Инженер-полковник Ю. НЕЧАЕВ,
профессор, доктор технических наук

За полетами вокруг Земли последуют полеты к планетам солнечной системы, а за межпланетными полетами, несомненно, начнется проникновение человека к другим звездным мирам.

Много сложнейших проблем приходится решать ученым и инженерам, работающим в области космонавтики. И среди них наиболее важно, пожалуй, создание мощных источников энергии. Действительно, орбитальные полеты вокруг Земли отличаются от полетов к планетам, а последние в свою очередь отличаются от полетов к звездам прежде всего величиной требуемой энергии.

Как известно, для выхода на низкую круговую орбиту вокруг Земли нужно разогнать космический корабль до скорости, не меньшей 7,9 км/сек. Для этой цели нужно сообщить кораблю громадную кинетическую энергию, равную 8650 квт-ч на одну тонну веса спутника. Для полетов к планетам солнечной системы необходима минимальная начальная скорость от 11,5 до 16,3 км/сек (в зависимости от удаления орбиты планеты от орбиты Земли). Это требует в 2-4 раза больших затрат энергии. Наконец, для выхода космического корабля за пределы солнечной системы потребуется начальная скорость, равная 16,7 км/сек. Это соответствует затрате энергии, в четыре с половиной раза большей, чем для полетов по орбите вокруг Земли.

Такая громадная энергия должна быть сообщена космическому кораблю мощными ракетными двигателями. Но они сами нуждаются в источниках энергии. Такими источниками могут быть не только химическая, но и атомная энергия и энергия аннигиляции вещества (явления превращения элементарных частиц, имеющих собственную массу, например электронов и позитронов, в электромагнитное излучение). При орбитальных полетах вокруг Земли используется химическая энергия твердых или жидких ракетных топлив. Исследования показывают, что для полетов к другим планетам, и тем более за пределы солнечной системы, нужна громадная энергия, заключенная в недрах атомов.

Основным критерием для оценки эффективности ракетных топлив служит величина скорости истечения рабочего тела из сопла ракетного двигателя. Еще в 1903 г. К. Э. Циолковский доказал, что конечная скорость полета ракетного корабля зависит от израсходованной массы рабочего тела и скорости его истечения.

Если V — скорость полета корабля в конце участка разгона, а С — скорость истечения рабочего тела из сопла двигателя, то по формуле Циолковского:

М_к — конечная масса корабля, которая меньше начальной на величину массы израсходованного рабочего тела (топлива). Основное назначение космического корабля — нести определенный полезный груз, включающий прежде всего экипажи исследовательскую аппаратуру. Если обозначить массы полезного груза, конструкции корабля, двигательных установок и рабочего тела соответственно через М_пол, М_кор, М_дв, М_р.т, то получим:

М₀ = М_кор + М_пол + М_дв + М_р.т (2)

Известные сейчас топлива позволяют получить скорость истечения порядка 3 км/сек. Подсчет по формуле (1) показывает, что для развития первой космической скорости конечная масса должна быть в 15 раз меньше начальной. Следовательно, 93% всей массы ракетного корабля должно приходиться на долю топлива и только 7% — на долю конструкции, двигательных установок м полезного груза. Такое отношение масс в одноступенчатой конструкции при современном уровне техники получить невозможно. Выход нашел сам Циолковский. Он предложил использовать для запуска космических кораблей многоступенчатые ракеты-носители. Но и в таких системах полезный груз составляет лишь малую долю от стартового веса. При увеличении скорости истечения рабочего тела из сопла требуемая скорость полета космического корабля может быть получена при меньшем отношении начальной и конечной массы. А это, как видно из формулы (2), позволяет повысить полезный груз или сократить начальный стартовый вес ракеты-носителя.

Увеличение скорости истечения рабочего тела из сопла ракетного двигателя позволит решить и другую важную задачу — сократить время полета космических кораблей к далеким небесным телам. Основная особенность таких полетов будет состоять в том, что космическим кораблям придется преодолевать громадные расстояния. Даже наши ближайшие соседи — планеты солнечной системы — находятся от Земли на удалении сотен и тысяч миллионов километров. Время, необходимое для их достижения, при современных скоростях космических полетов исчисляется годами и десятками лет.

В таблице приведены некоторые данные, дающие представление о масштабах солнечной системы и длительности космических полетов.

