Источник происхождения первичных космических лучей пока неизвестен, так как магнитное поле Земли отклоняет их настолько сильно, что определить первоначальное направление их движения в пространстве оказывается невозможным.

Интенсивность космического излучения у поверхности Земли практически не зависит от времени года и суток, однако на различных магнитных широтах она бывает разной. Минимальные значения она имеет на магнитном экваторе, а максимальные — над магнитными полюсами на высоте 22,5 км.

Задача исследования космических лучей как раз и заключалась в том, чтобы поднять научные приборы на такую высоту над магнитным полюсом или по меньшей мере поблизости от него. Ракеты «Аэроби», уже использовавшиеся для этого, были не вполне удобны, так как они были все же недешевы в производстве и, кроме того, нуждались в пусковой вышке. Можно было установить приборы и на ракете «Дикон», но она имела очень большое ускорение при подъеме и поэтому очень быстро развивала огромную скорость, расходуя большую часть своей кинетической энергии на преодоление сопротивления воздуха на малых высотах. Выход из этого положения был найден доктором Джеймсом ван Алленом, который предложил производить пуск ракеты «Дикон» на высоте 20 км. В качестве средства доставки ракеты на такую высоту можно было использовать пластмассовые воздушные шары «Скайхук».

Первые «рокуны» (так стала называться эта комбинация ракеты с воздушным шаром) были запущены в 1952 году с катера береговой охраны «Истуинд» у берегов Гренландии. Пусковая цепь ракеты замыкалась барометрическим реле, когда давление окружающего воздуха падало до заданного уровня (это происходило приблизительно через час после запуска воздушного шара). Такой способ запуска позволял ракете «Дикон» подняться на высоту свыше 80км.

Вторая серия экспериментальных пусков «рокунов» была осуществлена в Тихом океане примерно в 300 милях к юго-западу от Сан-Диего (Калифорния) во второй половине июля 1956 года. Кораблем-маткой на этот раз служил американский военный корабль «Колониэл», сопровождаемый эсминцем «Перкинс», который обеспечивал радиолокационное слежение за ракетой. Целью этих запусков было исследование ультрафиолетового и рентгеновского излучений Солнца при периодических вспышках. На Земле солнечная вспышка ощущается в виде непродолжительного затухания радиосигналов на средних и коротких волнах. Если бы старт «рокуна» совпал с одной из таких вспышек, ракета взлетела бы слишком поздно. Поэтому воздушный шар с ракетой запускался каждое утро и удерживался на высоте 24 км. Сотрудники наземной станции в Калифорнии следили за вспышками на Солнце по затуханию радиосигналов. При обнаружении затухания об этом сообщалось на корабль, с борта которого на «рокун» посылался радиосигнал о запуске ракеты. Ракета освобождалась от воздушного шара, прорывая его пластмассовую оболочку, и исчезала в небе. Всего было произведено десять таких запусков.

Результаты, полученные при запуске первого «рокуна», показали, что для исследования верхних слоев атмосферы могут быть использованы и более крупные ракеты, чем «Дикон». Это привело к созданию целой серии двухступенчатых ракет с двигателями на твердом топливе («Найк-Кэджун», «Найк-Дикон», «Террапин», HTV и другие).

Рис. 52. Ракета «Найк-Дикон» (DAN). Все размеры указаны в см

Первые комбинированные ракеты «Найк-Дикон», известные больше под названием DAN (рис. 52, 53), были готовы для запуска летом 1955 года. Две из них были запущены на испытательной станции в Уоллопс-айленд в примерно одинаковых условиях, за исключением того, что ракета № 1 имела полезную нагрузку весом 15,5 кг, а ракета № 2 — 17,5 кг. Запущенная под большим углом (75°) ракета № 1 достигла максимальной высоты 108 км, а ракета № 2 поднялась до 107 км. В основании носового конуса второй ступени ракеты «Найк-Дикон» помещался сферический акселерометр, поджатый пружинами; носовой конус и акселерометр соединялись с корпусом ракеты с помощью кольца-держателя. На высоте 55 км это кольцо, подрывалось специальным зарядом и нижняя пружина (более сильная) выталкивала акселерометр вместе с носовым конусом вперед по ходу ракеты. Сразу после этого более слабая верхняя пружина отделяла акселерометр от носового конуса.

Если бы двигатели обеих ступеней ракеты «Найк-Дикон» запускались так же, как в ракете «Бампер», то вторая ступень имела бы скорость более высокую, чем оптимальная. Чтобы избежать этого, в работе двигателей была предусмотрена пауза между концом работы двигателя первой и началом работы второй ступени. В силу этого движение ракеты после отделения ускорителя замедлялось, и она могла преодолевать плотные слои атмосферы на сравнительно небольшой скорости. Тем самым снижалась максимальная температура нагрева обшивки носового конуса и кожуха двигателя и уменьшалось аэродинамическое сопротивление. Предварительными расчетами было определено, что оптимальная продолжительность паузы, во время которой вторая ступень по инерции продолжала набирать высоту, должна составлять 10-14 секунд. Для этого во второй ступени (ракета «Дикон») был применен электрический пиропатрон с номинальной задержкой воспламенения порядка 15,5 секунд для обеспечения 12-секундной паузы после окончания работы двигателя первой ступени, продолжавшейся 3,5 секунды. Хотя расчетная точность времени задержки воспламенения пиропатрона не превышала 1 секунды, при первом действительном пуске ракеты DAN пауза продолжалась около 17 секунд. Соответственно во время испытаний второй ракеты DAN задержка воспламенения была сокращена до 13,5 секунд, благодаря чему паузу удалось уменьшить до 12,8 секунды.

Рис.53. Траектории полетов ракеты «Найк-Дикон». Цифры в скобках показывают данные, полученные при втором пуске

Ракету «Найк-Кэджун», во многом похожую на ракету «Найк-Дикон», можно рассматривать как результат развития последней. Первая ступень ее представляла собой ускоритель ракеты «Найк», вторая — ракету «Кэджун», которая отличалась от ракеты «Дикон» только более совершенным топливом. Первая ракета «Найк-Кэджун» была запущена с базы Уоллопс-айленд 6 июля 1956 года. Запуск осуществлялся под углом 75° к вертикали; стартовый вес несколько превышал 705 кг, вес второй ступени был равен 116 кг, вес полезной нагрузки — 23кг.

Через 3,3 секунды после старта ракета уже достигла высоты 1600м и двигалась со скоростью, в три раза превышающей скорость звука. Через 12,3 секунды после отделения ускорителя скорость второй ступени уменьшилась на одну треть, но ракета уже поднялась на 8600м. В этот момент включился двигатель ракеты «Кэджун», проработавший в течение 3 секунд, за которые ракета успела достичь высоты 11,9км и развить скорость, в 5,7 раза превышающую скорость звука. Через 175 секунд после отделения ускорителя ракета упала в океан, достигнув максимальной высоты 130км и покрыв расстояние по прямой более 142 км.

В конце 1957 года была запущена четырехступенчатая сверхзвуковая опытная ракета (HTV). Она состояла из двух ускорителей ракеты «Найк» (первые две ступени), 137-cм ракеты фирмы «Тиокол» Т-40 на твердом топливе (третья ступень) и 183-cм ракеты фирмы «Тиокол» Т-55 (четвертая ступень). Общая длина всей ракеты равнялась 10,87м, а ее стартовый вес— 1270кг. Пауза после окончания работы двигателя первой ступени продолжалась 11 секунд, второй ступени — 5 секунд, третьей ступени — 2 секунды. Максимальная скорость четвертой ступени на высоте 25,5км превышала скорость звука в 10,4 раза, а максимальная высота подъема составляла около 305км.

В настоящее время в системе НАКА создается новая ракета HTV, которая будет иметь в качестве первой ступени ракету «Онест Джон», в качестве второй ступени — ускоритель ракеты «Найк» и две ракеты фирмы «Тиокол» — в качестве третьей и четвертой ступеней. Предполагается, что эта комбинированная ракета превысит высоту, достигнутую ракетой «Бампер» № 2.

В то время как НАКА работал над созданием комбинированных многоступенчатых ракет, другие фирмы и проектные организации тоже не теряли времени даром. По заказу ВМС США фирма «Купер Девелопмент» разработала одноступенчатую высотную ракету ASP (рис. 54) с двигателем на твердом топливе, разработанным фирмой «Грэнд сентрал рокит» в Редлэндсе (Калифорния). Стартовый вес ракеты ASP несколько превышал 111кг, конечный вес равнялся 43кг. Опытные пуски ракет ASP проводились на полигонах в Пойнт-Мугу и Уайт Сэндз, причем пуск большей частью осуществлялся под углом 30° для получения полных баллистических данных. Из 80 ракет ASP, запущенных в 1956 году, 30 ракет подвергались специальным стендовым испытаниям в условиях меняющейся температуры воздуха (от -1°С до +54°С).

