Искусственный спутник земли

Глава Ⅲ. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ ИСЗ

Говоря о возможности завоевания космоса и о задачах, которые предстояло решить перед запуском спутников Земли, мы отмечали, что в первую очередь необходимо было создать ракету, которая смогла бы развить скорость не менее 8 км/сек.

К. Э. Циолковский в 1903 г. получил формулу, по которой можно определить конечную скорость ракеты для идеального случая полета в пространстве, где отсутствует сопротивление воздуха и сила тяжести:

где V_max — конечная скорость ракеты;

V_r — скорость истечения газов из ракетного двигателя;

ln — знак натурального логарифма;

M₀ — начальная масса ракеты (перед взлетом);

М — масса ракеты после израсходования горючего.

Из формулы видно, что громадное влияние на скорость ракеты оказывает отношение взлетной массы к массе ракеты после израсходования всего топлива — число . Это отношение принято называть числом Циолковского.

Например, при скорости истечения газов из сопла ракеты 3000 м/сек для достижения ракетой скорости 8 км/сек это число должно быть не менее 35÷40, а для конечной скорости 11,2 км/сек — 50÷55.

Для сравнения скажем, что если ведро наполнить до краев горючим, то отношение веса ведра с горючим к весу пустого ведра будет такое, какое требуется сохранить для создания ракеты-носителя, способной донести ИСЗ на его орбиту. Практически такую ракету создать невозможно. Наибольшее число Циолковского, полученное в современных одноступенчатых ракетах, не превышает 4,5. Единственным способом получения космических скоростей является применение составных, или, как их называют, многоступенчатых ракет.

При этом отдельные ступени последовательно вводятся в действие и по израсходовании топлива отделяются и падают на Землю. При этом, естественно, скорость ракеты все время нарастает, а масса ракеты уменьшается.

В носовой части последней ступени ракеты-носителя ИСЗ, если только она сама не должна стать искусственным спутником, необходимо иметь пространство для размещения ИСЗ, а также приспособление для выталкивания его в нужный момент на орбиту. Таким приспособлением могут быть обычные пружины, пневматическое устройство или пиропатроны.

Для придания аэродинамической формы носовой части ракеты, заключающей в себе спутник, можно также применять сбрасываемый или раскрывающийся защитный конус.

Из вышеприведенной формулы Циолковского видно, что для достижения орбитальной скорости при меньшем весе ракеты-носителя необходимы наибольшие скорости истечения газов. К этому и стремится современная реактивная техника.

Кроме указанного выше соотношения масс , важнейшей технической характеристикой ракеты является удельный расход топлива ее двигателем. Чем меньше удельный расход топлива, тем меньше требуется топлива для достижения орбитальной скорости и, следовательно, тем меньше вес ракеты.

Удельный расход топлива современных ракет равен примерно 5 кг/м∙сек, но он может быть снижен до 4,2 кг/м∙сек. Удельный вес двигателей при насосной системе подачи топлива может быть доведен до 1,0 кг/м∙сек. В ракете «Фау-2» удельный расход топлива составлял 4,7 кг/м∙сек, а удельный вес двигателя — 1,15 кг/м∙сек. В первых вариантах высотных ракет «Викинг» удельный вес топлива составлял 4,2 кг/м∙сек, а удельный вес двигателя — 0,95 кг/м∙сек. Дальнейшее улучшение жидкостных ракет вполне возможно. На испытательных стендах в настоящее время достигнут удельный расход топлива, равный 3,3 кг/м∙сек; проектируются ракеты с удельным весом двигателя 0,25 кг/м∙сек. При использовании атомного двигателя его удельный вес может быть снижен до 10^-7 кг/м∙сек.

При проектировании ракеты-носителя ИСЗ особое внимание обращается на ее аэродинамические качества для получения большой конечной скорости ракеты. Правда, с увеличением размеров ракеты уменьшается относительное количество энергии, которое приходится тратить на преодоление сопротивления воздуха.

Однако это обстоятельство не снимает вопроса об уменьшении сопротивления воздуха в целом, и поэтому производятся тщательные исследования по совершенствованию форм корпуса ракет.

При взлете, особенно при прохождении через плотные слои атмосферы, отдельные части ракеты испытывают значительное давление воздуха.

При проектировании формы корпуса ракеты это обстоятельство учитывается таким образом, чтобы давление воздуха на каждую отдельную часть было возможно наименьшим.

Важным вопросом для ракет-носителей является нагрев корпуса вследствие трения о воздух[22], причем этот нагрев тем сильнее, чем выше скорость ракеты. Например, при скорости около 1 км/сек температура может достигнуть 400℃, а при увеличении скорости до орбитальной — 1000℃ и выше. Поэтому стремятся к такой скорости на первом участке полета, чтобы в результате нагрева не нарушилась прочность конструкции ракеты. Характер движения ракеты-носителя таков, что на малых высотах, где плотность воздуха велика, скорость ракеты еще незначительна, и корпус ракеты не успевает нагреться. По мере нарастания скорости до орбитальной ракета достигает больших высот с сильно разреженной атмосферой, где нагрев корпуса от трения о воздух уже не может быть большим.

Мы указывали, что в будущем космические корабли, предназначенные для полета на Луну или планеты солнечной системы, могут отправляться со специальных космических станций, практически находящихся за пределами атмосферы. Если такие космические корабли будут собираться на этих станциях, то их форма, в смысле аэродинамических качеств, значения иметь не будет, так как они в полете не будут испытывать никакого сопротивления.

Мы много раз подчеркивали, какое значение имеет вес ракеты. Поэтому при разработке конструкции ракеты-носителя ИСЗ конструкторы проектируют ее таким образом, чтобы каждая отдельная деталь, каждый винтик имел минимальный вес. Особое значение приобретает при этом создание новых легких и прочных материалов.

