ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Проблема запуска геофизического спутника из "Космическая техника " Искусственные спутники Земли, которые будут запущены в течение Международного Геофизического Года, позволят расширить наши знания об окружающем мире ). Выбор орбит этих спутников диктуется целым рядом соображений, одни из которых связаны с возможностями современных ракет-носителей, служащих для вывода на орбиту, другие определяются требованиями программы наблюдений за спутниками. Большую роль здесь играет также и характер тех научных экспериментов, которые должны быть выполнены с помощью запускаемых спутников. [c.85] Остановимся сначала на характеристиках ракеты-носителя спутника, ее траектории и влиянии этих факторов на выбор орбиты геофизического спутника. [c.85] Ракета-носитель Авангард должна в течение Международного Геофизического Года вывести на орбиту искусственный спутник Земли. [c.85] Основные требования к характеристикам ракеты-носителя определяются гравитационным полем Земли и ее атмосферой. Для того чтобы спутник двигался по круговой или почти круговой орбите, высота которой составляет малую долю от земного радиуса, необходимо, чтобы он имел скорость около 8 км сек. Поэтому ракета-носитель должна быть способна сообщить спутнику такую скорость. [c.85] Сила аэродинамического сопротивления, действующая на спутник при его движении по орбите, мала, однако, действуя в течение длительного времени, она оказывает заметное влияние, уменьшая орбитальную энергию спутника и сокращая тем самым большую полуось его орбиты. Когда спутник войдет в нижние, плотные слои атмосферы, аэродинамический нагрев станет столь большим, что спутник станет чем-то вроде искусственного метеора. Чем меньше плотность воздуха в окрестности начальной орбиты спутника, тем больше время его существования. Плотность же воздуха убывает примерно по экспоненте при росте высоты орбиты. [c.85] Для возможности проведения серьезных геофизических и астрофизических исследований время пребывания геофизического спутника на орбите должно быть не менее двух недель. Больший срок жизни спутника, скажем, 1 год, позволил бы провестц еще более глубокое изучение геофизических проблем. [c.85] Выбор орбиты определяется также и другими факторами. Так, например, ИЗ анализа движения спутника, в частности из закона уменьшения высоты перигея орбиты вследствие аэродинамического сопротивления, можно найти плотность воздуха вблизи перигея. Плотность атмосферы в более высоких точках орбиты найти труднее, так как ее влияние на орбитальное движение сказывается там слабее. До высот 135 миль уже производились в течение ряда лет измерения плотности с помош ью зондирующих ракет. Поэтому измерения на больших высотах, например на высотах до 200 миль, представляют сейчас особый интерес и важность. Отсюда следует, что начальная высота перигея орбит спутников Авангард должна равняться примерно 200 милям. Эта высота и была выбрана в качестве минимальной начальной высоты перигея. [c.86] Орбита спутника полностью определяется векторами его положения и скорости в конце участка вывода, т. е. в момент, когда он получает последний импульс от последней ступени ракеты-носителя. Если эта скорость в точности равна круговой скорости для данной высоты точки выхода и направлена строго горизонтально, то орбита спутника будет круговой. Если же какое-нибудь из этих условий не выполнено, то орбита будет эллиптической. Практически очень маловероятно, что эти условия будут выполнены. Например, если эта скорость будет меньше круговой, то орбитой будет эллипс, перигей которого (т. е. точка наибольшего приближения к земной поверхности) будет лежать ниже точки выхода на орбиту. Во избежание этого нужно, чтобы ракета-носитель обладала некоторым запасом располагаемой характеристической скорости для компенсации накапливающихся ошибок вывода и могла сообщить спутнику в конце концов требуемую скорость. В тех случаях, когда горизонтальная скорость спутника при выходе на орбиту превышает круговую, орбита будет также эллиптической, но с высотой апогея (точки наибольшего удаления от поверхности Земли) больше высоты точки выхода. [c.86] Если вектор начальной скорости направлен несколько вниз, то спутник будет периодически слегка погружаться в атмосферу и высота перигея будет ниже высоты начальной точки. Преднамеренное направление вектора скорости несколько кверху также не позволяет избежать этого. Так, например, если запустить два спутника из одной точки под одинаковыми малыми углами один кверху, другой книзу от линии местного горизонта, то их орбиты будут подобными и симметрично расположенными относительно начальной точки. Это схематически показано на рис. 4.1. [c.86] В обоих случаях начальная высота перигея оказывается примерно одинаковой, моменты же прохождения спутников через перигей будут различными. Поэтому любое отклонение вектора начальной скорости от расчетного направления является, как правило, одинаково нежелательным. Из этого видно, как важно иметь на борту точную систему управления для ориентации вектора скорости третьей ступени ракеты-носителя. Учитывая, что фактически вектор начальной скорости все же не будет строго горизонтальным, следует выбрать начальную высоту больше 200 миль. Можно, по-видимому, считать, что высота начальной точки в 300 миль удовлетворяет всем требованиям, связанным с характеристиками ракеты-носителя спутника Авангард . [c.87] В соответствии с расчетными характеристиками ракеты-носителя м весом приборов, необходимых для проведения геофизических и астро--физических исследований, вес спутника был оценен в 21,5 фунта (9,7 кг). Таким образом, ракета-носитель спутника Авангард должна быть способна вывести спутник весом 21,5 фунта на высоту около 300 миль так, чтобы он двигался по орбите с начальной высотой перигея около 200 миль. [c.87] Ракета-носитель Авангарда , показанная на рис. 4.2, представляет собой трехступенчатую ракету общей длиной 70 футов и стартовым весом свыше 11 т. Длина первой ступени 40 футов, диаметр — около 45 дюймов. Топливные компоненты этой ступени — жидкий кислород и керосин — подаются в камеру сгорания турбонасосной системой. Топливо хранится в цилиндрических баках под давлением инертного газа — гелия стенки баков фактически составляют часть корпуса ракеты. От обычных ракет настоящий вариант отличается отсутствием знакомой системы рулей. Взамен их управляющие силы по крену создаются посредством использования малых добавочных двигателей, а по тангажу и рысканью соответствующие моменты создаются путем поворота маршевого двигателя, укрепленного на шарнирном подвесе, как это делается в гироскопических устройствах. [c.87] Диаметр второй ступени 32 дюйма, длина 30 футов. Укрепляется она на верхнем конце первой ступени. В свою очередь она несет третью ступень, работающую на твердом топливе, в носовом отсеке которой помещен сам спутник. Как и в первой ступени, баки второй ступени являются частью корпуса, а двигатель шарнирно подвешен. Топливо подается в двигатель пепосредственно из баков, где оно находится под высоким давлением гелия. В качестве топливных компонент используются азотная кислота и несимметричный диметилгидразин. [c.87] Вернуться к основной статье