В ходе этих испытаний были получены следующие характеристики ракеты ASP: при полезной нагрузке в 11,5кг она должна была достичь высоты 61км (73км при запуске с полигона в Уайт Сэндз, расположенном на высоте 1219м над уровнем моря); при полезной нагрузке 23кг высота должна была соответственно составить 52 и 61км. Используя ракету ASP в системе «рокун», можно было бы поднять ее на высоту 195км с полезной нагрузкой в 11,5кг и на высоту 152км с полной нагрузкой (23кг). С ускорителем ракеты «Найк» ракета ASP при полезной нагрузке в 11,5кг должна была достичь высоты 259км при условии нормальной задержки воспламенения топлива в двигателе второй ступени.

Рис.54. Ракета ASP (снаряд для исследования атмосферы). Уменьшенный вариант этой ракеты известен под сокращенным наименованием WASP

21 сентября 1956 года с полигона Уоллопс-айленд взвилась еще одна новая ракета-«Террапин», спроектированная совместно университетом штата Мэриленд и фирмой «Рипаблик авиейшн» под руководством доктора Фреда Зингера. Вторая ступень этой ракеты с двигателями на твердом топливе достигла высоты 128 км и упала в море через 5 минут 36 секунд после старта. Ракета имела длину 4,57 м и максимальный диаметр — 158 мм. Стартовый вес ракеты был равен примерно 102кг, а вес научной аппаратуры — 2,7 кг. В ноябре 1954 года была запущена еще одна опытная сверхзвуковая ракета. Созданная фирмой «Кэртис-Райт» по заказу ВВС США, она, подобно другим ракетам этого типа, являлась двухступенчатой системой с двигателями на твердом топливе, но имела одно любопытное отличие: каждая ступень здесь представляла собой связку ракет (первая ступень — связка из семи ракет, вторая — из четырех ракет). Каждая ступень имела длину 1,5м; диаметр же связки ракет первой ступени составлял всего 228мм, а диаметр второй ступени еще меньше — 152 мм. Вторая ступень оканчивалась носовым конусом длиной 61см, в котором помещалась научная аппаратура. Поскольку задачей, стоявшей перед создателями этой опытной ракеты, было получение информации о явлениях, возникающих при больших скоростях полета в плотном воздухе, паузы между окончанием работы двигателя первой ступени и началом работы второй здесь не делалось. Поэтому максимальная высота подъема этой ракеты по сравнению с максимальной высотой, достигнутой ракетой HTV НАКА, была довольно незначительной.

Оглядываясь назад, можно сказать, что 1956 год был годом триумфа составных ракет на твердом топливе, так как они показали очень хорошие результаты при использовании их в комплексе с ракетой «Редстоун». Ракета «Редстоун», называемая также «Юпитером»-А, являлась прямым «потомком» ракеты «Фау-2», так как она была разработана в арсенале Редстоун, в Хантсвилле (Алабама), инженерами из Пенемюнде, работавшими под руководством доктора Вернера фон Брауна¹. Она во многом походила на ракету «Фау-2»; в качестве топлива в ней тоже применялся этиловый спирт и жидкий кислород; центробежный турбонасос подачи топлива приводился в действие путем разложения перекиси водорода; управление также осуществлялось с помощью четырех графитовых газовых рулей, помещенных в потоке истекающих газов. Мало отличий имелось и у пускового стола ракеты; из комплекса наземного оборудования ракеты «Редстоун» был исключен только грунтовой лафет для перевода ее из горизонтального положения в вертикальное. Ракета снималась с тележки транспортера и устанавливалась прямо на пусковой стол с помощью длинной стрелы крана. Отделение головной части ракеты, в которой заключены боевая часть и приборный отсек, от остальной части ракеты происходило на нисходящей ветви траектории.

Дальность полета ракеты «Редстоун» составляла примерно 320-400 км. Поскольку эта ракета имела значительно большие габариты, чем ракета «Фау-2»², боевая часть должна была весить не меньше 5 т. Большая полезная
² Длина — 21,2 м, диаметр — 1,8м, размах стабилизаторов — 4.4 м, стартовый вес — 18000кг: тяга ракетного двигателя при старте — 29500кг (см. «Flight», Dec. 7,1956). — Прим. авт.
нагрузка делала ракету «Редстоун» почти идеальным ускорителем, вернее, первой ступенью, для весьма сложных и довольно тяжелых опытных многоступенчатых ракетных систем. Например, она могла бы нести многоступенчатую систему связок ракет на твердом топливе, и надо сказать, что этот эксперимент не замедлил состояться. Вечером 20 сентября 1956 года с помощью ракеты «Редстоун» на испытательном полигоне во Флориде была поднята система ракет на твердом топливе. Вторая ступень этой системы (ракета «Редстоун» была первой ступенью) представляла собой связку из четырех ракет на твердом топливе (уменьшенные ракеты типа «Сержант», получившие название «Рекрут» или «Бэби-Сержант»). Третьей ступенью системы являлась одна ракета «Рекрут».

Рис.55. Траектории полета ракеты «Юпитер»-С. Линии, обозначенные xу, указывают радиусы Земли, образующие геоцентрический угол в 60°

Так как ракета «Редстоун» была жидкостной ракетой с небольшим ускорением, задержка воспламенения в двигателе второй ступени, вероятно, не была нужна. Система показала на летных испытаниях следующие результаты: первая ступень упала в 160км от стартовой позиции, вторая ступень (связка пороховых ракет) упала на расстоянии 614км от точки старта, а третья ступень была найдена в 5310км. Третья ступень достигла высоты 1094км.

В этом запуске описанная система, получившая название «Юпитер»-С, побила рекорд высоты, установленный ранее ракетой «Бампер» № 5, и рекорд дальности русской двухступенчатой ракеты, которая в конце 1955 года покрыла расстояние 1500км. Есть основания считать, что если бы в качестве первой ступени в этой системе использовалась связка из семи ракет «Рекрут», во второй ступени -четыре ракеты «Рекрут» и в последней ступени — одна такая ракета, то эта последняя вышла бы из сферы земного притяжения.

Когда в 1952-1954 годах я читал лекции по ракетному делу, мне почти всегда задавали множество вопросов о результатах новых работ и о перспективах на будущее. Мне всегда было ясно, что следующим шагом после подъема ракет на большую высоту, порядка одного земного радиуса, будет запуск ракеты в космическое пространство с таким расчетом, чтобы она не упала обратно на Землю.

Слушателей часто поражало это заявление, но между тем как раз в это время специалисты в области ракетной техники усиленно обсуждали возможные методы запуска ракеты за пределы земной атмосферы с тем, чтобы она оставалась там и двигалась по орбите вокруг Земли.

Я неоднократно утверждал, что не знаю никакой другой науки, развитие которой так точно соответствовало бы теоретическим предсказаниям, как исследования в области ракет. В хронологическом порядке — сначала Циолковский, а затем Годдард и Оберт установили, что скоростную ракету можно создать за счет использования жидких топлив. Годдард, Оберт и Пирке неоднократно указывали, что невоенное применение больших ракет с жидкостными двигателями будет заключаться прежде всего в исследовании верхних слоев атмосферы. Все специалисты ракетного дела соглашались с тем, что необходимая для этого скорость будет быстро достигнута при использовании принципа ступенчатости ракет. Еще в 30-х годах инженеры и ученые много говорили и спорили о метеорологических ракетах, ракетах дальнего действия, беспилотных ракетах для полета на Луну, о межпланетных кораблях и даже о пилотируемых космических станциях. Но так уж случилось, что вопрос о непилотируемом искусственном спутнике Земли не был при этом затронут никем. Вплоть до недавнего времени никто не думал о беспилотной ракете, двигающейся по орбите вокруг Земли.

Причина такого упущения заключалась в том, что спутник для сбора научной информации может быть действительно полезен только при наличии телеметрических приборов. А сама телеметрия стала развиваться всего лишь немногим более 20 лет тому назад и долгое время пребывала в зачаточном состоянии. Тем не менее когда 28 июля 1955 года Белый дом выступил с официальным сообщением о том, что США собираются произвести запуск искусственного спутника Земли, последний имел в теоретическом плане уже довольно обширную, хотя и непродолжительную историю.

Непосвященные люди прежде всего хотят знать, что удерживает спутник? Ответить на этот вопрос можно по-разному. Самый простой ответ дает рис. 56. Траектория ракеты, запущенной из точки А в точку В, представляет собой часть эллипса, один из фокусов которого совпадает с центром Земли. Этот эллипс как бы пересекается поверхностью Земли в точках А и В. Чем больше эллипс, тем дальше будут расположены эти точки друг от друга. Если же эллипс станет достаточно большим и охватит всю Землю, он превратится в орбиту, по которой ракета будет двигаться вокруг Земли.