Раньше упоминалось, что забросить спутник на орбиту могут только многоступенчатые ракеты. (Вероятнее всего трех- или четырехступенчатые). Такая конструкция может быть осуществлена по-разному: во-первых, это могут быть три последовательно соединенные ракеты (рис. 15), причем первая ступень будет самой большой как по размерам, так и по весу, а последняя — самой малой; во-вторых, это может быть несколько ракет, последовательно соединенных между собою, но хвостовая часть каждой из них будет заходить в носовую часть следующей ступени ракеты (см. рис. 16); в-третьих, ступени могут быть заключены одна в другой, как бы надеты друг на друга (см. рис. 17), наконец, в-четвертых, многоступенчатая ракета может представлять собой обойму из отдельных ракет, расположенных рядом друг с другом.

Независимо от конструкции ступеней ракеты для экономии материалов и средств сейчас изучаются способы спасения ступеней ракеты после того, как они выполнят свою роль, то есть отделятся от основной части ракеты и полетят к Земле. Эта задача в настоящее время еще полностью не решена, хотя были проведены опыты, в которых испытывались различные системы парашютов и других приспособлений.

Попутно заметим, что самым идеальным решением вопроса было бы использование материала отработавшей ступени в качестве топлива для последующих ступеней. Принципиально такая возможность была показана еще в 1928 г. советским ученым Ф. А. Цандером. Но практическое решение этой задачи пока связано с очень большими трудностями, и такое решение будет делом далекого будущего.

Уже появилось много проектов термических атомных ракет.

Видные специалисты ракетной техники при разработке больших ракет-носителей ИСЗ продолжают, как и раньше, ориентироваться на более отработанные типы жидкостных ракет. Конструктор ракеты «Фау-2» доктор Вернер фон Браун, например, считает, что жидкостные ракеты будут оказывать решающее влияние на развитие ракет по крайней мере в ближайшие двадцать лет.

Независимо от конструкции каждая ракета обладает определенными основными характеристиками, причем основные взаимоотношения между ними определяют в конечном счете ее главнейшие качества. К рассмотрению этих характеристик мы сейчас и перейдем.

1. Полезный груз. Для одноступенчатых ракет под этим термином понимается: для ракеты-носителя — вес искусственного спутника, выносимого на орбиту; для боевой ракеты — вес боевого заряда; для исследовательской ракеты — вес инструментов и приборов. В случае многоступенчатой ракеты полезный груз (как и прочие характеристики) должен рассматриваться для каждой ступени отдельно. Например, полезным грузом первой ступени будет общий вес второй ступени, полезным грузом второй ступени — общий вес третьей ступени и т. д.

2. Аппаратура управления. Эта часть оборудования ракеты включает в себя все приборы и инструменты, с помощью которых осуществляется управление ракетой во время ее полета. В случае многоступенчатой ракеты первая ступень ее обычно служит для разгона и поэтому, как правило, таких приборов не имеет. Они имеются на второй и третьей, а иногда только на третьей ступени ракеты.

3. Конструкция включает корпус самой ракеты и ее ступеней (для многоступенчатых ракет), подкрепления, крепежные детали и т. д.

4. Насосы и двигатели. Сюда относятся двигатели, система подачи и распределения топлива, система охлаждения камеры сгорания и сопла.

5. Топливо. Сюда относятся: горючее вещество, окислитель, смазочные материалы и горючее для системы машин, подающих топливо в камеру сгорания.

6. Общий вес ракеты, который является суммой весов перечисленных выше частей ракеты.

7. Расход топлива, измеряемый обычно в килограммах в секунду. В случае, многоступенчатых ракет расход топлива, как увидим ниже, для первой ступени может более чем в 100 раз превышать расход топлива для последней ступени.

8. Тяга, измеряемая обычно в килограммах или тоннах. Под тягой понимается усилие, развиваемое двигателем, заставляющее с определенным ускорением двигаться ракету. Мы уже отмечали, что тяга зависит от скорости частиц газа, вырывающихся из сопла двигателя, а эта скорость зависит в свою очередь от химических свойств топлива и температуры горения. Эта характеристика является одной из важнейших для ракеты.

9. Удельная тяга — тяга, создаваемая при сгорании единицы веса топлива в одну секунду.

10. Время горения в секундах. Эта характеристика по существу определяет время работы двигателя ракеты или ее ступени. Оно должно быть достаточным для того, чтобы ракета успела развить необходимую скорость.

11. Ускорение. Оно обычно измеряется в единицах g, где g — ускорение силы тяжести у поверхности Земли, равное 9,81 м/сек². Ускорение, как показывает само слово, характеризует нарастание скорости в результате работы двигателей, и его величина играет большую роль при расчетах полета ракеты.

12. Длина ракеты. Этим размером определяют высоту всей ракеты или высоту отдельной ступени. От отношения длины ракеты к ее среднему диаметру зависит устойчивость ракеты на траектории полета. Чем больше будет это отношение, тем менее она будет устойчива.

13. Диаметр — средний диаметр всей ракеты или диаметр каждой ее ступени.

14. Число двигателей. В случае многоступенчатой ракеты, как мы уже знаем, каждая ступень будет иметь свои двигатели. Число двигателей зависит от размера и веса ракеты, а также от ее назначения. Обычно первая ступень имеет несколько двигателей, а последняя чаще всего один. Дело в том, что двигателям первой ступени приходится преодолевать самый трудный участок пути, когда ракета имеет наибольший вес при значительном сопротивлении плотных слоев атмосферы.

15. Высота подъема или дальность полета ракеты. Для запуска ИСЗ на орбиту особое значение имеет высота подъема, которая зависит от приведенных выше характеристик и от соотношений между ними. Для боевых ракет, летящих от точки запуска до места цели, более характерна дальность полета, зависящая от тех же факторов.

Для того чтобы читатель мог судить о порядке численных значений указанных выше характеристик, приведем таблицу для проекта ракеты-спутника с последовательным расположением ступеней.

Таблица 3

Как видно из таблицы, отношение — для первой ступени будет равно примерно трем. Напомним, что М₀ — общая масса ракеты перед полетом, а М — ее масса в конце активного участка первой ступени.

Для второй и третьей ступени это соотношение также будет равно трем. При вычислении соотношения необходимо общий вес для каждой ступени делить на сумму весов, определяемых пунктами 1, 2, 3, 4 в табл. 3.