Как видно из таблицы, для полета от Земли к Марсу необходимо разогнать космический корабль до начальной скорости 11,6 км/сек. При этом полет по эллиптической траектории, касающейся орбит Земли и Марса (рис. 1), длится 259 суток в одном направлении. Полет по эллиптическим траекториям возможен только при определенном взаимном расположении планет. Что же касается возвращения на Землю, оно возможно лишь по истечении определенного промежутка времени, зависящего от скорости движения планет по орбитам и времени их обращения вокруг Солнца. Например, для Земли и Марса оно составляет 455 суток. Следовательно, полет на Марс и обратно займет около 2,5 лет. С удалением орбиты планеты от орбиты Земли продолжительность полета значительно возрастает. Чтобы долететь до Плутона, нужно затратить более 45 лет.

Рис. 1. Траектория полета к Марсу с возвращением на Землю.

В таблице указано наибольшее время полета, соответствующее минимальным скоростям отлета от поверхности Земли. Но его можно сократить, увеличив конечную скорость разгона корабля. Например, время перелета с орбиты спутника Земли на орбиту спутника Марса и обратно можно сократить до 1 года, при повышении скорости разгона корабля от 11,6 км/сек до 25,6 км/сек. При скорости же 48 км/сек продолжительность полета к Марсу и обратно составит всего лишь 3 месяца. Но для этого нужно повысить скорость истечения рабочего тела из сопла ракетного двигателя. Такие возможности дает использование атомной энергии.

Основное преимущество атомного топлива — его громадная энергоемкость. Энергия деления атомов урана: 235, приходящаяся на единицу массы делящегося вещества, более чем в миллион раз превышает энергию лучших химических топлив.

Планеты	Среднее расстояние от Солнца в млн. км	Средняя скорость движения по орбите в км/сек	Время обращения вокруг Солнца в годах	Масса в ед. массы Земли	Минимальная скорость отлета с поверхности Земли в км/сек	Продолжит, полета от Земли до планеты в одном направлении
Меркурий Венера Земля Марс Юпитер Сатурн Уран Нептун Плутон	57,9 108,1 149,5 227,8 777,8 1426 2869 4495 5999	47,84 35,00 29,76 24,11 13,06 9,64 6,80 5,43 4,73	0,24 0,61 1,00 1,88 11,86 29,46 84,01 146,78 249,73	0,054 0,81 1,00 0,107 318,36 95,22 14,58 17,26 0,93	13,5 11,5 11,6 14,2 15,2 15,9 16,2 16,3	105 суток 146 суток 259 суток 2 года 276 суток 6 лет 18 суток 16 лет 14 суток 30 лет 225 суток 45 лет 149 суток

Рис. 2. Атомный ракетный двигатель с твердофазным реактором: 1 — водород; 2 — сопло; 3 — тепловыделяющие элементы; 4 — отражатель.

Силовые установки, в которых тепловая энергия, образующаяся при реакции деления атомного топлива, используется непосредственно для нагрева рабочего тела, называются атомными ракетными двигателями. Основной элемент такого двигателя — реактор-теплообменник. Тепло, получаемое в реакторе, нагревает до высоких температур газ или испаряющуюся жидкость, проходящую через реактор (рис. 2). Нагретое рабочее тело вытекает из сопла и создает силу тяги Р, равную произведению секундного массового расхода m на скорость его истечения С, т. е. F = mС.

Чем выше температура нагрева рабочего тела в реакторе и чем меньше его молекулярный вес, тем больше скорость истечения газа. В атомных ракетных двигателях теоретически можно получить очень высокие температуры и скорости истечения. Но практически они ограничены жаропрочностью материалов, которыми располагает современная техника.

Если делящееся вещество в реакторе находится в твердом состоянии, то наибольшая температура рабочего тела не может превышать температуру плавления материалов, содержащихся в тепловыделяющих элементах. В таких твердофазных реакторах нагрев рабочего тела, вероятно, не превысит 3000°С и, следовательно, будет равен нагреву в обычных ракетных двигателях. Однако если взять рабочие тела с малым молекулярным весом, то даже в этом случае можно существенно увеличить скорость истечения газа из сопла двигателя.