Рис. 56. Замкнутая эллиптическая траектория полета (орбита) спутника Земли. Баллистическая ракета, движущаяся из точки А в точку В, фактически описывает часть эллипса, одним из фокусов которого является центр Земли. По мере увеличения эллипса участок траектории, «срезаемый» поверхностью Земли, становится все большим (сравни АВ и CD), пока наконец траектория не приобретает вид замкнутой орбиты ап

Есть и другое, так называемое «баллистическое», объяснение этого явления.

Взгляните теперь на рис. 57. На нем показана Земля с воображаемой горой таких колоссальных размеров, что ее пик выходит за пределы земной атмосферы. Представим себе далее, что на пике этой горы находится несколько орудий со стволами в строго горизонтальном положении и что начальная скорость снаряда орудия, из которого будет производиться первый выстрел, равна 400 м/сек. При выстреле снаряд, медленно снижаясь, полетит вниз и упадет на землю на некотором расстоянии от горы. Предположим, что у снаряда следующего воображаемого орудия начальная скорость 800 м/сек. Разумеется, что снаряд пролетит большее расстояние, но также упадет на землю. То же самое произойдет и со снарядом третьего орудия, имеющим начальную скорость 1600 м/сек.

Тот факт, что при большей начальной скорости снаряд летит дальше, сам по себе общеизвестен. Но почему так получается, знают немногие. А происходит это потому, что любой снаряд движется под действием двух сил: силы пороховых газов, создающих определенную начальную скорость, и силы земного притяжения. Если бы не действовала сила тяжести, то снаряд двигался бы по горизонтали, а при отсутствии начальной скорости снаряд просто упал бы отвесно на Землю. Но вследствие одновременного действия обеих сил снаряд движется вперед и вместе с тем падает вниз, то есть описывает кривую. Скорость падения одинакова при всех выстрелах, а начальная скорость может изменяться. При большой начальной скорости кривая будет пологой, а при малой — она будет крутой.

Если очень сильно увеличить начальную скорость снаряда, то на дальность его полета будет влиять еще один фактор, а именно кривая земной поверхности. При низкой начальной скорости, в результате которой снаряд летит не далее 16 км, действие этого фактора остается незаметным. Земная поверхность для такого снаряда фактически не имеет кривизны. Но когда кривизна траектории снаряда приближается к кривизне земной поверхности, влияние последней становится более заметным. Если же одна кривая будет столь же пологой, как и другая, то снаряд, снижаясь, никогда не упадет на Землю. Земная поверхность, если можно так выразиться, будет изгибаться вниз с такой же быстротой, с какой снаряд будет приближаться к ней под действием силы тяжести. Другими словами, снаряд будет падать не на Землю, а вокруг Земли.

Установлено, что для получения замкнутой круговой траектории у поверхности Земли необходима начальная скорость 7,9 км/сек. На большей высоте скорость движения по круговой орбите может быть несколько меньшей. Так, например, Луна имеет орбитальную скорость порядка всего лишь 1 км/сек.

Каждой из орбит, находящихся на разном удалении от Земли, соответствует определенный период обращения. Орбите, проходящей, скажем, на расстоянии 12 800 км от Земли, соответствует более длительный период обращения, чем орбите, удаленной от Земли на 800 км. Искусственный спутник Земли, вращающийся у самой ее поверхности со скоростью 7,9 км/сек, мог бы совершить полный оборот вокруг Земли за 83 минуты. Луне же для этого требуется целый месяц. Как показано ниже, между этими двумя пределами возможны орбиты с самыми различными характеристиками.

Особый интерес представляет последняя орбита. Для полного оборота искусственного спутника по этой орбите необходимы ровно одни сутки, а если плоскость орбиты будет совпадать с плоскостью экватора, то спутник будет казаться неподвижным, занимая одно и то же положение в небе.

Чем дальше находится орбита спутника от земной поверхности, тем меньшей может быть его скорость, но тем больше потребуется топлива, чтобы выйти на нее с Земли. Более близкая орбита выгоднее с точки зрения общего расхода топлива, оптического сопровождения, телеметрии и т. п. Тем не менее ее нужно выбирать так, чтобы она лежала за пределами атмосферы; в противном случае сопротивление воздуха приведет к большим потерям энергии и спутник быстро потеряет высоту. Приближаясь к Земле по спиральной траектории, спутник в конце концов разобьется, если не сгорит при вхождении в более плотные слои атмосферы.

Рис. 58. Зависимость периода обращения от высоты орбиты. Цифры слева указывают периоды обращения (в часах), справа-скорость в м/сек; внизу даны расстояния в км.

Поэтому минимальная высота круговой орбиты спутника над земной поверхностью определяется расстоянием, на котором атмосфера может создать более или менее значительное лобовое сопротивление телу, движущемуся со скоростью 7,9 км/сек. В настоящее время вполне достаточной считается высота в 1000 км над уровнем моря, хотя, вероятно, удовлетворительной может быть и половина ее.

Неизвестно, кто первый подал мысль о беспилотном искусственном спутнике, после того как Оберт опубликовал в 1923 году свой проект пилотируемой космической станции. Возможно, что это сделал кто-то из группы, работавшей в Пенемюнде, а может быть, кто-нибудь другой. Так, например, Дорнбергер в своей книге указывает, что при обсуждении будущих разработок в Пенемюнде было предложено для воздания почести первым путешественникам в космос помещать их набальзамированные тела в стеклянные шары, запускаемые по орбитам вокруг Земли.

Мне же кажется, что мысль о беспилотном спутнике приобрела конкретную форму в тот период, когда люди стали думать о ракетах с очень большой дальностью полета.

На втором Международном конгрессе по астронавтике, состоявшемся в Лондоне в сентябре 1951 года, большинство докладов было посвящено искусственным спутникам, но во всех этих докладах, за исключением одного, рассматривались главным образом вопросы, связанные с пилотируемыми космическими станциями. Исключение составлял доклад членов Британского межпланетного общества К. Гэтленда, А. Кунеша и А. Диксона, озаглавленный «Минимальные размеры ракет для искусственных спутников». В докладе был сделан анализ трех трехступенчатых ракет, условно названных «Схема А», «Схема В» и «Схема С». В двух последних «Схемах» третья ступень должна была нести полезную нагрузку весом 100 кг, в «Схеме А» полезная нагрузка не предусматривалась. Стартовый вес ракет был следующим: в «Схеме А» — 16800 кг, в «Схеме В» — 62400 кг и в «Схеме С» — 90900 кг. У четвертой системы («Схема D»),, которая была представлена как «весьма далекая от практического осуществления», стартовый вес был таким же, что и у ракеты в «Схеме С», но полезная нагрузка последней ступени имела вес 220 кг. В 1952-1953 годах число опубликованных статей по беспилотным спутникам непрерывно возрастало. Среди них большого внимания заслуживала статья Вернера фон Брауна, напечатанная в журнале «Кольерс» в июне 1953 года, хотя, к сожалению, при редактировании ее были опущены почти все технические данные.

На четвертом Международном конгрессе по астронавтике, проходившем в 1953 году в Цюрихе, профессор Фред Зингер из университета штата Мериленд заявил, что в США имеются предпосылки для создания искусственного спутника Земли, сокращенно названного «MOUSE»¹. В более ранних докладах и статьях рассматривались вопросы, преимущественно касающиеся двигателей, причем основное внимание в них обращалось на то, чтобы создать условия для вывода третьей ступени в качестве беспилотного спутника в безвоздушное пространство.

Двухполюсная орбита была выбрана потому, что она проходит над двумя определенными точками, с которых можно принимать передачу данных, а именно над полюсами. Данные измерений приборов должны были записываться на медленно движущейся ленте (5 см/мин). Прием информации со спутника предлагалось осуществлять следующим образом: при выходе «MOUSE» на один из полюсов в воздух поднимается самолет, выполняющий функцию приемной радиотелеметрической станции; по радиосигналу, посланному с самолета, включается передатчик спутника, и все записанное на ленте передается в течение 5 минут на самолет. После этого запись на магнитной ленте стирается, и лента снова оказывается готовой к записи новых данных.

Разговор об искусственном спутнике был поднят Зингером и на третьей конференции по космическим полетам в Гэйденском планетарии (4 мая 1954 года). Он опять утверждал, что его проект — это не проект будущего, что его можно осуществить в настоящее время. Это заявление произвело очень сильное впечатление на представителей прессы и промышленников, присутствовавших на конференции. После выступления доктора Гарри Векслера из Бюро погоды США, который сказал, что искусственный спутник, движущийся по орбите вокруг Земли, будет иметь огромную ценность для метеорологов, так как облегчит им наблюдения и повысит точность краткосрочных и долгосрочных прогнозов, почти ни у кого не осталось сомнений в целесообразности создания спутника.