Из этой же таблицы видно, что расход топлива и тяга для первой ступени более чем в 100 раз превосходят их значения для третьей ступени.

Запасы топлива первой ступени почти в 60 раз превышают запасы, которые несет с собою третья ступень. Примерно во столько же раз больше и общий вес первой ступени по сравнению с третьей.

Все эти цифры показывают, какую большую работу приходится затрачивать первой ступени, насколько в более тяжелых условиях проходит первый этап полета. Кроме того, из таблицы видно, что использование трехступенчатой ракеты, обладающей приведенными выше характеристиками, позволяет достигнуть орбиты, расположенной на высоте 800 км над Землей. Причем отношение масс для каждой ступени равно всего трем. При таком соотношении масс одноступенчатая ракета не смогла бы выйти даже за пределы плотных слоев атмосферы.

Усовершенствованная американцами одноступенчатая ракета «Фау-2» при несколько более благоприятном соотношении масс (около 3,5) 17 декабря 1946 г. достигла высоты только 182 км.

В качестве топлива для ракеты, характеристики которой приведены в таблице, предполагалось применить жидкий кислород и гидрозин.

В США и других капиталистических странах усиленно ведутся работы по созданию ракет-носителей ИСЗ.

Для преодоления трудностей, связанных с прохождением плотных слоев атмосферы, имеются проекты применения в качестве двигателей первой ступени ракеты прямоточных реактивных двигателей, что должно снизить вес первой ступени. Некоторые ученые предлагают преодолеть плотные слои атмосферы с помощью воздушных двигателей или реактивных самолетов.

Например, сотрудником фирмы «Белл» Стелингом и профессором университета штата Айова Миссертом предполагается создать воздушный шар диаметром около 60 м и объемом около 8500 куб. м, который будет запускаться на высоту 24 км и сможет поднять трехступенчатую ракету весом около 6 т. Предполагается, что по достижении шаром указанной высоты ракета может быть с него запущена на орбиту, отстоящую на расстоянии 320 км от Земли.

Первая ступень этой ракеты будет состоять из четырех пороховых двигателей, в качестве второй ступени будет использована жидкостная ракета весом 590 кг; третья ступень весом 90 кг, несущая полезный груз в 14 кг, заключающийся в приборах, и будет являться собственно спутником.

Запуск ее предполагают осуществить под углом 45° к горизонту. Управляемой будет только вторая ступень ракеты. Третья ступень ракеты будет снабжена приборами наблюдения, питаемыми от солнечной батареи, которые должны передавать на Землю полученные ими сведения. Над осуществлением этого проекта уже работает фирма «Дженерал Миллс» (США).

Американская фирма «Америкен Рокет» работает над созданием ИСЗ под названием «Майти Майт». О нем известно, что он будет запущен с помощью пороховых ракет, весящих в общем 640 кг, с реактивного самолета, летящего на высоте 20–30 км со скоростью, примерно в два раза превышающей скорость звука. Так как ракета третьей ступени диаметром 12 см и длиной 60 см будет неуправляемой, то угол старта и начальная скорость будут зависеть от направления и скорости самолета, с которого будет производиться запуск. От условий старта будет зависеть и высота орбиты. Вес приборов, которые будут располагаться на нем, составит 2,25 кг, и наблюдение за ним будет осуществляться с Земли с помощью радиолокационной установки.

Таковы проекты ракет-носителей ИСЗ, разрабатываемые в США.

США не имеют межконтинентальных баллистических ракет. Если бы США имели такую ракету, то они бы еще в 1957 г. запустили искусственный спутник Земли, как это сделали советские ученые и инженеры. Ведь в СССР запустили спутник на основе межконтинентальной баллистической ракеты. США собирались запустить спутник «Авангард» весом в 11 килограммов. Разве это баллистическая ракета? В 1958 г. в США запущен ИСЗ весом около 14 килограммов на ракете средней дальности действия «Юпитер-С». Мы же запустили первый спутник весом в 83,6 килограмма, второй с полезным весом в 508 килограммов, а если потребуется, можем удвоить и более чем удвоить вес искусственного спутника.

Для нас межконтинентальная ракета, говорил Н. С. Хрущев, это вопрос решенный. Если потребуется, мы можем запустить искусственные спутники еще большего веса на еще бóльшую высоту, сколько нужно, столько и запустим, потому что для этого нам ничего нового в технике не требуется. Надо только в межконтинентальную баллистическую ракету, имеющую огромную мощность, поставить необходимую аппаратуру.

Советский Союз опередил США не только в области межконтинентальных ракет, но и в производстве ракет вообще. Теперь в США некоторые деятели говорят, что нам будто бы помогли немецкие специалисты, взятые в плен во время второй мировой войны. Это, конечно, вздор. Посудите сами. Американские войска заняли базы немецких снарядов «Фау», вывезли главного конструктора, специалистов и все оборудование. Между тем в США до сих пор не создана баллистическая межконтинентальная ракета.

Создание ракетной техники в СССР — это результат развития советской науки и техники, нашей промышленности. Эти достижения являются гордостью нашего советского народа, нашего социалистического государства.

Н. С. Хрущев говорил, что наши конструкторы создали такие ракеты, которые в случае нападения на нашу страну могут поразить любую базу в Европе, Азии и Африке. Даже при первом запуске наша ракета точно легла в заданном квадрате. Если мы договоримся с США и другими государствами о разоружении, то, может быть, мы тогда согласимся вместе вывести ракеты на какой-то полигон, поставим задачу на поражение цели и посоревнуемся в стрельбе ракетами, прежде чем сдать их в музей или уничтожить.

Теперь рассмотрим примерное устройство ракеты-носителя ИСЗ. Приведем описание одного из проектов ракеты «Авангард», предназначавшейся для запуска искусственного спутника Земли в США.

В США усиленно обсуждаются проблемы, связанные с запуском искусственного спутника Земли. Выступая на одном совещании, технический руководитель программы запуска спутника (проект «Авангард») Мильтон Розен перечислил основные проблемы, подлежащие разрешению в процессе разработки этой программы, и привел основные технические характеристики ракеты для запуска спутника. Розен указал, что в США еще в 1949 г. двухступенчатая ракета «Бампер» поднялась на высоту 400 км при максимальной скорости 2750 м/сек с такой же полезной нагрузкой, какая запроектирована для ракеты спутника «Авангард». Последняя же должна подняться на высоту 480 км при скорости 7620 м/сек.