Наиболее выгодное рабочее тело, имеющее наименьший молекулярный вес, — это водород. Если нагреть его в атомном реакторе до 3000° С, то можно получить скорость истечения до 12 км/сек, т. е. в 3-4 раза большую, чем при использовании химических топлив. В этом случае первая космическая скорость, как следует из формулы (1), достигается уже при отношении масс, равном 2, что удается получить в одноступенчатой системе.

В перспективе скорости истечения в атомных ракетных двигателях можно увеличить, если создать реакторы, содержащие делящееся вещество в жидкой или газообразной фазе. В таких реакторах нагрев рабочего тела уже не будет ограничен температурой плавления известных материалов, которая не превосходит 4000°С.

Создание атомных ракетных двигателей сделает реальными полеты к планетам солнечной системы.

По одному из зарубежных проектов для космического полета по маршруту Земля — Марс — Земля с посадкой на Марсе, применяя химическое топливо, нужно иметь отношение начальной и конечной масс около 1500. Практически это неосуществимо. Указанную цифру можно уменьшить в 100 раз, если применить ракетный двигатель, обеспечивающий скорость истечения 12 км/сек. Отношение масс, равное 15, можно получить в многоступенчатой системе.

Увеличение нагрева рабочих тел в реакторе, а также использование термоядерных реакций будет способствовать существенному прогрессу космической техники.

Другой тип двигателей, основанных на использовании атомной энергии, — электрические ракетные двигатели. Частицы рабочего тела ускоряются в ник электрическими и магнитными силовыми полями. Скорости истечения здесь теоретически ограничены лишь скоростью света.

Для работы электроракетных двигателей нужны большие электрические мощности. Источником энергии здесь служит атомный реактор, тепло которого превращается в электрический ток. Этот процесс преобразования тепловой энергии в электрическую может быть осуществлен различными способами. Наиболее реальным в ближайшей перспективе считается создание турбогенераторов, в которых тепловая энергия преобразуется в механическую в турбине. Мощность последней идет на вращение генератора электрического тока. Здесь используется тот же принцип, что и в обычных наземных электростанциях. Известен более простой и надежный способ получения электрического тока с помощью специальных полупроводниковых и термоионнных преобразователей (или магнитогидродинамических генераторов). Они непосредственно преобразуют тепловую энергию в электрическую без динамомашины. Электроэнергия, получаемая в электроракетньих системах, идет на создание больших скоростей истечения рабочего тела. Для этого служат специальные устройства — ускорительные камеры. Известны электродуговые, магнитоплазменные и ионные ускорительные камеры. Рассмотрим их.

В электродуговых ускорительных камерах рабочее тело нагревается в электрической дуге. Этот способ нагрева газа имеет свои преимущества. Даже при современных материалах он позволяет получить более высокие температуры, а следовательно, и большие скорости истечения, чем при непосредственном нагреве в реакторе. Объясняется это тем, что при объемном нагреве газа температура дуги может быть значительно выше, чем стенок камеры и электродов. В ускорительных камерах второго типа в качестве рабочего тела применяется высокотемпературная плазма, которая приобретает громадные скорости в электромагнитном силовом поле. Камеры третьего типа основаны на принципе ускорения заряженных частиц — ионов — в электростатическом поле. Именно на этом принципе работают ускорители элементарных частиц — циклотроны.

С помощью электроракетных двигателей, особенно плазменных и ионных, теоретически можно получить скорости истечения, достигающие сотен и тысяч километров в секунду. На первый взгляд может показаться, что чем выше скорость истечения, тем лучше, так как при этом уменьшается секундный расход рабочего тела для получения заданной тяги, а следовательно, и отношение начальной и конечной масс ракеты. Но в действительности это не так. Электроракетные двигатели в отличие от атомных получаются более тяжелыми, причем вес их увеличивается с возрастанием потребляемой электрической энергии. Последняя же тем больше, чем выше скорость истечения рабочего тела.