Снова, как и в 20-е годы, к проблеме космических полетов большой интерес проявили кинопромышленники. Уолтер Дисней организовал серию телевизионных передач. Осенью 1954 года был выпущен фильм под названием «Человек в космосе», который просмотрело около 42 миллионов человек.

В том же году, весной, комитет по космическим полетам Американского ракетного общества разработал предложения по созданию искусственного спутника Земли, которые были представлены на рассмотрение различным ведомствам. К этому времени правительство США и официальные организации (в частности, научно-исследовательское управление ВМС) уже осознали, что для проведения исследований за пределами земной атмосферы необходимы специальные научные приборы. Поэтому реакция была быстрой. 25 июня 1954 года в научно-исследовательском управлении ВМС в Вашингтоне состоялась встреча, на которой присутствовали фон Браун, Фред Дюран, профессор Зингер, профессор Уиппл из Гарварда, капитан 2 ранга Джордж Гувер, Дэвид Янг из фирмы «Аэроджет» и некоторые офицеры управления.

В то время существовало довольно много разработок, связанных с высотными исследованиями, но программа создания спутника еще не значилась в списках. Вопрос заключался в том, можно ли в ближайшее время произвести запуск искусственного спутника Земли крупных размеров на орбиту, находящуюся на удалении 320 км от Земли. Под ближайшим временем подразумевался период в два-три года. Фон Браун заявил, что это можно сделать раньше, и изложил свои соображения относительно использования ракеты «Редстоун» в качестве первой ступени и нескольких связок ракет «Локи»¹ в качестве последующих ступеней. По его расчетам скорость последней ступени (одна ракета «Локи») была бы вполне достаточной, чтобы выйти на орбиту вокруг Земли. Основное преимущество этой схемы заключалось в том, что в ней могли быть использованы существующие ракеты.

Каждый из участников этой встречи выступил затем с предложениями по своей специальности, в результате чего было принято предварительное решение считать проект искусственного спутника профессора Зингера весьма полезным, но осуществимым только после того, как будет закончена какая-либо более простая разработка, предусматривающая запуск легкого спутника.

Вслед за этим представители ВМС посетили Редстоунский арсенал. Через некоторое время по согласованию с начальниками артиллерийско-технического управления Армии и научно-исследовательского управления ВМС офицером проекта «Орбитер» был назначен капитан 2 ранга Гувер.

Еще в ходе предварительного обсуждения проекта было принято решение вывести спутник «Орбитер» на орбиту вокруг Земли, осуществив пуск из точки на экваторе с таким расчетом, чтобы плоскость орбиты совпала с плоскостью экватора Земли. Запуск был предварительно назначен на лето 1957 года. Но к этому времени другие организации и ведомства также занялись вопросом о создании искусственного спутника. В Национальный научный центр, занимавшийся планированием Международного геофизического года, попали наряду с другими и предложения Американского ракетного общества. Так как задача Международного геофизического года заключалась во всестороннем исследовании нашей планеты, то было признано, что запуск спутника, дающий возможность получения таких данных, которые не могли быть получены никаким другим путем, должен явиться частью планируемых работ МГГ. Поэтому был разработан и передан на утверждение президенту Эйзенхауэру соответствующий научный проект, и 29 июля 1955 года пресс-секретарь Белого дома Джеймс Хэгерти официально объявил о предстоящем запуске спутника по проекту «Авангард». Проект «Орбитер» был временно отодвинут на второй план.

Как я уже упоминал, на ежегодном собрании Американского ракетного общества были заслушаны доклады, которые вызвали весьма оживленную дискуссию. Авторы одного из докладов — Курт Штелинг, являющийся в настоящее время сотрудником Морской исследовательской лаборатории, а тогда работавший в фирме «Белл Эркрафт», и Раймонд Миссерт из университета штата Айова — предложили произвести запуск облегченного искусственного спутника, предварительно поднятого на большую высоту. Это было ново, так как в то время все думали только о запуске массивной трехступенчатой ракеты с Земли. Конструкция Штелинга и Миссерта была разработана на основе существующих ракет, но так как некоторые из них в то время были еще секретными, то авторы доклада не могли сообщить их название или тип. Конструктивная же схема была следующей: первая ступень представляла собой связку из четырех пороховых ускорителей с тягой по 27 т каждый и с продолжительностью работы 7-8 секунд; эти ускорители должны были весить вместе около 5400 кг при весе полезной нагрузки порядка 680 кг; таким образом, воздушному шару пришлось бы поднять всего 6100 кг. Начальное ускорение должно было составить 19 g, а высота пуска ракеты — 24 км. Предполагалось, что к моменту полного выгорания топлива в двигателе первой ступени на высоте около 3.2 км скорость ракеты возрастет до 2377 м/сек.

Вторая ступень представляла собой ракету с жидкостным реактивным двигателем общим весом до 560 кг. Эта ракета несла в качестве полезной нагрузки аппаратуру управления (22 кг) и третью ступень (90 кг). Двигатель ракеты должен был работать в течение 80 секунд, обеспечивая тягу 1800 кг. Начальная перегрузка в момент отделения первой ступени предположительно составляла лишь 2,6 g. Если бы вторая ступень продолжала двигаться по вертикали, то при выключении двигателя она могла бы набрать высоту в 320 км и иметь скорость 4800 м/сек. Но при отклонении второй ступени от вертикали и переходе на круговое движение по орбите она могла оказаться в момент выключения двигателя на высоте всего лишь в 240 км и иметь скорость порядка 5150 м/сек. Третьей ступенью должна была быть пороховая ракета на долгогорящем топливе с тягой 900 кг и продолжительностью горения 20 секунд, по истечении которых ракета выходила бы на орбиту на высоте 320 км, двигаясь со скоростью 8000 м/сек, то есть на 120 м/сек быстрее, чем это необходимо для данной орбиты. Если же траектория подъема оказалась бы другой, то ракета в этот момент достигла бы высоты всего лишь 240 км, но зато двигалась бы со скоростью 8130 м/сек, которая на 150 м/сек превышает необходимую.

Если произвести запуск этой ракеты из точки, расположенной на уровне моря, то двигатель первой ступени следует выключить на высоте 7000 м. Вторая ступень при этом будет иметь конечную скорость 4100 м/сек (вместо 5150 м/сек), а третья ступень поднимется на высоту 240 км, но ее скорость будет недостаточна для движения по орбите. В качестве воздушного шара предполагалось использовать полиэтиленовый шар «Скайхук» емкостью 85000 м³.

Штелинг и Миссерт сообщили далее, что расчеты ими были сделаны только для вертикального подъема ракеты. При запуске под углом 45° конечная высота была бы, разумеется, меньшей, а конечная скорость более высокой. Возможный прирост скорости не учитывался, он просто должен был увеличить надежность ракеты. Не были приняты в расчет и те положительные факторы, которые возникали в случае запуска ракеты в восточном направлении, то есть в направлении вращения Земли.

В свое время Оберт указывал, что движение ракеты в вертикальном направлении обязательно замедляется под действием силы земного тяготения. Чтобы избежать потери скорости, Оберт советовал осуществлять подъем при очень большом ускорении или же производить горизонтальный запуск. Но оба эти метода неприемлемы вследствие чрезвычайной плотности нижних слоев атмосферы. Поэтому правильным было бы компромиссное решение, заключающееся в запуске ракеты по кривой, направленной на запад. Оберт называл эту кривую «синергической» (рис. 59).

Рис. 59. «Синергическая» кривая Оберта

Примерно через месяц после того, как был предложен запуск ракеты с воздушного шара, несколько авторов предложили заменить воздушный шар реактивным самолетом. Их доводы были простыми, но вескими: несмотря на то, что современные реактивные самолеты могут поднять полную трехступенчатую ракету только на высоту около 12 км вместо необходимой высоты 21 км, сопротивление атмосферы будет здесь не очень большим. В то же время реактивный самолет может сообщить ракете свою собственную скорость порядка 1000 км/час (290 м/сек) и не только нацелить ракету точно на восток, но и осуществить запуск под желаемым углом. Наконец, запуск ракеты с самолета позволяет сократить стоимость эксперимента и сделать его технически более простым.

Весьма вероятно, что в будущем и удастся запустить с помощью реактивного самолета небольшой спутник, оснащенный приборами специального назначения, однако при осуществлении «проекта Авангард» было решено придерживаться «классической» схемы запуска трехступенчатой ракеты с Земли по вертикальной траектории в восточном направлении.