Из американской печати известно, что разработка этой ракеты-носителя ИСЗ была поручена ряду ведущих фирм. На рис. 18 показана предполагаемая схема такой ракеты.

Характерной особенностью ракеты является отсутствие у всех трех ступеней стабилизаторов и рулей; управление по тангажу[23] и рысканью[24] на первой и второй ступенях будет осуществляться путем поворота жидкостных реактивных двигателей, смонтированных на карданных шарнирах. Отклонение на угол до 5° будет производиться с помощью электрогидравлического привода, получающего команды от гироскопов гироскопического блока, с помощью которого первая и вторая ступени ракеты будут управляться в полете. Гироблок располагается на второй ступени. Управление по крену будет осуществляться с помощью небольших, тангенциально расположенных жидкостных ракетных двигателей. Неуправляемая третья ступень будет ориентирована по высоте, положению и направлению второй ступенью, которая придает ей также стабилизирующее вращение, прежде чем начнет работать двигатель третьей ступени.

Общая длина ракеты на старте составит 22 м, максимальный диаметр 1,15 м.

В качестве первой ступени ракеты для запуска спутника предполагалось использовать несколько измененную исследовательскую ракету «Викинг» с новым форсированным двигателем. Этот двигатель должен обеспечить разгон ракеты до 15% орбитальной скорости. Тяга этого двигателя составит 12,2 т, а время работы 125–140 сек. Двигатель будет работать на смеси спирта с бензином и жидком кислороде, подаваемых из баковых отсеков с помощью турбонасосов. По мере расходования топлива баки будут заполняться гелием.

ЖРД второй ступени ракеты будет работать на дымящей азотной кислоте и гидрозине, подаваемых в камеру сгорания под давлением сжатого гелия. Большое число миниатюрных реактивных двигателей стабилизации обеспечит управление ракетой после окончания работы двигателя второй ступени, когда вторая и третья ступени будут набирать орбитальную высоту. Ожидается, что вторая ступень наберет 32% орбитальной скорости. Носовой конус второй ступени будет перекрывать третью ступень и самый спутник, предохраняя их от аэродинамического нагревания; конус будет сброшен во время начальной стадии работы второй ступени, когда плотность воздуха уменьшится и соответственно уменьшится нагревание ракеты.

Как мы уже говорили, третья ступень ракеты неуправляемая; для обеспечения устойчивости в полете она будет вращаться вокруг продольной оси.

После выхода на орбиту третья ступень и спутник могут быть разделены и продолжать свой путь по орбите как два самостоятельных спутника. Это целесообразно сделать во избежание проникновения тепла от двигателя к чувствительным приборам спутника, а также для удобства размещения телеметрических антенн.

Как же запускается на орбиту ракета-носитель ИСЗ? Казалось бы, выгоднее всего запустить ракету вертикально вверх, так как в этом случае она полетела бы к орбите по кратчайшему пути. Однако такой метод осуществления запуска оказывается самым невыгодным с точки зрения потребного расхода топлива.

Рассмотрим этот вопрос подробнее.

Ракета, запущенная вертикально, набирает скорость не мгновенно, а в течение некоторого времени. Сила же притяжения Земли, действующая постоянно в течение этого же времени, вызывает обратный снос ракеты к центру Земли (так называемый гравитационный снос).

Этот снос весьма значителен. Если бы не работали двигатели ракеты, то за первые 100 секунд эта направленная к Земле скорость составила бы 1 км/сек, а за 800 секунд полета ракеты она достигла бы 8 км/сек, т. е. как раз величины первой космической скорости. Из сказанного ясно, что если ракета все время будет двигаться по вертикали, то сила тяжести вскоре поглотит силу тяги ее двигателей, и ракета, израсходовав запас горючего, остановится в определенной точке, а затем станет падать на Землю, что и получается с современными геофизическими ракетами. Поэтому чрезвычайно трудно при вертикальном запуске получить на большой высоте большую скорость ракеты.

Для того чтобы ИСЗ не падал обратно на Землю, ему необходимо сообщить значительную горизонтальную скорость полета.

Необходимо так организовать взлет ракеты-носителя, чтобы в минимально возможное время доставить спутник на орбиту и чтобы он имел необходимую горизонтальную скорость полета.

Перед запуском ракеты ученые в зависимости от избранной орбиты производят целую серию сложнейших расчетов, предварительно вычисляя наиболее выгодную (оптимальную) траекторию выхода ракеты на орбиту (рис. 19).

Первый участок полета ракеты избирается вертикальным для того, чтобы ракета возможно скорее преодолела плотные слои атмосферы, однако этот участок обычно не велик и составляет около 20 км.

Как только ракета выйдет в более разреженные слои атмосферы, она с помощью автопилота будет постепенно наклоняться, с тем чтобы, достигнув орбиты, выйти на нее в горизонтальном положении с большой скоростью полета. В этих расчетах учитываются также потери скорости ракеты в результате сопротивления воздуха и гравитационного сноса и точно определяется режим работы двигателей ракеты, чтобы они могли обеспечить получение на орбите круговой скорости, при которой центробежная сила уравновесила бы силу притяжения Земли.

Мы уже говорили, что минимальное значение характеристической скорости — 7,9 км/сек (так называемую первую космическую скорость) имеет ракета, посылающая ИСЗ на орбиту, проходящую непосредственно у поверхности Земли. Значение характеристической скорости ракеты зависит от расстояния орбиты спутника до Земли. Например, для высоты 1730 км она равна 8716 м/сек, а для высоты 35 800 км — 10 709 м/сек. Наконец при скорости 11 190 м/сек (вторая космическая скорость) ракета может улететь в космос.