Ведь тяга двигателя Р определяется как произведение секундной массы выбрасываемого ил сопла рабочего тела на скорость его истечения С, т. е. Р = mС. Но электрическая энергия Е, расходуемая для ускорения рабочего тела, почти полностью превращается в кинетическую энергию струи, выходящей из сопла. Кинетическая энергия, как известно, равна . Поэтому затрачиваемая на разгон рабочего тела энергия выражается формулой

Следовательно, с одной стороны, увеличение скорости истечения рабочего тела при заданной тяге уменьшает его секундный расход. Это приводит к уменьшению Мр.т в формуле (2). С другой стороны, возрастает потребная электрическая мощность генератора и увеличивается масса силовой установки, что увеличивает Мдв. Как видно из графиков на рис. 3, существует оптимальная скорость истечения, которая тем больше, чем продолжительнее время работы двигателей и чем выше весовое совершенство двигательной установки. Причем по мере снижения удельного веса двигателей выигрыш

Рис. 3. Зависимости масс рабочего тела и двигательной установки от скорости истечения: А — суммарная масса; В — масса двигательной установки; С — масса рабочего тела.

в относительной массе полезного груза за счет применения электроракетных двигателей становится все более значительным.

По предварительным подсчетам, вес электроракетного двигателя тягой в 1 кг будет достигать 3-4 т. Установка двигателя больших тяг такого веса на космическом корабле едва ли возможна. Поэтому электроракетные двигатели проектируются на очень малые тяги: порядка одного или нескольких килограммов. При малом расходе топлива время их работы может быть весьма продолжительным.

Электроракетные двигатели предполагается использовать для полетов с орбиты спутника Земли, куда космический корабль доставляет ракета-носитель (ее двигатели работают на химическом топливе), на орбиты других планет.

При включении двигателя даже с малой тягой космический корабль на начальном участке будет двигаться по раскручивающейся спирали, удаляясь от поверхности Земли. Если не выключать двигатель после достижения параболической скорости, корабль начнет двигаться по раскручивающейся спирали вокруг Солнца. Даже при малом ускорении скорость движения будет все более и более увеличиваться, за счет чего можно значительно сократить время полета. Для спуска корабля по спирали на орбиту планеты назначения должен быть использован реверс тяги.

Итак, мы видим, что применение атомной энергии открывает возможности полетов даже к самым дальним планетам солнечной системы.

Но несравненно более сложным является путь к звездам. Расстояния, отделяющие нас от других звездных миров, исчисляются такими громадными цифрами, что их принято выражать уже не в километрах, а в световых годах. Световой год — это расстояние, которое луч света, распространяющийся со скоростью 300 000 км/сек, проходит за один год. Оно равно около 9,5 триллионов километров (9 500 000 000 000 = 9,5— 10¹² км). От ближайшей к нам звезды Альфа из созвездия Центавра свет идет до нас 4,3 года. Поэтому говорят, что она находится от Земли на удалении 4,3 световых лет. До Сириуса 9 световых лет, Вега находится от нас на расстоянии 26,5 световых лет.

О масштабах звездной системы — Галактики, в которую входит наше Солнце, можно судить по следующим двум цифрам. В ее составе насчитывают около 120 млрд. звезд, а расстояние от одного ее края до другого луч света проходит за 400 000 лет. Но и она только бесконечно малая часть Вселенной. В необъятном мировом пространстве астрономы обнаружили уже сейчас более 100 млн. таких же звездных систем, какой является наша Галактика. В одной из них находится хорошо известная нам по роману И. А. Ефремова туманность Андромеды. Расстояние до нее миллион световых лет! От более далеких галактик свет путешествует миллиарды лет. Это поистине космические масштабы!

Громадные расстояния являются серьезным препятствием для полетов к другим звездным мирам. Если предположить, что космический корабль будет мчаться со скоростью 30 км в сек. (в четыре раза быстрее искусственного спутника Земли), то путешествие к ближайшей звезде будет длиться не менее 40 000 лет. Это время можно сократить, если увеличить скорость полета космического корабля. Правда, здесь есть ограничение, которое ставит теория относительности. Согласно этой теории скорость движения любого тела не может превзойти скорость распространения света. Но и при таких скоростях достижение многих ближайших звезд становится уже реально возможным в пределах жизни одного поколения людей.

Можно ли сообщить космическому кораблю скорость движения, близкую к скорости света?

Разогнать до такой большой скорости частицы какого-либо вещества практически очень трудно, так как для этого потребовались бы громадные затраты энергии. Даже если предположить, что удастся создать двигатели, имеющие малый вес, то для получения таких огромных скоростей движения нужно будеть иметь скорости истечения, также близкие к скорости распространения света.