Наибольший прирост скорости за счет вращения Земли может быть получен там, где линейная скорость вращения Земли наибольшая, то есть на экваторе, где она достигает примерно 1600 км/час. Эта скорость будет еще большей, если стартовую позицию выбрать на вершине горы, расположенной на экваторе; при этом можно будет в значительной мере избежать и сопротивления наиболее плотных слоев атмосферы. Очень подходила бы для этого гора Кения в Восточной Африке, лежащая почти точно на экваторе и имеющая высоту 5194 м, если бы не требование, которое заключается а том, что к востоку от места пуска должно находиться море (это дает возможность первой и второй ступеням упасть в воду, не причиняя никому никакого вреда). В то же время Кению от Индийского океана отделяет большой участок суши, протяженностью около 650 км. Поэтому запуск ракеты со спутником решено было проводить с корабля или с островной базы, например с острова Джонстона в Тихом океане.

Хотя на таком острове, так же как и в районе Кении, нет достаточной промышленной базы, однако доставка туда ракеты и оборудования морем не вызывает трудностей. И все же запуск спутника с острова был делом будущего. Первые же запуски предполагалось производить в континентальной части США, неподалеку от развитых промышленных районов. Требование о расположении стартовых позиций на берегу моря заставило руководителей проекта выбрать для запуска базу ВВС Патрик во Флориде.

8 декабря 1956 года с этой базы в соответствии с программой работ по спутнику был произведен первый пробный запуск. Это пока еще не был носитель спутника; запущена была всего лишь большая ракета «Викинг» № 13, снабженная соответствующими приборами для испытания наземного оборудования. Пуск состоялся в 1 час 3 минуты ночи по местному времени. Ракета «Викинг» поднялась на высоту 200 км и упала в море на расстоянии 290 км от базы.

Необходимо отметить, что трехступенчатые ракеты-носители спутника резко отличаются от обычных ракет. Прежде всего у них нет оперения, так как стабилизация первой ступени осуществляется по тому же принципу, что и в ракетах "Викинг", то есть посредством отклонения оси двигателя, установленного на карданном подвесе. Полная длина ракеты несколько превышает 21 м.

Принципиальная схема ракеты и процесс запуска спутника показаны на рис. 60. После вертикального старта ракета отклоняется в юго-восточном направлении (см. рис.49), поэтому полного использования скорости вращения Земли (на этой широте — 28°28' с. ш.— линейная скорость вращения Земли равна 409 м/сек) не будет. Полный прирост скорости может быть достигнут только при движении ракеты строго на восток.
Рис. 60. Характеристика запуска спутника с помощью ракеты «Авангард» (двигатель первой ступени прекращает работу в точке А)

Отклонение ракеты от вертикали в конце работы двигателя первой ступени составит угол в 45°. В момент выключения двигателя ракета будет находиться на высоте 58 км и на несколько меньшем расстоянии по горизонтали от места старта. Приземлится ракета на расстоянии 370 км от стартовой позиции.

Сразу после отделения первой ступени начинает работать двигатель второй ступени, при этом угол наклона траектории к горизонту непрерывно уменьшается. Все приборы управления находятся во второй ступени ракеты. В головной части третьей ступени под защитой обтекаемого конуса устанавливается сам искусственный спутник. С началом работы двигателя второй ступени ракета поднимается на такую высоту, что всякая необходимость в обтекаемом конусе отпадает и он становится бесполезным грузом. Поэтому вскоре после начала работы двигателя второй ступени носовой конус сбрасывается.

Окончание работы двигателя второй ступени совпадает с подъемом ракеты на высоту порядка 225 км. Далее вторая ступень по инерции поднимается, в зависимости от угла наклона, до высоты 320-480 км. Эта высота достигается ракетой через 10 минут после старта на удалении 1130 км от места пуска, после чего вторая ступень отделяется и падает в океан, пролетев в общей сложности по горизонтали около 2250 км.

В течение некоторого времени после выключения двигателя второй ступени вторая и третья ступени продолжают по инерции набирать высоту, оставаясь соединенными друг с другом. В какой-то определенной точке пассивного подъема ракета начинает вращаться, обеспечивая тем самым стабилизацию третьей ступени. Как только ракета достигает максимальной высоты и выходит на участок траектории, параллельный поверхности Земли, включается двигатель третьей ступени, а вторая ступень отделяется от нее.

После этого третья ступень, двигаясь по касательной к поверхности Земли, вылетает за пределы земной атмосферы. Во время пассивного подъема второй и третьей ступеней, естественно, теряется часть скорости, поэтому третья ступень начинает активный полет со скоростью, составляющей примерно половину орбитальной скорости, то есть не более 3,2 км/сек. Когда в двигателе третьей ступени выгорает все топливо, она развивает скорость, необходимую для движения по орбите; в этот момент спутник и должен быть отделен от третьей ступени. Механизм, разработанный для этой цели, представляет собой сжатую пружину, которая отпускается по сигналу инерционного отметчика времени, рассчитанного на период работы двигателя третьей ступени. Растягиваясь, эта пружина выталкивает сферический спутник из ракеты-носителя. Это отделение происходит со скоростью всего лишь 0,9 м/сек относительно ракеты-носителя, поэтому, окончательно отделившись от спутника, третья ступень (ракета-носитель) также продолжает движение по орбите, становясь вторым «спутником» Земли.

Весьма возможно, что если будет принято и осуществлено предложение Национального консультативного комитета по авиации (НАКА), то при одном пуске удастся получить не два, а целых три спутника. Это может быть сделано за счет установки в ракете-носителе так называемого «подспутника», представляющего собой сложенный пластмассовый воздушный шар, покрытый алюминиевой фольгой и имеющий диаметр основного спутника (50 см). В этом воздушном шаре предполагается установить небольшой газовый капсюль, который наполнит шар после его отделения от ракеты-носителя.

Орбита искусственного спутника Земли должна быть эллиптической. Самой низкой точкой ее (перигей) будет то место, где произойдет выгорание топлива в двигателе третьей ступени. Так как высота перигея и высота при полном выгорании топлива одинаковы, определить расстояние до перигея довольно легко. Самая высокая точка орбиты (апогей) расположена в прямо-противоположном направлении от перигея. По предварительным расчетам по проекту «Авангард» высота спутника в апогее равнялась 1300 км, но в дальнейшем эта цифра была увеличена до 2000 км.

Двигаясь вокруг Земли по орбите, спутник, «подспутник» и третья ступень (ракета-носитель) — совершают полный оборот примерно за 90 минут. За это время сама Земля успевает повернуться на какой-то угол вокруг своей оси. В результате этого проекция спутника на поверхности земного шара приобретает вид сложной кривой, смещающейся при каждом обороте (рис. 61).

Каждый раз, когда спутник подходит к перигею, он встречается с верхними слоями атмосферы. Это вызывает увеличенное лобовое сопротивление, в силу чего кинетическая энергия спутника несколько снижается. Поэтому спутник с каждым новым оборотом вокруг Земли приближается к ней. Причем не только в перигее, но и в апогее (рис. 62). Уменьшение величины орбиты спутника происходит последовательно, и в конце концов орбита приближается по виду к кругу. Однако фактически круг может даже и не возникнуть, так как орбита продолжает сокращаться, превращаясь в спиральную траекторию, по которой спутник входит в более плотные слои атмосферы. Здесь под воздействием аэродинамического нагрева спутник сгорает и испаряется.

Пока еще невозможно определить время существования искусственного спутника Земли. Спутник с высотой перигея порядка 320 км может просуществовать и несколько недель и целый год¹. Нельзя также точно сказать, на какой высоте спутник сгорит. По-видимому, это произойдет на высоте свыше 50 км. а может быть, и еще выше. Интенсивность уменьшения орбит третьей ступени (ракеты-носителя) спутника и «подспутника» будет различной, так как они будут иметь различные массы (спутник-до 10кг, а «подспутник» менее 220 г). Логически скорость «подспутника» должна снижаться быстрее, ибо он обладает меньшей кинетической энергией. Третья ступень отличается от спутника не только массой, но и формой, что позволяет, сравнивая их поведение на орбите, получить данные о плотности атмосферы на высоте перигея.

Рис. 61. Схема движения спутника «Авангард» в проекции на поверхность Земли Вследствие вращения Земли спутник смещается при каждом обороте
на 25° к западу Сплошной линией показан первый, штриховой — второй и пунктирной — третий оборот. Цифрами отмечены основные наблюдательные станции для слежения за спутником:
1 — Гавайские острова, 2 — Уайт Сэндз, 3 — Флорида, 4 — Кюрасао, 5 — Apекипa (Перу), 6 — Кордова (Аргентина), 7 — Кадикс (Испания), 8 — Блюмфонтейн (Южная Африка), 9 — Тегеран, 10 — Индия, 11 — Австралия, 12 — Япония



Рис. 62. Сокращение орбиты искусственного спутника Земли
Эксцентриситет орбиты, величина ее сокращения и размеры земной атмосферы для наглядности увеличены. Справа вверху — действительный эксцентриситет орбиты с перигеем в 320 км и апогеем в 2560 км от Земли

Все сказанное выше о проекте «Авангард» представляет собой лишь общий план. О подробностях же его осуществления можно говорить гораздо менее определенно, так как, с одной стороны, еще не все решено, а с другой — никто не знает какие неожиданные обстоятельства могут возникнуть. Так, например, не было известно, сколько спутников следует запустить. Национальный комитет США по подготовке и проведению Международного геофизического года (председатель -Джозеф Каплан) просил вначале о запуске 12 спутников; тогда же было объявлено о размещении заказов на 16 полных систем для запуска искусственных спутников. После этого комитет уменьшил свои запросы до 6 спутников, в связи с чем число изготовляемых систем пришлось сократить до 10.

