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

§ 3. Встреча в космосе и монтаж корабля (второй вариант лунной экспедиции)

Постройка огромных ракет, подобных описанным выше, встречает большие трудности. Дело не только в размерах самих ракет, но и в необходимости постройки больших наземных стартовых башен, в трудностях транспортировки к месту старта отдельных ступеней, в сложном поведении колоссальных количеств топлива во время старта. Нельзя ли обойтись все же ракетами меньшего размера?

Наши трудности, по существу, были вызваны тем, что все необходимое для экспедиции ракета-носитель должна захватить с собой с Земли. Между тем при земных путешествиях отнюдь не возбраняется запасаться в пути, на промежуточных остановках, всем необходимым. Легко представить себе, насколько лучше бы обстояло дело, если бы мы могли рассчитывать, скажем, на то, чтобы топливо для возвращения с Луны на Землю ждало нас на самой Луне (пополнение запасов продовольствия и кислорода не имело бы большого значения). В самом деле, подсчет по формуле (2в) в § 1 гл. 1 показывает, что топливо на борту космического корабля, когда он стартует с поверхности Луны со скоростью направляясь к Земле, составляет 63% его массы, если принять скорость истечения равной 3 км/с, и 49%, если Во втором случае это, например, означает, что ракета-носитель, поднимающаяся с Земли, сможет иметь вдвое меньшую стартовую массу. Разумеется, топливо на Луну должно быть доставлено с помощью примерно такой же по мощности второй ракеты, которая может быть, в частности, и непилотируемой, т. е. автоматической. Конечно, в принципе могут быть использованы несколько, целая эскадрилья сравнительно небольших ракет, перевозящих на Луну отдельные части агрегата, предназначенного для возвращения.

Описанный метод, конечно, не может привести к экономии энергетических затрат на всю экспедицию. Вся его идея исходит из единственной предпосылки о том, что построить, скажем, три ракеты со стартовой массой по 1000 т легче, чем одну ракету в 3000 т. Недостаток метода заключается в необходимости очень точного управления ракетами, которое обеспечило бы им возможность посадки на Луну в достаточной близости друг от друга. Поверхность Луны весьма неровна, и перевозка грузов, особенно на первых порах, была бы тяжелой задачей.

Итак, заправка (или дозаправка) топливом на Луне могла бы облегчить лунную экспедицию.

Той же цели можно добиться, если осуществить заправку топливом и монтаж космического корабля не на лунной поверхности, а еще на пути к Луне, в «пустоте» мирового пространства. Но заправка на траектории, ведущей к Луне, требует обязательного одновременного старта двух или нескольких ракет. (В противном

случае последующие ракеты должны будут догонять предыдущие, развивая чрезмерно большую скорость, и затем включать тормозные двигатели для уравнивания скоростей, затрачивая на это топливо; энергетические затраты увеличатся.) Это неудобно. Гораздо лучше организовать встречу ракет на околоземной промежуточной орбите, без предварительного выхода на которую, как правило, все равно нельзя обойтись. Пребывание на орбитах вполне эквивалентно стоянкам при путешествиях по земной поверхности.

В одном из американских проектов предлагалось использование двух ракет-носителей типа «Сатурн-5», каждая с начальной массой Одна из ракет выводит на околоземную орбиту кабину с космонавтами, а другая присоединяет к ней двигательный отсек, позволяющий осуществить сход с орбиты, посадку на Луну и старт с нее [3.35].

В случае, если предполагается периодическое использование какой-либо промежуточной орбиты, на которой происходит монтаж лунных кораблей (монтажная орбита), целесообразно организовать на орбите постоянную подвижную платформу. На ней могла бы находиться бригада монтажников, а также «заодно» и коллектив исследователей. Орбита платформы, с учетом энергетических требований, должна быть расположена возможно ниже — над Землей [3.25]. Того же требуют и соображения защиты от радиационной опасности (монтажникам, возможно, придется работать вне космического корабля).

Использование постоянной орбитальной стартовой платформы позволяет совершать полеты к Луне только в те периоды, когда Луна приближается к линии пересечения плоскости орбиты платформы и плоскости лунной орбиты. В противном случае потребовался бы большой боковой импульс для выхода из плоскости орбиты платформы. Если бы плоскость орбиты платформы была неизменна, то в течение сидерического месяца существовало бы два «окна запуска». Ввиду же прецессии орбиты платформы (см. § 3 гл. 4) Луна как бы быстрее проходит путь в 180° от узла до узла, так как линия узлов вращается в сторону, противоположную движению Луны (мы предполагаем орбитальное движение платформы прямым, т. е. происходящим в сторону вращения Земли). Если, например, круговая орбита стартовой платформы имеет высоту 485 км и наклонение около 30°, то оптимальный момент запуска наступает каждые 9,05 сут [3.36].

Помимо описанных встреч на поверхности Луны, на пути к Луне и на околоземной орбите, возможны в принципе также встреча, стыковка и заправка топливом на окололунной орбите. Недостаток этого метода — трудность управления, связанная с большим расстоянием места операции от Земли. Не исключены также различные комбинации перечисленных выше методов [3.37]. Например, с орбиты вблизи Земли могут стартовать на Луну два собранных на ней

корабля — пассажирский и грузовой, причем грузовой доставляет на Луну топливо, необходимое пассажирскому кораблю для возвращения на Землю.

Дозаправка топливом на поверхности Луны или на околоземной орбите, или, наконец, на орбите спутника Луны, хотя и дает ряд выгод, но в принципе не уменьшает количества энергии, которую нужно затратить для того, чтобы космический корабль определенной массы, побывав на Луне, вернулся на Землю. Суммарная масса всех ракет, стартующих с Земли, при прочих равных условиях не будет меньше стартовой массы ракеты, предназначенной для прямого перелета Земля — Луна — Земля. Что же касается стоимости всего предприятия, то она даже возрастет, так как стоимость ракеты не пропорциональна ее массе: стоимость систем управления, навигации, счетно-решающих устройств и т. п. для небольшой ракеты не отличается, по существу, от стоимости соответствующих элементов большой ракеты. Надежность же операции, в которой участвует несколько ракег, вообще говоря, понижается.

<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Оглавление