Как видно из формулы (3), потребная для разгона частиц энергия увеличивается пропорционально возрастанию скорости истечения газа из сопла. Если нужно при заданной тяге в тысячу раз увеличить скорость истечения струи газа из двигателя (например, электроракетного), то и мощность источника энергии должна быть увеличена в такое же число раз. Даже ядерные реакторы не в состоянии обеспечить столь громадных мощностей.

равно:

AV = со (/? + Ао) cos l'

где Ао — высота точки выведения; i — наклонение плоскости орбиты к экватору; ш — угловая скорость вращения Земли.

Для первых советских спутников доба-?очная скорость составляла около 200 м/сек.

При полете на активном участке притяжение Земли в космонавтике учитывается точнее, чем в классической внешней баллистике. Гравитационное поле здесь уже не считается однородным. Нужен <и более тщательный учет сил притяжения Земли, которую -нельзя счи-вть шаровым телом. Геодезические и гравиметрические измерения говорят о том, что форма Земли близка к трехосному эллипсоиду, обладающему некоторой асимметрией относительно экваториальной плоскости.

| Отклонения в ускорении ракеты, обусловленные несферичностью Земли, составляют несколько миллигал (1 милли-гал-ускорение, равное 0,001 см/сек2), тем не менее приходится учитывать даже столь незначительные возмущающие ускорения. Это объясняется высокими требованиями и к точности вывода космического корабля на орбиту. Не-Ьльшая ошибка в скорости или в ее отравлении может оказаться роковой. [ак, при выводе на орбиту искусствен-то спутника Земли изменение скорого на ±0,1% сопровождается измене-кем максимального расстояния от Зем-|к на десятки километров.

НА ПАССИВНОМ УЧАСТКЕ

Пассивный участок траектории косми-еского корабля наминается с расстол-ия iB несколько сот километров от зем-юй поверхности. В течение непродол-ителыного времени (2-3 суток) корабль |вижется в сфере притяжения нашей ианеты. Радиус этой сферы 900 000 км. b мере удаления от Земли определяю-|ей становится сила притяжения к Солн-iy. На конечном участке полета, когда осмииеогеий корабль войдет в сферу ,ействия Венеры, решающей будет сила ритяжения к Векере. Однако это вовсе в значит, что всеми другими силами юж«о пренебречь. При точном расчете раекторий перелета учитывают притяже-«е корабля к Луне, Марсу, Юпитеру

т. д. Учет притяжения к Луне может юзаться особенно необходимым, если |осмический .аппарат проходит доста-jwho близко от нее. j Возможно, что придется принимать во •мание и силы негравитационного характера. Если масса космического алпа-а мала, а площадь миделя (попереч-

>го сечения) велика, то могут оказаться 'льно значительными силы светового солнечных лучей.

Для расчета полетов к Венере приходится решать весьма сложные диффе-оенциальные уравнения. В аналитическом! (буквенном) виде с помощью конечных математических выражений они не решаются. Силы, входящие в уравнения, зависят от координат притягивающих планет и небесных тел, но координаты также определяются сложными уравнениями, которые должны быть присовокуплены к уравнениям движения корабля. Их решение стало возможным лишь с помощью быстродействующих электронных машин. Но даже и машинам нужно несколько часов, чтобы рассчитать траектории сближения с Венерой или попадания «а нее.

Но как же выбрать оптимальную траекторию? Ведь для каждого момента запуска она будет иной, а ее вычисление требует много времени. Выход был найден: при выборе оптимальных вариантов стали пользоваться приближенным анализом проблемы.

В упрощенном варианте можно считать, что на каждом участке траектории перелета движение происходит под действием силы притяжения только одного из тел. На начальном участке орбиты допускается, что ракета притягивается только Землей, далее — только Солнцем и, наконец, Венерой, когда корабль попадает в сферу ее действия. Радиус этой сферы около 650 тыс. км.