Кроме того, задача инженеров, рассчитывающих программу взлета ракеты-носителя ИСЗ на орбиту, состоит в том, чтобы траектория взлета была такой, при которой потери скорости от сопротивления воздуха и притяжения Земли составляли бы не более нескольких процентов от величины характеристической скорости. Таким образом, для того чтобы получить действительную скорость ракеты для запуска спутника на данную орбиту, расчетное значение характеристической скорости необходимо увеличить. Для взятых в качестве примера орбит (1730 км и 35 800 км) орбитальные скорости соответственно будут несколько увеличены.

Оказывается, что далеко не безразлично, в какую сторону запустить ракету-носитель ИСЗ.

Если ракету запустить в сторону вращения Земли (рис. 20), то можно получить дополнительное, «бесплатное» приращение скорости ракеты за счет скорости вращения Земли. Величина этого приращения зависит от широты места запуска. На экваторе, например, оно имеет максимальное значение и равно 463 м/сек. Это больше скорости некоторых современных истребителей. По мере приближения к полюсам приращение скорости убывает.

Может возникнуть вопрос: а как же наши самолеты? Ведь они летают в самых разнообразных направлениях, и мы обычно не интересуемся тем, совпадает ли их полет с направлением вращения Земли или нет.

Действительно, современным самолетам безразлично, в какую сторону лететь. Если мы говорим, что самолет летит со скоростью 1000 км/час, то полагаем, что он эту скорость имеет независимо от направления полета. Практически мы совершенно правы.

Но именно только практически. Теоретически же самолет, летящий по направлению вращения Земли, будет всегда несколько легче, а летящий в обратном направлении — немного тяжелее. Однако при существующих скоростях самолета эти изменения его веса настолько ничтожны, что их можно не учитывать.

Представим себе самолет, который будет обладать скоростью, скажем, в 3–4 раза большей скорости звука.

Появление таких самолетов дело совсем недалекого будущего. Как показывают расчеты, в таком случае влияние центробежной силы уже обязательно придется учитывать конструкторам. Вес самолета может уменьшиться или увеличиться приблизительно на 2% в зависимости от направления полета на восток или на запад, а это влечет за собой (в случае выигрыша в весе) и увеличение дальности полета и возможность создания увеличенных запасов топлива. Можно, например, сказать по грубым прикидкам, что самолет, делающий перелет вокруг земного шара в направлении на восток, может пролететь приблизительно на 800 км дальше, если он будет обладать указанной выше скоростью. С дальнейшим ростом скоростей этот фактор будет приобретать все большее и большее значение.

Мы уже упоминали, что орбиты спутников могут быть не только круговыми, но и эллиптическими. Эллиптические орбиты мы получим в том случае, если скорость, приданная ракете, будет несколько выше окружной или скорость в момент окончания работы двигателя не будет направлена по касательной к круговой орбите. Тогда, вместо того чтобы остаться на круговой орбите, ракета устремится дальше, и траектория ее полета будет уже не окружностью, а эллипсом.

Ближайшая к Земле точка на эллиптической орбите называется перигеем, а наиболее от нее удаленная — апогеем, причем перигей может быть гораздо ближе к Земле, а апогей гораздо дальше от Земли, чем первоначальная круговая орбита. Один из вариантов запуска ракет на орбиту, отстоящую на 1730 км от Земли, предусматривает, что первоначально ракета полетит по эллиптической орбите, причем перигей в этом случае составляет около 102 км, а апогей — 1730 км. Двигатели, разгоняющие ракету до характеристической для этой орбиты скорости, включаются в момент достижения ракетой апогея. В СССР в 1957 г. успешно осуществлен запуск первых ИСЗ. В США в это время публиковались в печати многочисленные проекты запуска ИСЗ.

Приведем описание одного из проектов запуска американской ракеты-носителя ИСЗ «Авангард», с которой мы уже знакомы. Запуск ракеты-носителя ИСЗ предполагалось осуществить в 1958 г. на базе ВВС США в Патрике (штат Флорида) в направлении от 28 до 35° к юго-востоку (азимут 118–125°). Запуск именно в этом направлении может обеспечить, по мнению ученых США, дополнительный прирост скорости за счет вращения Земли, а также позволит удобно наблюдать спутник.

Ракета должна стартовать вертикально, как показано на рис. 21, а затем начнет постепенно наклоняться.

В момент окончания работы двигателя первой ступени на высоте 58 км от земли угол наклона ракеты составит 45° к вертикали. Затем первая ступень ракеты отделяется, начинают работать двигатели второй ступени. Первая ступень упадет на землю в 370 км от места старта. Вторая ступень будет подниматься по траектории с возрастающим углом наклона; двигатель кончит работать на высоте 225 км. После этого ракета по инерции поднимется до максимальной высоты 480 км и окажется в точке, отстоящей на 1125 км от места старта. В этой точке начнет работать двигатель третьей ступени (рис. 22).

Еще раз подчеркнем, что запуск ракет-носителей на определенную орбиту весьма сложное дело. Оно требует точнейшей работы ряда приборов, описание некоторых из них мы приведем ниже. Самая незначительная ошибка какого-либо из этих приборов приведет к неудаче запуска в целом.

Точность стрельбы орбитальных ракет зависит от ряда причин. Погрешность в угле возвышения вектора скорости в конце активного участка в 1° вызывает изменение высоты перигея (и апогея) на 120 км. Погрешность в скорости 30 м/сек при горизонтальном направлении вызовет изменение высоты апогея на 110 км. Если крайние высоты эллиптической орбиты искусственного спутника, например, колеблются в пределах от 370 км (перигей) до 1480 км (апогей), а конец активного участка траектории находится на высоте 560 км, то можно допустить абсолютную погрешность в угле возвышения до 2°30′ и относительную погрешность в горизонтальной скорости до 1%. Для спутника, летящего на высоте нескольких сот километров, изменение высоты полета на 300 м повлечет за собою изменение периода обращения на 0,4 сек. Изменение же начальной скорости на 30 м/сек вызовет изменение периода обращения на 70 сек. Ошибка в угле возвышения в конце активного участка траектории искусственного спутника не влияет на период его обращения. При движении спутника по эллиптической траектории его скорость меняется, причем в случае, если перигей расположен на высоте 370 км, а апогей на высоте 1480 км, разница в скорости достигает 1,22 км/сек.

