Чтение онлайн

С небольшим изменением эти рассуждения могут быть применены и к фактическим условиям солнечной системы. Допустим, что мы имеем большую ракету, способную развить вторую космическую скорость (11,2 км/сек) по отношению к Земле. До старта эта ракета является частью Земли, и ее орбитальная скорость по отношению к Солнцу составляет 29,6 км/сек. При вертикальном старте ракета либо добавит свою собственную скорость к скорости Земли, либо «вычтет» ее из скорости Земли (в зависимости от времени суток).

«Передняя сторона» Земли (та, которая ориентирована в направлении орбитального движения) является «утренней стороной». Значит, при старте на рассвете ракета добавит свою скорость, а при старте вечером - «вычтет» ее. Назовем эти два случая пуска «утренней» и «вечерней» ракетами. Схема на рис. 73, выполненная по расчетам немецкого профессора Вернера Шауба, показывает, что «утренняя» ракета, будучи «слишком быстрой» для земной орбиты, устремится на выход из солнечной системы в направлении орбиты Марса. Но при этом ракета обязательно попадет в гравитационное поле Солнца, которое постепенно затормозит ракету. Через шесть с половиной месяцев после старта ракета будет находиться в точке афелия, между орбитами Земли и Марса, а затем снова начнет «скользить» к Солнцу, набирая скорость. Спустя еще шесть с половиной месяцев, то есть через 13 месяцев после старта, «утренняя» ракета достигнет перигелия, который будет расположен в точке, где Земля была 13 месяцев назад. Земля же, разумеется, будет в это время находиться от этой точки на расстоянии одного месяца орбитального движения.

Рис. 73. «Вечерняя» и «утренняя» ракеты.

Затем «утренняя» ракета продолжит свое движение по орбите, снова достигнет афелия через шесть с половиной месяцев и снова вернется в точку, на орбите Земли; в общем, она будет вести себя как независимое небесное тело. Так будет продолжаться в течение 11 полных оборотов, потому что к концу 12-го полного оборота ракета встретит Землю и сгорит, войдя в ее атмосферу.

«Вечерняя» ракета, которая «вычтет» свою скорость из скорости Земли, будет двигаться внутрь солнечной системы. Для нее точка старта будет являться афелием, а перигелий будет находиться где-то между орбитами Земли и Венеры. В течение некоторого времени «вечерняя» ракета также будет независимой «планетой», но это время будет меньшим, чем в случае с «утренней» ракетой, так как к исходу восьмого оборота ракеты вокруг Солнца Земля совершит только 7, точнее, 6,96 оборотов. Поскольку и Земля и ракета будут иметь почти одинаковую скорость, будут двигаться в одном направлении и находиться почти в одной точке пространства, «вечерняя» ракета также столкнется с Землей.

Этим примером мы хотели показать принцип, на котором будет основан полет на ближайшую к нам планету. Может, однако, случиться так, что «утренняя» ракета приблизится к другому небесному телу, скажем, к такой малой планете, как Эрос, орбита которого проходит недалеко от точки афелия ракеты. Эрос будет чрезвычайно интересной целью уже хотя бы потому, что его орбита лежит частично внутри, а частично - вне орбиты Марса. Кроме того, известно, что Эрос не является сферическим небесным телом. Из-за малых размеров Эроса его гравитационное поле можно в расчет не принимать. Возможно, что эта малая планета будет первым объектом исследования после успешного завершения полета на Луну.

Еще одно принципиальное отличие полета на Луну от полета на другие планеты состоит в том, что в первом случае космический корабль может стартовать практически в любое время, тогда как корабль, предназначенный, например, для полета на Марс, должен стартовать, во-первых, в точно установленное расчетное время, а во-вторых, с точно определенной скоростью. Если суммарная скорость космического корабля и движения Земли будет слишком большой, корабль рискует просто пересечь орбиту Марса вместо того, чтобы выйти на нее. При выходе же его на орбиту Марса корабль и планета будут двигаться вокруг Солнца точно в одном направлении, хотя и не с одинаковой скоростью. Но если орбиты корабля и планеты пересекутся, корабль будет вынужден не только изменить направление движения, но и преодолеть разность в скоростях. Естественно, что в первом случае ему потребуется и большее количество топлива.

Первым, кто рассчитал потребность в топливе для межпланетных полетов, был доктор Вальтер Гоманн. Все «орбиты Гоманна», как их сейчас принято называть, являются по сути дела кеплеровскими эллипсами, которые лежат в плоскости эклиптики (орбиты Земли), следуют общему вращению солнечной системы и либо «касаются», либо пересекают орбиты по меньшей мере двух планет.

