до высоты орбиты его ближайшего спутника Амальтеи (182 000 км), то вся экспедиция продолжается 1090 сут при максимальном реактивном ускорении и 1000 сут при Продолжительность спуска до орбиты Амальтеи и последующего разгона с нее до

(кликните для просмотра скана)

параболической скорости равна 270 и 180 сут. Благодаря мощному полю тяготения Юпитера на спиральное движение вблизи него тратится столько же рабочего тела, как и на перелеты туда и обратно между орбитами Земли и Юпитера. Энергетические затраты на экспедицию к Юпитеру примерно втрое больше, чем на экспедиции к Марсу и Венере [4.1241.

Как видим, экспедиции с малой тягой не дают выигрыша во времени по сравнению с импульсными перелетами при технически реальных реактивных ускорениях, но дают большой выигрыш в полезной нагрузке. Выигрыш во времени при полетах к дальним планетам обнаруживается, как мы знаем (глава 14), если цель полета — простой пролет мимо планеты, без выхода на орбиту и без возвращения на Землю. К пилотируемым полетам это не может относиться.

Полет человека на борту электрического корабля встретит ряд трудностей. Опасность вызывает долгое время пребывания в околоземном поясе радиации и в поясах радиации других планет (например, Юпитера); часть полезной нагрузки уйдет на создание усиленной радиационной защиты. Биологи высказывают опасение, что мощное магнитное поле на борту электрического корабля может задержать обновление клеток организма.

Несомненно, межпланетные корабли с малой тягой смогут хорошо служить в качестве перевозчиков грузов. Можно себе представить, что в будущем до запуска к Марсу пилотируемого корабля с людьми будет дан старт грузовому электрическому кораблю, который, двигаясь «малой скоростью», доставит «багаж космонавтов» на орбиту вокруг Марса уже после их прибытия туда.

По мнению некоторых специалистов, электрические корабли при полетах к Юпитеру окажутся более выгодными и по полезной нагрузке, и по продолжительности полета, чем ядерные ракеты. Ядерные двигатели, возможно, будут использоваться на вторых или третьих ступенях ракет-носителей для вывода на околоземную орбиту кораблей, снабженных электрическими двигателями [4.1251.

Как это ни удивительно, но уже выражается уверенность, что и солнечный парус сможет послужить в качестве двигателя для корабля с человеком: квадратный парус доставит к Марсу и обратно корабль массой [4.32]. Легко себе представить, что в будущих межпланетных перелетах солнечные паруса иногда смогут играть роль резервного двигателя в случае, например, внезапной потери топлива из-за пробоя бака крупным матеоритом. Вспомним плавание в 1934 г. под парусами ледокольного парохода «Сибиряков», потерявшего гребной винт во льдах Берингова моря.

<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Оглавление