Необходимая «точность стрельбы» ракет-носителей ИСЗ обеспечивается соответствующими приборами управления. Что же представляют собой эти приборы и как происходит управление полетом ракет-носителей?

Траектория и режим полета ракеты, вычисленные предварительно, должны точно выдерживаться.

Вполне понятно, что для осуществления этого ракета должна иметь точнейшие приборы, работа которых будет связана с действием наземных установок.

Принцип действия большинства из них очень сложен, поэтому мы опишем в общих чертах задачи, которые будут выполняться основными приборами.

Для того чтобы ракета-носитель вышла на орбиту по рассчитанной траектории и были строго выдержаны режимы и время работы отдельных ступеней ракеты, она должна управляться на всем пути полета.

Если в пределах плотной атмосферы для изменения направления полета ракеты могут служить рули, похожие на рули реактивных самолетов, то в зоне сильно разреженной атмосферы они будут менее эффективны.

Как же будет осуществляться управление в этом случае? К. Э. Циолковским для этой цели были предложены так называемые газовые рули. Их принцип действия заключается в том, что рули, изготовляемые из тугоплавкого материала, например из графита, и располагаемые в струе вырывающихся из сопла раскаленных газов, отклоняют эту струю в ту или иную сторону и тем самым меняют направление полета ракет. Поворот газовых рулей осуществляется с помощью программного механизма или по радиосигналам с Земли.

Существует и другой способ, о котором упоминалось при описании ракеты-носителя спутника. Если ракета будет иметь не только центральные, но и боковые двигатели, то, попеременно включая или выключая последние, можно осуществить управление ракетой после выхода ее в космос.

Наконец, конструкция ракет может быть такой, что можно изменять направление струи истекающих газов, поворачивая продольную ось самого двигателя относительно продольной оси ракеты.

Такой способ управления применяется в ряде современных дальнобойных ракет.

При запуске ракеты первостепенное значение имеет стабилизация ее в полете на траектории, т. е. обеспечение того, чтобы ракета при движении не отклонилась, а точно следовала бы по заданной ей траектории полета.

Наиболее важными узлами системы стабилизации ракеты во время ее полета является автопилот с гироскопическими чувствительными элементами. Гироскоп — особого рода волчок, вращающийся с большой угловой скоростью. Такое тело стремится сохранить неизменным направление своей оси вращения относительно мирового пространства, т. е. ось свободного гироскопа стремится сохранить то положение, которое ей было задано при запуске гироскопа. Гироскопические устройства, с помощью которых осуществляется стабилизация ракеты в полете, используют именно это свойство гироскопов. На основе таких гироскопических устройств конструкторы авиационного приборостроения создали прибор, называемый автопилотом.

Принцип работы автопилота можно уяснить из рис. 23, где показана структурная схема автопилота, управляющего угловыми положениями ракеты в полете по заданной программе. Гироскопический чувствительный элемент воспринимает угловые отклонения ракеты и дает на выходе сигнал, пропорциональный этим отклонениям. Задатчик программы автоматически вырабатывает сигналы, пропорциональные заданным угловым отклонениям ракеты. Если ракета не выполняет заданной программы полета, то разность сигналов чувствительного элемента и задатчика программы подается на усилитель, а затем на рулевые машинки, управляющие рулями ракеты. При этом рули поворачиваются в такую сторону, чтобы устранить рассогласование между заданным и фактическим угловым положением ракеты.

На некоторых ракетах, например «Фау-2» и др., автопилот имел лишь два гироскопа с тремя степенями свободы (рис. 24).

Ось первого гироскопа (Г₁) параллельна поперечной оси ракеты, так что вращение ракеты вокруг этой оси не может быть обнаружено с помощью этого гироскопа. Он используется для управления движением ракеты относительно продольной и вертикальной осей ракеты. Управление осуществляется с помощью двух проволочных потенциометров: один (П₂) служит для регистрации отклонений ракеты от курса, другой (П₁) — вокруг продольной оси. Потенциометры расположены на кардановом подвесе гироскопа перпендикулярно друг другу. Сигналы, снимаемые с потенциометров, усиливаются электронными лампами и передаются на соответствующие рулевые машинки и рули. Другой гироскоп (Г₂) служит для управления движением вокруг поперечной оси. Поворот ракеты вокруг поперечной оси воспринимается проволочным потенциометром (П₃), сигнал с которого после усиления передается на соответствующие рули. С помощью специального вращения оси гироскопа Г₂ в плоскости, параллельной нормальной и продольной осям ракеты, осуществляется поворот ракеты вокруг поперечной оси при ее движении по траектории. Это вращение, происходящее по определенной программе, должно находиться в соответствии с расчетной траекторией движения ракеты. Характер изменения угла наклона продольной оси ракеты к горизонту показан на рис. 25.

Как видно из рисунка 25, участок траектории полета ракеты-носителя до выхода ее на орбиту, т. е. до принятия ее продольной осью горизонтального положения, разбивается на ряд этапов (на рисунке: H₁, Н₂, Н₃, Н₄ и т. д.). Таких этапов в зависимости от высоты орбиты может быть много. Каждому из них соответствует определенный угол наклона продольной оси ракеты к горизонту (α₁, α₂, α₃ и т. д.). На первом этапе обычно этот угол равен 90°, т. е. ракета летит вертикально.

В дальнейшем по этапам этот угол постепенно изменяется согласно изменению его на рассчитанной заранее траектории полета. По расчетной траектории устанавливается на приборах управления ракеты программа ее полета. Эти программные приборы регулируют подачу топлива и положение руля.

Естественно, что на ракете должны существовать приборы, точно измеряющие и регистрирующие ее скорость на различных этапах полета и тем самым контролирующие выполнение заданной программы.

На первых ракетах измерение скорости полета ракеты осуществлялось радиотехническим методом. Ракеты были оборудованы радиопередатчиком и радиоприемником. Радиопередатчик генерировал колебания, принимавшиеся станцией, находящейся на месте старта. Наблюдавшийся при этом эффект Допплера использовался для определения скорости полета ракеты. Этот эффект мы часто наблюдаем в области звуков, когда, например, слышим гудок приближающегося или удаляющегося паровоза. Поскольку частота звука приближающегося паровоза увеличивается, а удаляющегося уменьшается, то эффект Допплера воспринимается нами как заметное изменение тона звука, вызванное движением.