Я умышленно употребил фразу «следуют общему вращению солнечной системы». Ведь можно представить себе и даже рассчитать такой кеплеровский эллипс, который будет направлен в противоположную сторону, но подобная орбита окажется весьма неэкономичной. Орбиты, которые не следуют общему вращению солнечной системы, исключаются, как «невозможные» (рис. 74).

Рис. 74. Орбиты Гоманна. Слева - возможная орбита, двигаясь по которой тела следуют общему вращению солнечной системы, и невозможная орбита. Справа - три возможных орбиты, из которых одна (А) требует наибольшего времени и самого минимального расхода топлива.

Рассчитывая «возможные» орбиты-траектории, доктор Гоманн намеренно упростил расчеты, приняв, что орбиты внутренних планет лежат точно в одной плоскости и что они круглые, а не эллиптические. Последнее допущение имеет целью избавиться от усложняющего все расчеты факта, что планеты движутся в перигелии несколько быстрее, чем в афелии. Гоманн допустил также, что средняя орбитальная скорость планеты является верной для каждой точки орбиты. Выражаясь более научно, он допустил, что радиус-вектор в равные промежутки времени проходит равные участки и описывает равные углы.

Первым примером Гоманна был полет на Венеру. Взяв пять «возможных» орбит, он обозначил их А, В, С, D и Е. Орбита А касается орбиты Венеры и орбиты Земли; орбита В пересекает орбиту Земли, но касается орбиты Венеры; орбита С касается орбиты Земли, но пересекает орбиту Венеры. Орбита D сходна с орбитой С, но более полога, а орбита Е ничем не отличается от орбиты В. Предполагалось, что космический корабль, достигая Венеры, уравнивает свою скорость с орбитальной скоростью планеты, но не производит посадки. Конечный вес корабля к этому времени принимается равным 6 т, включая трех пассажиров.

Характеристики полетов по этим орбитам приведены в следующей таблице:

Эта таблица позволяет сделать один-единственный вывод: для практических целей могут быть взяты только орбиты типа А. Любая орбита, пересекающая орбиту планеты и вызывающая необходимость изменения направления, не может рассматриваться как «возможная». Указанные выше цифры требуют одной оговорки. Они не означают, что, например, шеститонный корабль, имея скорость истечения газов порядка 5000 м/сек, потребует 21 т топлива, чтобы достичь Венеры за 146 дней, или 43 т топлива при скорости истечения 3000 м/сек. Если бы все дело сводилось только к этому, мы уже сейчас могли бы заняться непосредственно созданием космического корабля. Эти цифры выражают лишь ту «дань», которую космический корабль должен «уплатить» Солнцу для выхода с орбиты Земли на орбиту Венеры и для уравнивания своей скорости со скоростями обеих планет.

В расчетах Гоманна не учтено, что обе планеты обладают определенной силой притяжения. Поэтому в таблице нет данных о времени и топливе, необходимых для выхода корабля из сферы притяжения Земли и возвращения на Землю.

Таким образом, 146 дней—это продолжительность полета только в одном направлении. Рассчитанная по этому способу продолжительность полета на Марс по орбите типа А составила бы 258 дней.

Теперь попытаемся определить продолжительность полета космического корабля по одной из «возможных» орбит туда и обратно. Это не означает, что, например, при полете на Венеру или на Марс придется просто удвоить полученные Гоманном результаты. Допустим, что корабль, двигаясь по орбите А, достиг Марса, но не совершил посадки, а сразу же лег на обратный курс. Может показаться, что в этом случае нет нужды уравнивать скорость корабля со скоростью Марса, а следует просто остаться на той же орбите. Через определенное время, даже не расходуя топлива, корабль так или иначе непременно вернется на орбиту Земли. Но это неверно, так как к моменту выхода корабля на орбиту Земли наша планета окажется уже в другой точке орбиты.

Когда мы стартуем с Земли, более «медленный» Марс должен быть далеко впереди. Время старта рассчитывается так, чтобы корабль догнал планету. Но за 258 дней относительна «быстрая» Земля уйдет вперед, и потому к концу полета корабля Земля будет находиться далеко от той точки, в которой произойдет смыкание орбит возвращающегося корабля и Земли, В силу этого корабль должен будет выждать либо на Марсе, либо вблизи него, пока Земля не окажется позади Марса. Этот период ожидания довольно продолжителен и составляет 455 дней. Таким образом, полет на Марс и обратно требует 258 + 455 + 258 = 971 день, то есть около двух земных лет и восьми месяцев (рис. 75).