Такая же неопределенность существовала и в отношении продолжительности периодов между запусками спутников. Дело в том, что каждый спутник может дать два ряда различных данных: один — складывающийся из наблюдений за спутником с Земли, а другой — из записей приборов, установленных на нем. И те и другие данные имеют одинаково большое значение, так что запуск спутника даже при отсутствии телеметрических данных все равно будет очень полезным для науки. Так вот, сначала все, кто имел непосредственное отношение к запускам спутников, считали, что интенсивность сокращения орбиты будет довольно большой. Предполагалось, что спутник будет находиться на орбите три-четыре дня, от силы — неделю, а это требовало произвести запуск спутника № 2 после гибели спутника № 1, но не сразу, а после обработки данных, собранных спутником № 1, и соответствующих изменений в приборно-измерительном оборудовании спутника № 2.

В настоящее время, когда стало известно, что спутник может существовать целый год, нет смысла медлить с запуском следующего спутника и дожидаться, пока сгорит первый.

При запуске искусственных спутников Земли может быть получено много интересных данных. Так, наблюдение за интенсивностью приближения спутника к Земле дает новые, более точные сведения о массе нашей планеты, и в особенности о массе экваториальной выпуклости Земли. Благодаря им можно точно установить ширину океанов; произвести триангуляцию¹ водных пространств и собрать очень точную информацию о плотности атмосферы на различных высотах. Последнее поможет нам решить задачу возвращения ракет из космоса в атмосферу.

В результате наблюдений за спутником можно установить количество космической пыли, рассеянной в пространстве, непосредственно примыкающем к верхним слоям атмосферы. Эта проблема, несомненно, имеет очень большое значение. Частицы космической пыли настолько малы, что не могут проникнуть в обшивку спутника, сделанную из магниевого сплава, даже если ее толщина не превышает 0,7 мм. Но, сталкиваясь со спутником, эти частицы выбивают в его обшивке миниатюрные воронки, и зеркальная полировка обшивки тускнеет. Этот факт используется для подсчета числа частиц космической пыли, встретившихся со спутником.

Степень потускнения обшивки спутника определяется визуально по интенсивности отраженного света. В некоторых спутниках с той же целью используется телеметрическая система передачи данных. Эта система состоит из датчика, представляющего собой короткую полоску металла с высоким электрическим сопротивлением, которая укрепляется на обшивке спутника. Под воздействием космической пыли на полоске возникает точечная коррозия, что приводит к увеличению ее электрического сопротивления. Это изменение коэффициента сопротивления превращается в соответствующий радиосигнал и передается на Землю.

Спутник может сообщить еще целый ряд интересных данных, например, изменение температуры обшивки во время его вхождения в тень Земли, интенсивность радиации и напряженность магнитного поля Земли.

Поскольку восточное побережье США и западное побережье Южной Америки расположены, грубо говоря, на одном меридиане, этот последний предполагалось сделать «меридианом слежения». Для улучшения качества приема слабых радиосигналов спутника пункты слежения оборудовались крупногабаритными наземными антеннами. Радиослежение за спутником возлагалось на Морскую исследовательскую лабораторию под руководством доктора Хэйгена. Задача визуального наблюдения была поручена астрофизической обсерватории Смитсонианского института во главе с доктором Уипплом. В помощь профессионалам были мобилизованы астрономы-любители.

Предполагалось, что спутник будет виден за час до восхода и через час после захода солнца, но имелись опасения, что он будет недостаточно блестящ, чтобы его можно было разглядеть на небе невооруженным глазом.

Предназначавшаяся для запуска спутника ракета «Авангард» должна была состоять из трех ступеней. В первой ступени ракеты, построенной фирмой «Мартин Эркрафт Компани», был использован двигатель Х-405 фирмы «Дженерал Электрик», развивающий на уровне моря тягу 8200 кг в течение 150 секунд. Подача топлива осуществляется в нем обычным турбонасосным агрегатом, а в качестве окислителя применяется жидкий кислород. Топливо в ходе разработки несколько раз подвергалось изменениям: сначала было решено использовать бензин с добавкой 5% спирта; затем было предложено ракетное топливо JP-4, однако разброс характеристик горения и тяги при этом топливе был почти таким же, как и при смеси бензин + спирт. После этого было применено топливо RP-1 (стандартный керосин фирмы «Мобайлойл компани»), которое в конечном счете пришлось заменить тяжелым топливом UMF-1 фирмы «Шелл-ойл».

Вторая ступень с двигателем была создана фирмой «Аэроджет Дженерал». Окислителем в ней служила азотная кислота, а топливом — диметилгидразин. Третья ступень работала на твердом топливе.

Сейчас пока еще нельзя сказать, к чему приведет осуществление проекта «Авангард». Но есть основания предполагать, что это будет попытка разработки постоянного спутника. Самый легкий путь к решению этой задачи заключается в том, чтобы запустить спутник с такой высотой перигея, которая позволила бы полностью освободиться от лобового сопротивления движению. Подобный спутник будет иметь постоянную, но все еще эллиптическую орбиту. Можно добиться этого и другим путем, если сохранить в двигателе третьей ступени часть топлива до того момента, когда она в первый раз достигнет апогея. Использовав здесь это топливо, можно сделать апогей перигеем новой орбиты.

После запусков по проекту «Авангард» можно создать постоянный спутник, обеспечивающий максимальную наблюдаемость с Земли даже невооруженным глазом. Его диаметр должен составить в этом случае 4,5-6 м, причем он может быть выполнен в виде простого воздушного шара из неупругой пластмассы белого или светло-желтого цвета. Этот шар можно уложить в последней ступени ракеты, а после отделения — автоматически надуть, использовав для этого небольшой газовый патрон. Вероятно, вполне достаточным для этого будет внутреннее давление порядка 18 г/см². Если такой шар будет пробит метеоритом, он не взорвется, как резиновый воздушный шар; газ, конечно, улетучится, но шар не потеряет свою форму. Наконец, можно установить на ракете баллон со сжатым пенопластом¹ и в определенной точке на орбите взорвать его с помощью хронирующего устройства. Образовавшийся из пенопласта громадный «спутник» будет очень хорошо наблюдаем с Земли и весьма полезен для геодезических измерений, а также для целей навигации и самонаведения ракет и снарядов.

Искусственные спутники Земли можно классифицировать по весу, от которого будет непосредственно зависеть и их назначение. Спутник весом 900 г, как правило, является совершенно бесполезным. Спутник весом 9 кг («Авангард») уже может быть оборудован некоторыми измерительными приборами и наблюдаем с Земли. Может быть построен и спутник весом 90 кг, который позволяет выполнить весьма широкий круг задач. Имея хороший источник питания — небольшой атомный реактор, — такой спутник может нести телевизионную камеру, передающую картину Земли на землю. Подобные наблюдения имеют огромное значение для метеорологов, знания которых о том, что происходит в атмосфере, ограничиваются сейчас только немногими процессами, происходящими главным образом вблизи земной поверхности.

Рис.63. Угол и сектор наблюдения с искусственного спутника Земли
H — высота над уровнем моря, S — предел видимости (линия горизонта), А — видимый шаровой сегмент

Даже находясь на сравнительно малой высоте, спутник позволяет наблюдать обширные участки земной поверхности. По мере увеличения высоты возрастают и размеры видимого шарового сегмента. Наблюдатель на борту спутника «Авангард», находящегося в апогее, смог бы, например, увидеть около ⅓ поверхности Земли (рис. 63). Как указано в таблице, приведенной ниже, наибольший диаметр видимого шарового сегмента достигается при высоте наблюдения 6400 км. Следовательно, для того чтобы наблюдатель мог увидеть сразу до 40% поверхности Земли, спутник с телевизионной камерой должен двигаться вокруг Земли на высоте от 4000 до 6400 км. Применение цветного телевидения откроет большие возможности перед метеорологами, которые при определении движения разнотемпературных масс воздуха руководствуются главным образом еле различимыми оттенками голубого и белого цвета.