По изменению частоты излучаемого ракетой радиосигнала и судят о величине ее скорости. В нужный момент, когда ракета достигла необходимой скорости, с Земли посылается соответствующий сигнал. Радиоприемник, находящийся на борту ракеты, принимает его, и подача горючего прекращается. Этот метод имеет тот недостаток, что радиоприемник может реагировать на ложные сигналы и помехи. Несмотря на то, что были найдены средства борьбы с помехами, радиометод измерения скорости полета был заменен автономным методом измерения скорости, основанным на измерении ускорений с помощью акселерометра и интегрировании этих ускорений. Принципы действия и конструкции акселерометров могут быть самые различные.

Нашел применение акселерометр, представляющий собой гироскопический маятник, установленный в карданном кольце G (рис. 26). Ось CD является осью маятника. Кольцо подвеса G может вращаться вокруг оси EF, параллельной продольной оси ракеты.

Ось АВ вращения гироскопа автоматически удерживается перпендикулярно оси EF с помощью корректирующего выключателя и двигателя М.

При отклонении оси АВ гироскопа от направления, перпендикулярного оси EF, корректирующий выключатель включает через реле питание электродвигателя М. Вращающий момент этого двигателя через редуктор передается на ось EF карданного кольца G, заставляя перемещаться гироскоп в сторону восстановления перпендикулярности оси АВ и EF. Таким образом, электродвигатель М удерживает гиромаятник в нормальном рабочем положении, когда чувствительность гиромаятника наибольшая, а также полностью компенсирует влияние моментов трения на оси EF.

Если ракета летит с ускорением, равным a, то на маятник будет действовать инерционная сила P, равная произведению массы m маятника на ускорение а. Момент M_вр от этой силы, направленный вдоль оси CD, вызывает угловую скорость прецессии ω_г гироскопа вокруг оси EF. Угол поворота оси гироскопа вокруг оси EF равен интегралу по времени от угловой скорости прецессии, т. е. пропорционален интегралу по времени от ускорения, или, что одно и то же, скорости полета ракеты. Влияние ускорения силы тяжести заранее учитывается и компенсируется.

С осью EF акселерометра связан барабан N, управляющий поворотом того гироскопа автопилота, который осуществляет наклон продольной оси ракеты относительно горизонта. Таким образом, кривизна траектории ракеты изменяется в зависимости от ее скорости в соответствии с расчетным движением.

Нужно учесть, что если в результате воздействия ветра, потока микрометеоритов или других причин продольная ось ракеты переместится параллельно самой себе, то гироскопические приборы этого не почувствуют. Однако такое отклонение от траектории нежелательно так же, как, скажем, изменение угла тангажа или угла рыскания. Для исправления подобного рода отклонений, могущих возникнуть в полете, может быть использован метод, известный под названием «радиотропы». Он основан на использовании принципа радиолокации. Его сущность заключается в следующем.

Предположим, что на Земле имеются две станции, посылающие на ракету сигналы и принимающие обратно отражения этих сигналов.

Эти станции размещены таким образом и их аппаратура устроена так, что если ракета летит по правильному курсу, то обе эти станции будут принимать отраженные сигналы одинаковой величины.

Если по каким-либо причинам ракета отклонится от курса, то одна из станций будет воспринимать больший по величине сигнал, а другая — меньший. На наземной станции по этой разности сигналов с помощью счетнорешающих приборов точно и мгновенно подсчитывается величина этого отклонения от курса и немедленно вырабатывается соответствующий ей управляющий сигнал, который по радио передается на приборы управления ракеты.

Следовательно, имеется возможность направлять ракету и таким способом.

Однако метод радиотропы оказался недостаточно удовлетворительным, особенно при управлении полетом ракеты на большие расстояния. Кроме ограниченной дальности действия, управление ракеты по радиотропе может быть ненадежным вследствие воздействия искусственных и естественных радиопомех. В последнее время для управления ракетами и самолетами стали применять автономные средства ориентировки — инерциальные гироскопические и астрономические ориентаторы. Эти ориентаторы имеют различное устройство, но принцип действия их один и тот же: измеряются с помощью акселерометров ускорения ракеты, затем эти ускорения интегрируются по времени, в результате чего получается скорость полета. Интегрирование скорости по времени дает возможность получить пройденный ракетой путь и координаты местонахождений. Принцип действия астро-инерциального ориентатора можно уяснить на простейшей схеме (рис. 27).

Представим себе телескоп, установленный на ракете и автоматически следящий за звездой. Поскольку звезда удалена от Земли на огромное расстояние и лучи света, идущие от звезды, параллельны друг другу, то при перемещении телескопа из точки А в точку В его ось остается параллельной самой себе. К телескопу прикреплена на шарнире платформа, на которой помещены акселерометр и двигатель Д, связанный через редуктор С с телескопом. Акселерометр измеряет ускорения вдоль плоскости платформы.

Сигналы акселерометра интегрируются двумя последовательно включенными интеграторами. На выходе первого интегратора получаем скорость, а на выходе второго — пройденный путь. Двигатель Д поворачивает платформу на угол α_пер, который определяется как пройденный путь, деленный на радиус Земли. В результате если перед вылетом (в точке А) платформа была установлена точно горизонтально, а высота светила была равна углу h₀, то в процессе полета платформа непрерывно поворачивается двигателем Д на угол α_пер, и высота светила равна h₀+α_пер. При этом платформа во время полета сохраняет строго горизонтальное положение независимо от того, какие ускорения возникают в процессе полета ракеты. На рис. 27 было показано движение ракеты только в одной плоскости. Для получения величин и направлений скорости полета и пройденного пути используют два аналогичных устройства, направленных своими телескопами на два небесных светила. Поскольку каждое из этих устройств измеряет ускорение, скорость и путь в определенном направлении, то полная скорость и путь определяются как геометрическая равнодействующая из измеренных составляющих скорости и пути. Платформа с акселерометром в процессе полета сохраняет горизонтальное положение. Благодаря этому акселерометр не измеряет вертикальной составляющей ускорения, вызванного силой тяжести.