Задача о движении тела в поле притяжения одного ньютонианского центра (задача двух тел) имеет достаточно простое решение и позволяет провести анализ движения в общем виде. В приближенном анализе планетоцентрическое движение космического аппарата в сферах действия Земли и Венеры будет происходить по гиперболическим орбитам, а полет в сфере действия Солнца-по гелиоцентрической эллиптической орбите. После приведения к одной системе координат можно соединить три траектории, близкие к реальным на каждом из участков. На основе такой приближенной схемы выбираются орбиты перелета, ?наиболее выгодные с точки зрения энергетических затрат, наименее чувствительные к ошибкам стартового участка и т. д,

ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ТРАЕКТОРИЯМ

При выборе траекторий перелета космического аппарата к Венере нужно учесть особенности движения как Венеры, так и Земли. Обе планеты движутся вокруг Солнца по орбитам, мало отличающимся от эллиптических, наклоненным под небольшим углом друг к другу. Характеристики орбит приводятся в таблице.

Истинные орбиты планет отличаются от эллиптических из-за влияния, оказываемого на Землю и Венеру другими планетами солнечной системы. НесмотряПланеты

Земля . Венера

на то что в небесноме-ханических вычислениях используются неточные с современной точки зрения значения астрономических постоянных (таких, как постоянная тяготения, астрономическая единица, массы тел и т. д.), тем не менее относительные положения планет известны хорошо. Взаимные возмущения их тщательно учитываются.

Как следует из таблицы, взаимное расположение Земли и Венеры непрерывно изменяется из-за различия их периодов обращения. Однако любая из конфигураций повторяется (приближенно) через 584 суток. Наибольший интерес для космонавтики представляют так называемые верхние и нижние соединения Венеры, которые характеризуются одновременным положением Солнца, Венеры и Земли на одной прямой. В нижнем соединении Венера находится между Землей и Солнцем, а в верхнем Земля и Венера расположены по разные стороны от Солнца. В момент нижнего соединения расстояние от Земли до Венеры минимально -и составляет около 40 млн. км, а в верхнем — оно наибольшее и равно примерно 260 млн. км.

При выборе траекторий перелета принимается во внимание ряд требований. Выбранной траектории должна соответствовать возможно меньшая скорость космического аппарата в' конце активного участка. Это позволяет при имеющихся мощностях двигателей направлять в межпланетный полет более тяжелые космические корабли.

время полета должно быть возможно меньшим. Это очень важно, так как по мере его увеличения растет опасность столкновения с метеоритами и выхода из строя элементов корабля. С другой стороны, чем меньше время полета, тем меньше потребуется продовольственных запасов и тем легче будет корабль.

Во время полета около Венеры, равно как м при спуске аппаратуры «а ее поверхность, космический аппарат должен иметь вблизи планеты возможно меньшую венероцентрическую скорость. Тогда потребуются менее мощные тормозные двигатели. Чем меньше венероцентриче-ская скорость, тем меньше и энергетические затраты при создании искусственного спутника Венеры и тем больше время пребывания космического корабля в окрестностях Венеры., ...

Одним из решающих факторов при выборе траектории перелета будет ее чувствительность к ошибкам в скорости is конце активного участка, высоте вывода на межпланетную орбиту и в на-

149,5 108,1

365,2564 224,701

0,01673 0,00680 3°23'39"

76°13'46"

102-04'

Ш°52'

* Сидерический (звездный) период обращения планеты ?— промежуток времени, по истечении которого планета совершает полный оборот вокруг Солнца и возвращается в прежнее положение относительно звезд.

правлении, выраженном угловыми величинами.

Чтобы обеспечить надежную радиосвязь, встреча космического корабля с Венерой не должна происходить в момент ее соединения с Солнцем, ибо сильное радиоизлучение Солнца вызовет значительные радиопомехи. Желательно, чтобы в момент встречи Венера была возможно ближе к Земле. Поэтому встреча должна быть вблизи нижнего соединения Венеры.

При выборе траектории нужно также учитывать расположение в межпланетном пространстве метеорных потоков. Надо, чтобы орбита полета проходила вне их,

Полет должен проходить в то время, когда (активность Солнца минимальна, когда оно находится в «спокойном» состоянии, на нем нет ни пятен, ни протуберанцев. Иначе осложнится радиосвязь корабля с Землей и возрастет радиационная опасность.

Разумеется, выбор траектории, полностью удовлетворяющей всем этим требованиям, невозможен. Задача состоит ib том, чтобы выбрать наиболее выгодную, оптимальную траекторию.

Рассмотрим некоторые возможные траектории.