Угол обзора в, °	Геоцентрический угол ф, °	Высота наблюдения Н, км	Дальность видимого горизонта, км	Дуга обзора А, км	Видимая часть земной поверхности, %
160	20	92	1130	1120	8
140	40	412	2310	2240	17
120	60	1000	3720	3200	25
100	80	1950	5380	4500	32
80	100	3600	7600	5630	38
60	120	6400	11 100	6780	43
40	140	12350	17700	7900	47
20	160	30500	36500	9000	49
17	163	36000	43000	9350	49,5

В дальнейшем предполагается создание большого спутника, который будет весить около 1 т и иметь на борту манекен-робот с телевизионными камерами вместо глаз и системой автоматического регулирования с обратной связью. Используя телеуправление, можно заставить робот проделывать всё, что может делать человек, в условиях космического полета. Кроме того, робот можно будет периодически включать и выключать на определенное время.

Подобный робот уже создан. Им управляет оператор в специальной одежде (с укрепленными на ней датчиками), закрывающей целиком руки и плечи. Получая от датчиков определенные радиосигналы, сервомоторы робота точно имитируют все движения человека в этой одежде. Робот хорош тем, что может работать в любых условиях: в отравленной атмосфере, в опасных местах, в огне и, конечно, в космическом пространстве.

Очевидно, после спутника, весящего 1 т, будет создан еще более крупный спутник весом до 10 т. Это уже будет по сути дела не спутник, а обитаемая космическая станция.

Еще до создания обитаемой космической станции или спутника с телевизионной камерой может появиться непилотируемая ракета, которая будет запущена на Луну (так называемый «лунник»)¹. Когда в начале развития ракетной техники заходил разговор о запуске ракеты на Луну, то даже самые большие скептики наполовину соглашались с осуществимостью подобного проекта. В отличие от этого проект обитаемой космической станции всегда вызывал сильное недоверие.

При тех топливах, которые используются в ракетах-носителях спутника «Авангард», космическая ракета для запуска на Луну должна быть четырехступенчатой. Управление ею будет осуществляться сравнительно просто, в основном путем предупреждения или корректирования любых возможных отклонений от вертикальной траектории. Когда-то, еще до изобретения телеметрических приборов, профессор Годдард предлагал поместить в головную часть космической ракеты, посылаемой на Луну, заряд ярко горящего пороха, вспышка которого сигнализировала бы о прибытии туда ракеты. Позднее профессор Оберт пришел к выводу, что Годдард в своих расчетах уменьшил количество пороха, необходимого для получения вспышки нужной яркости.

Впоследствии эта идея получила новую форму: было предложено заменить вспышку пороха постоянной «отметкой» в точке прилунения. Это могло быть достигнуто путем разбрасывания белого порошка (толченое стекло, алебастр или металлический натрий, который при ударе испаряется, а затем оседает на довольно большой площади). Предполагалось, что довольно темная поверхность Луны позволит ясно различить такую отметку.

Со временем, когда был накоплен большой практический опыт по запуску высотных ракет и получены разнообразные научные данные, интерес к «луннику» заметно ослаб. По сути дела этот дорогостоящий эксперимент ничего не давал, кроме престижа и не имеющей научного значения отметки на Луне.

Однако совсем недавно во взглядах на запуск «лунника» произошел крутой поворот. На конференции в институте Франклина, посвященной проблеме искусственных спутников Земли, научный сотрудник фирмы «Рэнд Корпорейшн» Клемент прочел лекцию о «луннике», в которой утверждал, что трехступенчатая ракета, имеющая стартовый вес около 450 000 кг и длину 53 м, может доставить на Луну полезный груз весом 45 кг. Примерно такое же заявление было сделано Штелингом и Фостером на Международном конгрессе по астронавтике в Риме в 1956 году.

Штелинг и Фостер предлагали использовать для этого трехступенчатую ракету на твердом топливе, запускавшуюся с воздушного шара «Скайхук» емкостью 112 000 м³на высоте 21 000 м. Первая ступень ракеты по проекту представляла собой связку из четырех двигателей весом 11 340 кг с общей тягой примерно 107 000 кг и продолжительностью работы до 20 секунд. Вес второй и третьей ступеней составлял 713 кг. Предполагалось, что выгорание топлива первой ступени (связки) произойдет на высоте 55 000 м. Во второй ступени, имеющей один двигатель с тягой 6350 кг, выгорание топлива должно было иметь место на высоте 85 000 м, а двигатель третьей ступени (тяга 500 кг) прекращал работу на высоте 107 000 м, когда скорость ракеты составляла несколько более 12 000 м/сек. Ниже даны значения скоростей «лунника» и вероятные потери скорости (м/сек):

Конечная скорость ракеты	12 040
Скорость, необходимая для выхода из сферы притяжения Земли	11 185
Потеря скорости вследствие лобового сопротивления (первая ступень) атмосферы	121
Потеря скорости на преодоление силы тяжести при подъеме во время работы двигателей:
первой ступени	196
второй ступени	196
третьей ступени	98
Общая потеря скорости	611
Излишек скорости	244
Фактическая скорость последней ступени	11 796

Последняя ступень должна нести полезную нагрузку весом 1,8 кг, достаточную для того, чтобы оставить на поверхности Луны отметку. Телеметрия во время движения ракеты к Луне была признана излишней.

Космическая ракета, посланная на Луну, поможет ученым решить одну проблему, которая в настоящее время имеет известный интерес. Большие темные «моря» на Луне представляются нам удивительно гладкими. Большинство астрономов всегда считало их потоками затвердевшей лавы, очень удобными для использования в качестве посадочных площадок. Но недавно англичанин Томас Гоулд высказал предположение, что эти гладкие «моря» являются гигантскими чашеобразными углублениями, наполненными пылью. На поверхности Луны действительно много пыли, что частично объясняется постоянной бомбардировкой ее крупными, средними, малыми и мельчайшими метеоритами, а частично — воздействием космических лучей. Однако все считают, что глубина этого слоя пыли не превышает нескольких дюймов. Если же верить Гоулду, то твердый «грунт» лунных «морей» может оказаться скрытым под слоем пыли толщиной более километра.

Если космическая ракета, запущенная в сторону Луны, пройдет мимо цели на сравнительно небольшом расстоянии от нее (менее 1600 км),то случится вот что: поле тяготения Луны притянет ракету, заставив ее некоторое время двигаться вокруг центра Луны по гиперболической орбите, однако вследствие большой скорости космической ракеты она не сможет стать спутником Луны, а совершит поворот вокруг Луны под острым углом и выйдет из сферы ее притяжения по траектории, являющейся ветвью гиперболы, направленной в общем в сторону Земли. Конечно, обратно на Землю эта ракета не попадет, хотя и пройдет от нее на небольшом расстоянии, но зато наблюдение за траекторией полета ракеты позволит с большой точностью вычислить массу Луны и подтвердить выдвинутую в прошлом гипотезу о наличии расхождения в положении геометрического центра и центра тяжести Луны. Если же космическая ракета будет достаточно большой, чтобы иметь на борту телевизионную камеру, мы сможем получить изображение невидимого с Земли полушария Луны¹.

Как отмечалось выше, спутник весом 10 т представлял бы собой уже целую обитаемую космическую станцию. Эта станция может иметь вид крылатой третьей ступени очень большой ракеты, и в этом случае запуск ее будет весьма сходен с запуском спутников по проекту «Авангард». Так же, как и они, космическая станция выводилась бы на орбиту и оставалась на ней в течение нескольких оборотов вокруг Земли, то есть около 6 или 12 часов, а может быть, и в продолжение целых суток. Затем пилот мог бы замедлить ее движение, включив тормозной ракетный двигатель, работающий на резервном топливе, в результате чего станция-ракета пошла бы на снижение, вошла в атмосферу по касательной и погасила бы излишнюю скорость, планируя вокруг нашей планеты. Несмотря на сильный нагрев ее поверхности, станция-ракета, по-видимому, вполне сможет совершить посадку, так как скорость при этом будет даже несколько ниже скорости посадки современных пассажирских лайнеров.

Появление пилота на космическом корабле сразу меняет всю картину. Целый ряд вопросов при участии пилота решается легче, так как человеческий разум помогает точнее разобраться в обстановке, чем это может сделать автоматическая аппаратура управления. К тому же человек весит значительно меньше сложных приборов системы управления. Если при возвращении в атмосферу температура корабля становится слишком высокой, пилот может снова вывести свой корабль за пределы атмосферы или попытаться уйти в теневой конус Земли с тем, чтобы быстрее излучить накопленное кораблем тепло. Короче говоря, присутствие пилота на космическом корабле дает очень много преимуществ. Но в то же время человек, находясь на космическом корабле, подвержен воздействию многих отрицательных факторов, для ослабления которого необходимо вносить изменения в конструкцию корабля.

Может ли человеческий организм выдержать те нагрузки, которые он испытывает при выходе космического корабля на орбиту и отклонении от нее?

Эта проблема в течение ряда лет усиленно изучалась отделом астромедицины министерства авиации на базе ВВС Рэндольф; возглавлял исследования доктор Губерт Штругольд — один из основоположников немецкой авиационной медицины.

