ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Выход на траекторию свободного полета из "Механика космического полета в элементарном изложении " Вернемся теперь от рассматривавшегося в главе 2 пассивного движения космического аппарата к активному движению, кото рым мы уже отчасти занимались в главе 1. Однако тогда мы рассматривали движение ракетного аппарата в воображаемом пространстве, свободном от действия всяких сил. Только для такого проотранства и была справедлива формула Циолковского, определяющая величину идеальной скорости. [c.73] Попробуем качественно оценить влияние сил, которые не учитываются при вычислении скорости. На начальном участке траектории ракеты-носителя, представляющем собой участок разгона или участок выхода на траекторию пассивного (свободного, баллистического) полета, существенную роль играют сила притяжения Земли и аэродинамическая сила сопротивления атмосферы. [c.73] На первый взгляд может показаться, что энергетические ресурсы обеих ракет должны быть одинаковы, но это неверно. Если бы разгон ракеты происходил в свободном пространстве, то приобретенная начальная скорость просто равнялась бы идеальной скорости ракеты. Но действие сил притяжения Земли, а также сопротивления атмосферы приводит к так называемым гравитационным и аэродинамическим потерям [1.36]. Ракета должна компенсировать эти потери дополнительной затратой топлива, и в результате фактическая приобретенная скорость всегда оказывается меньше идеальной. [c.73] Величина потерь скорости сильно зависит от формы активного участка траектории. Обычно ракета стартует вертикально, чтобы побыстрее, пока скорость невелика, пробить плотные слои атмосферы и тем самым уменьшить аэродинамические потери, которые тем больше, чем больше скорость. Если ракета должна приобрести вертикальную скорость, то дальнейший разгон также происходит в вертикальном направлении. Если же приобретаемая скорость должна быть горизонтальна, то ракета отклоняется от вертикального курса и постепенно переходит к разгону в горизонтальном направлении. [c.74] Для этого сила тяги должна была бы по мере подъема уменьшаться благодаря определенному режиму работы двигателя (непрерывно уменьшающийся секундный расход массы рабочего тела). [c.74] Часть гравитационных потерь составляют потери сразу после включения двигателей первой ступени, когда ракета еще удерживается на Земле своей тяжестью, так как сила тяги еще не превысила ее веса, а ведь в свободном пространстве она бы уже мчалась вперед Пусковое устройство советской ракеты Союз , поддерживающее ее в вертикальном положении, отпускает ее в точности в тот момент, когда тяга сравняется с весом ракеты. Остроумное конструктивное решение заключается в том, что ракета висит на четырех уравновешенных рычагах, которые отклоняются в сторону (и потому перестают удерживать ракету), как только ракета перестает давить на них своей тяжестью [1.2]. Но и в первые мгновения после начала движения потери за каждую секунду очень велики, пока не будет достигнута расчетная тяга. [c.75] Может показаться, что следует всегда стремиться к максимальному увеличению начального реактивного ускорения (т. е. максимальному превышению тяги над весом ракеты), чтобы уменьшить гравитационные потери, но на самом деле задача выбора оптимального ускорения подъема ракеты оказывается гораздо более сложной. Не говоря уже о вреде слишком больших реактивных ускорений для организма космонавтов, чересчур большая тяга приводит к такому дополнительному увеличению массы двигателя, теплозащитного экрана (из-за увеличения скорости подъема и, следовательно, нагрева носового конуса) и конструкции (требующей большей прочности), которое может съесть весь выигрыш от уменьшения гравитационных потерь. [c.75] На участке наклонного подъема ракеты гравитационные потери определяются проекцией ускорения силы тяжести на направление вектора скорости. Чем более полого летит ракета, тем меньше эта проекция и меньше гравитационные потери. [c.75] Дополнительным источником потерь при наклонном подъеме служит отклонение вектора тяги от направления вектора скорости. Это отклонение неизбежно, если мы хотим заставить ракету следовать по определенной (не вертикальной) траектории разгона. А отсюда следует, что не вся тяга расходуется на увеличение скорости. Возникающие потери скорости могут быть названы потерями на управление [1.44]. Эти потери, конечно, представляют собой меньшее зло, чем огромные лишние гравитационные потери в случае вертикального разгона. Потери на управление могут быть условно включены в гравитационные, так как их происхождение связано с наличием силы тяжести. [c.75] По опубликованным данным [1.44] идеальная скорость при выведении на траекторию полета к Луне американского космического корабля Аполлон равна 12,5 км/с и включает в себя гравитационные потери 1,68 км/с, аэродинамические потери 0,05 км/с и потери на управление 0,19 км/с. Каждый лишний метр в секунду идеальной скорости эквивалентен при этом потере примерно 15 кг полезной нагрузки. [c.76] Вот почему в космонавтике всегда стараются по возможности избегать вертикальных траекторий и траекторий, у которых начальная скорость пассивного участка (т. е. конечная скорость участка разгона) круто наклонена к горизонту, и предпочитают этим траекториям те, которые начинаются если не совсем горизонтально, то все-таки достаточно полого, т. е. траектории, подобные показанным на рис. 17. Для космонавтики это очень важное обстоятельство, так как при нынешнем уровне развития ракетной техники потерями скорости никак нельзя пренебрегать. Если при запуске искусственных спутников Земли всегда возможен (и необходим) пологий разгон, то при полете к Луне и планетам дело обстоит гораздо сложнее и приходится прибегать к довольно сложному маневрированию, а именно к старту с промежуточной околоземной орбиты. С этим методом мы познакомимся в третьей и четвертой частях книги. [c.76] Гравитационные и аэродинамические потери на участке разгона для современных ракет-носителей обычно не превышают примерно 20% реально приобретаемой скорости — начальной скорости пассивного полета. Увеличив приобретаемую скорость на эту величину, мы найдем характеристическую скорость выведения на орбиту. Идеальная скорость проекгируемой ракеты-носителя должна быть равна характеристической скорости (плюс, строго говоря, очень малая величина, соответствующая небольшому запасу топлива на всякий случай ). [c.76] Еще одно специальное замечание. Слово скорость не должно приводить к недоразумениям. Характеристическая и идеальная корости являются скалярными величинами, как и полагается характеристикам энергетических ресурсов — необходимых для операции (первая) и дозволенных техникой (вторая). [c.77] Истинная характеристическая скорость всегда больше минимальной, так как топливо ракеты-носителя [не может быть израсходовано мгновенно и запуск на натянутом тросе , разумеется, неосуществим. [c.78] Минимальная характеристическая скорость отвечает тому нижнему пределу энергетических затрат, который заведомо невозможно переступить при выведении космического аппарата на ту или иную пассивную траекторию. [c.78] Наконец, заметим, что при горизонтальном разгоне в восточном направлении экономится топливо и, следовательно, характеристическая скорость уменьшается из-за того, что перед стартом ракета-но-ситель уже обладает некоторой скоростью в геоцентрической системе координат (т. е. в невращающейся системе с началом в центре Земли и неизменно направленными осями). Это — окружная скорость космодрома, т. е. скорость его движения вокруг оси Земли благодаря суточному вращению планеты ). На широте ip она равна 465 os ip м/с, на экваторе — 465 м/с, на космодроме Байконур ) (ij)=47°) — 317 м/с, на мысе Канаверал (ij)=28,5°) — 409 м/с. Окружную скорость редко удается полностью использовать, но она всегда учитывается. [c.78] Вернуться к основной статье