Полот к Венере пойдет по кратчайшему пути, если космическая станция будет падать по прямой линии в сторону Солнца. Такая траектория привлекательна из-за минимального времени полета (немногим более 25 суток) и сравнительной близости Венеры и Земли в момент встречи станции с Венерой. Но такая траектория совершенно неудовлетворительна потому, что для вывода на нее космического корабля последнему придется сообщать весьма большую скорость— в конце активного участка (около 42 км/сек). Кроме того, пролет мимо Венеры по такой траектории будет происходить с колоссальной скоростью и оставит мало времени для исследований в окрестности планеты. К тому же эта траектория очень ? чувствительна к ошибкам в начальной скорости и в положении космического аппарата. ?В энергетическом отношении выгоден полет по траектории, для которой характерна наименьшая скорость в начальный момент. Эта траектория касается орбит |Земли и Венеры. Находясь у Земли, космический аппарат окажется в наибольшем удалении от Солнца, в наименьшем — вблизи Венеры (см. рис.). Выгодна такая траектория и для исследования Венеры, так как обеспечивает наиболее длительный полет в ее окрестностях. Правда, из-за продолжительности полета аппарата в районе Земли траектория очень чувствительна к ошибкам запуска.

Сказанное справедливо при полете в сторону движения Земли. Возможен, конечно, запуск космического корабля по этой траектории и в противоположном направлении. Но тогда ее преимущества .утрачиваются, так как потребуется начальная скорость порядка 40-50 км/сек. Еще большей будет скорость станции относительно Венеры в момент встречи— /О-80 км/сек.

| Наиболее подходящими на современной стадии развития космонавтики будут Траектории, промежуточные между дву-|«я рассмотренными. Выход на них должен осуществляться в сторону движения

Земли.

Чтобы получить надежную радиосвязь космического аппарата с Землей во вре-|мя его движения в сфере действия Ве-!неры, момент запуска нужно выбирать jt таким расчетом, чтобы нижнее соединение было примерно в середине полета. j С учетом этих требований и была выбрана траектория космической станции,

запущенной в СССР 12 февраля 1961 года.

ЧТО МЫ ЗНАЕМ О ВЕНЕРЕ'

Полеты к Венере дадут возможность разгадать многие загадки нашей удивительной соседки. Несмотря на ее относительную близость, мы знаем о ней (меньше, чем о других более удаленных {планетах. Это объясняется двумя причинами.

1 Во-первых, Венера при своем движении не удаляется от Солнца более чем на 45-48°. Поэтому мы ее наблюдаем ибо перед восходом, либо после за-юда Солнца. В период наибольшего приближения к Земле Венера находится перед Солнцем и обращена к нам неосвещенным полушарием. Наблюдения за

Земля

Траектория перелета с наименьшей начальной скоростью.

ней крайне затруднены, ибо планета находится на дневном небе.

Во-вторых, Венера окружена мощной атмосферой, в которой плавают густые гряды облаков, и облачный слой препятствует оптическим 'Наблюдениям ее поверхности.

Физические .исследования атмосферы Венеры позволили установить, что в ней много углекислого газа (около 20%). Недавно профессор Н. А. Козырев обнаружил в ее атмосфере азот, а американские исследователи-водяные пары. Наконец, в самое последнее время крымские астрономы установили, что на Венере есть кислород.

Многое дали радиоастрономические исследования. С их помощью определен период вращения планеты вокруг своей оси, наклон оси в пространстве. Установлено, что температура на поверхности планеты может достилать 200-300° тепла. В атмосфере протекают бурные процессы. Были обнаружены там и мощные грозовые разряды.

Однако многое нуждается в уточнении, а еще большее вообще неизвестно и не может быть исследовано старыми средствами. Полеты космических кораблей с аппаратурой, а затем и с космонавтами на борту дадут возможность непосредственно исследовать атмосферу и поверхность Венеры, а также близкое к ней космическое пространство. Нет сомнения, что придет время, когда эти полеты состоятся и человеку откроются все тайны Венеры.

-•••-ПОЛЕТ КАРПЕНТЕРА

В США совершен еще один орбитальный космический полет. Этот полет не дал ничего нового по сравнению с полетом Глен-на, протекал он не менее опасно и продемонстрировал мужество и находчивость космонавта, а не совершенство оборудования капсулы «Меркурий».