Если платформа имеет какое-либо начальное отклонение (угол β) относительно горизонтальной плоскости, то акселерометр будет измерять составляющую ускорения силы тяжести (g∙sinβ), которая проектируется на плоскость платформы (рис. 28). Интеграторы будут интегрировать эту составляющую, а двигатель Д (на рис. 27) поворачивать платформу в сторону уменьшения угла β. В момент подхода платформы к горизонтальному положению составляющая ускорения (g∙sinβ) будет равна нулю, но движение платформы не прекратится, так как первый интегратор накопит за это время наибольший сигнал. Под действием этого сигнала второй интегратор будет продолжать свою работу и заставит двигатель Д отклонять платформу в другую сторону относительно горизонтальной плоскости. В результате этого устанавливаются периодические незатухающие колебания с периодом 84,4 мин. (если ракета летит у поверхности Земли) и амплитудой, равной начальному углу отклонения платформы от горизонтальной плоскости.

Интересно отметить, что таким же периодом колебаний обладает математический маятник (у такого маятника вся масса сосредоточена в одной точке), имеющий длину подвеса, равную радиусу Земли. Такой же период обращения вокруг Земли имел бы и спутник, если осуществить его полет на одинаковой с маятником высоте. Маятники с периодом 84,4 мин. обладают тем свойством, что они не раскачиваются от инерционных сил, возникающих при движении точки их подвеса.

Свойством такого маятника и обладает платформа с акселерометром астроинерциального ориентатора. Телескоп, следящий за небесным светилом, играет роль устройства, сохраняющего неизменным направление своей оси в мировом пространстве. В гироинерциальном ориентаторе вместо телескопа используется гироскоп, который благодаря своему свойству устойчивости может также сохранять неизменным положение оси вращения в мировом пространстве. Однако по сравнению с астроинерциальным ориентатором гироинерци-альный ориентатор совершенно не зависит от внешних условий полета и с этой точки зрения является абсолютно автономным. Но для получения высокой точности измерений скорости полета и пройденного ракетой расстояния гироинерциальный ориентатор должен иметь гироскопы с очень малым уходом от сил трения в опорах подвеса и разбалансировки. Если гироскоп имеет уход 1° в час, то гироинерциальный ориентатор будет давать погрешность в измерении пройденного расстояния, равную дуге в 1° на земной поверхности или 111 км за каждый час полета.

Для гироориентаторов разрабатываются специальные гироскопы высокой точности, в которых вращающийся ротор-гироскоп помещается в герметичный поплавок, плавающий в жидкости с большим удельным весом. Подъемная сила поплавка подбирается равной его весу, благодаря чему давление в опорах кардана практически отсутствует, а вместе с этим исчезают и силы трения в опорах. Такие «плавающие» гироскопы и используются в ориентаторах, автопилотах и других автоматических устройствах на самолетах и ракетах.

Управление полетом ракеты с помощью автономных средств навигации сводится к следующему (рис. 29).

Задатчик программы задает траекторию, по которой должна лететь ракета. Астроинерциальный ориентатор (или гироинерциальный ориентатор) и высотомер измеряют фактические координаты местонахождения ракеты относительно Земли.

Если фактическое положение ракеты отличается от заданного, то возникает разность сигналов между задатчиком программы и измерителями координат местонахождения. Эта разность координат в виде электрических сигналов подается на автопилот, который управляет рулями ракеты таким образом, чтобы возвратить ракету в заданное программой место. Конструктивные параметры автопилота обычно подбираются таким образом, чтобы процесс управления ракетой на траектории происходил плавно, без больших отклонений и с затухающими колебаниями. Процесс управления полетом ракеты по заданной траектории связан с решением ряда сложных математических задач. Решение этих задач с помощью старой вычислительной техники, основанной на применении счетно-решающих устройств непрерывного действия, приводит к тому, что объем и вес вычислительной машины может возрасти до недопустимо больших размеров, а это особенно сильно отражается на летных свойствах ракеты. На современных и перспективных ракетах предполагают устанавливать дискретные цифровые вычислительные устройства, основанные на использовании полупроводниковых элементов и кристаллических диодов и триодов. Такие вычислительные устройства позволяют решать математические задачи с неограниченной точностью, чего нельзя получить от вычислительных устройств непрерывного действия, а их конструкция может быть компактной, небольшого веса и с незначительным потреблением электроэнергии.

Мы остановились только на самых важных приборах ракеты-носителя. В действительности их может быть гораздо больше, и все процессы, связанные с управлением полета ракеты, будут значительно более сложными. Необходимо иметь в виду также, что во всех странах мира усиленно работают над отдельными типами таких приборов и над методами осуществления различных этапов управления. Приборы, которые три–четыре года тому назад считались совершенными, в настоящее время благодаря огромному прогрессу в данной области уже устарели. Можно сказать, что каждый день приносит в этой области что-либо новое.

Запуск в Советском Союзе искусственных спутников Земли мог быть осуществлен лишь с помощью совершенных, чувствительных, точных и надежных автоматических приборов управления ракетой.

В статье, опубликованной в газете «Вашингтон пост энд Таймс геральд», американцы вынуждены признать, что советские ученые создали и применили электронные компоненты и механические устройства, над которыми ученым Соединенных Штатов все еще приходится работать. Об этом убедительно говорит успешный вывод советского спутника на орбиту, при котором ни один компонент ракеты «не может сработать неправильно, не поставив под угрозу весь полет».

В Соединенных Штатах считают, что даже ошибка, равная плюс или минус одному градусу угла орбиты, привела бы к неудаче. Успешный запуск советского спутника означает, что построенный русскими электронный мозг работал безупречно в моменты полета, корректируя любые отклонения и бесперебойно отделяя различные части ракеты-носителя. По общему мнению, создание спутника навеки уничтожило «западное представление» о том, что «русские не могут сравниться с Соединенными Штатами в области электроники».