Для второго орбитального полета сначала был назначен майор ВВС Дональд Слейтон, но затем врачи обнаружили у него изменения сердечной деятельности и отстранили от полета

Запуск на орбиту космического корабля «Аврора-7» с космонавтом Карпентером был намечен на 17 мая. Затем Карпентеру и его дублеру Уолтеру Ширра пришлось ждать до 19 мая. Отсрочка была вызвана неполадками в системе ориентации космического корабля. 19 мая полет не состоялся и был вновь отложен без указания причин. Правда, газета «Нью-Йорк пост» сообщила, что запуск отложен в связи с намечавшимися ядерными взрывами в верхних слоях атмосферы.

Многочисленные отсрочки космических запусков по выясненным и невыясненным причинам в США не новость, но на этот раз отсрочек было меньше, чем при подготовке полета Гленна. 24 мая в 7 часов 45 минут по местному времени космический корабль «Аврора-7» стартовал с мыса Канаверал и через пять минут вышел на орбиту, о чем сообщил сам Кар-пентер по радио.

Программа полета — три витка — была в основном повторением полета Гленна и отличалась только рядом опытов, которые должен был провести космонавт во время полета по орбите. В частности Карпентер бо-

лее продолжительное время управлял капсулой вручную, для изучения восприятия человеком в космосе различных цветов выпустил на тросе длиной 30 м разноцветный шар. В капсуле находился контейнер с водой, окрашенной в зеленый цвет. Наблюдая за этим контейнером, космонавт должен был собрать данные о поведении жидкости в невесомости. В США много говорят о так называемом «эффекте Гленна» — светящихся точках вокруг космического корабля. Высказываются предположения, что это продукты разложения перекиси водорода, на которой работает система ориентации капсулы. Карпентер должен был выбросить конфетти из пластмассы, наблюдая за которым можно было получить объяснение этому эффекту.

Уже на втором витке были обнаружены неисправности в системе автоматического управления капсулой, и командный пункт на мысе Канаверал собирался прекратить полет после второго витка. Во время полета резко поднялась температура внутри капсулы и внутри скафандра — до

39 градусов по Цельсию. В ходе второго витка обнаружился большой расход горючего в системе управления положением капсулы в пространстве.

Самые большие неприятности ожидали космонавта при посадке капсулы. Около 70 самолетов и 20 кораблей в течение часа пытались найти капсулу в Атлантическом океане.

Угол вхождения в атмосфе-

ру отличался от заданного, и капсула опустилась н» парашюте приблизительно в 360 километрах от рай' она океана, где намечалась-посадка.

Карпентер провел больше двух часов в море на на' дувном плоту, прежде че» его подобрал вертолет и доставил на борт военного корабля.

Кто же он, второй американец, совершивший полет вокруг Земли?

Летчик морской авиации Малькольм Скотт Карпентер родился в Боулдер, штат Колорадо, 1 мая 1925 года. Курс летной подготовки начал в последние месяцы второй мировой войны. В 1945 году, после окончания войны, Карпен-тер поступил в Колорадский университет, который закончил с дипломом авиационного инженера. В-1949 году поступил в авиа-цию ВМФ США, завершил курс летной подготовки и был направлен на Дальний Восток. Здесь он летал н» противолодочном самолете в Желтом и Южно-Китайском морях, в Тайваньском проливе.

В 1954 году он начинает службу в школе летчиков-испытателей ВМФ США, где занимается испытанием

электронного оборудования палубных штурмовиков A3D и истребителей F9F.

В 1953 году Карпентер был назначен на авианосец «Хорнет» офицером воздушной разведки.

Когда был объявлен набор космонавтов для проекта «Меркурий», Карпентер имел налет свыше 3000 часов.

Во время подготовки полета Гленна Карпентер был дублером.

Полет Карпентера показал, что для перехода к более длительным полетам американским ученым и-инженерам придется проделать большую работу по увеличению надежности систем капсулы «Меркурий».

Выступая на открытие Итальянской промышленной выставки в Москве, Н. С. Хрущев заявил: «Я поздравляю американского космонавта Малькольма Скотта Карпентера особенно потому, что он действительно проявил

большое мужество... И я радуюсь тому, что этот мужественный человек нашел-выход из трудного положения и благополучно завершил свой полет». '