Рассмотрим основные проблемы полета человека в космос. Прежде всего пилот должен выдержать значительные перегрузки при взлете ракеты. Затем, в течение всего полета, пока не начнется торможение, он будет находиться в состоянии невесомости, то есть при нулевом g. В космическом пространстве он и его корабль встретятся с опасностью воздействия космических лучей и столкновения с метеоритами. Кроме того, полет в космос связан с резкими температурными колебаниями и целым рядом других, менее существенных факторов.

Легче всего исследовать проблему влияния на человека больших перегрузок. Еще Оберт в одной из первых опубликованных им работ предлагал изучить сопротивляемость человеческого организма высоким перегрузкам с помощью большой центрифуги. Этот метод позволил тщательно исследовать и решить проблему перегрузок. Были составлены специальные таблицы, где значениям времени, необходимого для разгона ракеты до второй космической скорости (11,2 км/сек), соответствовали определенные значения возникающих при этом перегрузок. Из приведенной ниже таблицы становится ясно, что когда скорость нарастает медленно, то время для достижения второй космической скорости увеличивается, а перегрузка уменьшается, и наоборот.

Ускорение, g	Время, необходимое для достижения второй космической скорости
3	9 мин 31 сек
4	6 мин 21 сек
5	4 мин 45 сек
6	3 мин 48 сек
7	3 мин 10 сек
8	2 мин 40 сек
9	2 мин 20 сек
10	2 мин 06 сек

Эта таблица неизбежно порождает вопрос, что будет легче для человека: выдержать небольшую перегрузку в течение долгого времени или перенести непродолжительную, но очень большую нагрузку?

Известно, что мелкие животные могут выдерживать большие ускорения, с человеком же дело обстоит хуже. Самыми высокими ускорениями, которые испытывает человек, являются ускорения, возникающие при крутых виражах и выводе самолета из пикирования на большой скорости. Еще в годы войны было установлено, что пилот с трудом переносит кратковременные ускорения порядка 4 g, а при 6 g теряет сознание. Ни один пилот не выдерживал перегрузки в 4 g продолжительностью в несколько минут.

Испытаниям на центрифуге подвергались только добровольцы. Чтобы исключить побочные влияния быстрого вращения, испытания проводились в темноте со слабо освещенным центром вращения, для того чтобы человек мог фиксировать на нем свой взгляд. В качестве дополнительной меры предосторожности кабина тренажера оборудовалась выключателем, дававшим испытуемому возможность в любой момент прекратить тест. Первые тесты с ускорением в 3 g подтвердили правильность теоретических предположений. Никто не пострадал, но все выражали сильное недовольство: испытуемые почему-то теряли всякое представление о времени. Затем были проведены тесты с перегрузками в 4 g. Ко всеобщему удивлению, испытуемые переносили их гораздо легче. Тогда людей подвергли тестам на 5 g, 6 g и так далее, вплоть до 10 g. Это было очень трудное испытание, однако люди выдерживали его, не теряя сознания. Один из пилотов подвергся даже невероятному испытанию — на перегрузку в 17 g в течение целой минуты и перенес его сравнительно хорошо.

Причина этого непонятного на первый взгляд явления была очень скоро найдена. Дело в том, что в самолете-истребителе летчик сидит прямо. Когда самолет выходит из пикирования, ускорение, которое испытывает пилот, направлено вдоль позвоночного столба и действует сверху вниз, вызывая усиленный отлив крови от головного мозга и связанную с этим потерю сознания. В центрифуге, так же как и в космическом корабле, ускорение направлено почти под прямым углом к позвоночному столбу человека, поэтому при испытаниях ощущается только большое напряжение, но распределение крови в организме существенно не меняется.

Условия этих испытаний были значительно более тяжелыми , чем условия реального космического полета. Ускорение сообщалось непрерывно в течение всего времени , необходимого для разгона ракеты до второй космической скорости (11,2 км/сек), хотя в действительности было бы достаточно разгона до 8 км/сек. При испытаниях ускорение было постоянным, но в условиях реального полета оно сначала будет довольно низким и только перед окончанием работы двигателей каждой ступени достигнет максимальных значений. На рис. 64 показан вычисленный фон Брауном график ускорений трехступенчатого космического корабля, способного выйти на орбиту спутника Земли. Проведенные по этому графику испытания показали, что человек переносит их довольно легко.

Рис. 64. Ускорения, возникающие при запуске трехступенчатой космической ракеты-корабля. Максимальное ускорение в 8-9 g наблюдается в течение очень короткого времени

В действительности человек, который подвергнется воздействию ускорений согласно графику фон Брауна, будет двигаться со скоростью 8 км/сек, но при этом он будет невесом. Это положение всегда очень трудно представить себе, и, чтобы объяснить его, воспользуемся более наглядным примером. Предположим, что прямо перед нами установлен яркий источник света. Если смотреть на него, постепенно увеличивая расстояние, он будет казаться все слабее и слабее, но не исчезнет совсем. Когда он будет настолько слаб, что мы не сможем его различать невооруженным глазом, нам помогут оптические приборы. В конце концов расстояние увеличится настолько, что этот источник потеряет для нас всякое значение. То же самое происходит и с телом, которое удаляется от небесного тела, имеющего относительно мощную сферу притяжения. Для Земли расстояние, на котором ее притяжение не будет иметь никакого значения, составит примерно 260 000 км.

Почему же тогда на расстоянии гораздо меньшем указанного человек делается невесомым? Ведь на него еще продолжает оказывать действие сила земного тяготения. Причина этого заключается в том, что у человека нет органов ощущения скорости и силы тяжести. То, что чувствуют ноги летчика, стоящего на бетонной взлетно-посадочной полосе, это не сила тяжести, а лишь сопротивление ей. Бетонированная полоса и грунт под ней мешают летчику двигаться в направлении действия силы тяжести. Вот если у него под ногами внезапно откроется глубокая шахта, он под действием силы тяжести упадет в нее и разобьется. Но пока не достигнет дна, он не почувствует никакого притяжения. Он просто потеряет ощущение собственного веса, ибо ничто не препятствует его падению. Падающий летчик в этом примере испытывает, как принято говорить, «нулевое g» (состояние невесомости).

Это же происходит и с человеком, летящим на космическом корабле. Отсутствие ощущения веса можно было бы назвать свободным падением, но слово «падение» не совсем уместно, так как космический корабль может двигаться в любом направлении. Поэтому вместо «свободного падения» пользуются безотносительным выражением «нулевое g».

Вряд ли правы те, кто утверждают, что ощущение, появляющееся у человека при нулевом g, будет напоминать никогда не кончающееся падение и что по меньшей мере сомнительно, сможет ли человек когда-нибудь приспособиться к нему.

Я считаю, что это просто результат неправильного словоупотребления, когда в течение долгого времени состояние невесомости обозначалось термином «свободное падение». На самом же деле ощущение нулевого g и чувство, испытываемое при падении, не имеют друг с другом ничего общего.

К сожалению, подвергнуть человека испытанию на реакцию при нулевом g гораздо труднее, чем при ускорении в несколько g. К тому же физиологи, например, говорят, что нулевое g вообще не влияет на функции человеческого организма. Известно, что лишь небольшой процент работы сердца затрачивается на преодоление силы тяжести крови; большая же часть ее расходуется на преодоление трения в кровеносных сосудах. Равным образом и дыхание, глотание и освобождение от мочи и кала осуществляются не за счет силы тяжести, а благодаря сокращению наших мускулов.

Недавно был произведен эксперимент по исследованию влияния нулевого g на животных. Две обезьяны и две белые мыши были помещены в специально сконструированной кабине на ракете «Аэроби». Мыши находились в медленно вращающемся прозрачном пластмассовом барабане, где в течение всего полета их положение фиксировалось кинокамерой. Обезьяны были привязаны ремнями к лежакам из губчатой резины. Регистрация деятельности сердца обезьян, их дыхания и прочих функций производилась с помощью специальных приборов.

После того как ракета набрала максимальную высоту, кабина отделилась от нее и стала падать. В этот момент, как показала кинопленка, мыши пришли в замешательство. Обезьяны были перед стартом анестезированы (усыплены), но их электрокардиограммы, как и кардиограммы мышей, почти не отличались от контрольных, полученных за день, до полета и через день после него. На определенной высоте раскрылся парашют кабины, и она благополучно приземлилась. Как только обезьян выпустили из нее, одна быстро и с аппетитом съела предложенный ей банан.

Для этих испытаний были специально выбраны молодые; обезьяны, но не потому, что молодые животные обладают большей выносливостью. Если бы экспериментаторы взяли старых обезьян и одна из них околела по прошествии нескольких месяцев, то возникли бы бесконечные споры о том, является ли это следствием данного эксперимента или нет. В дальнейшем эти обезьяны в течение ряда лет демонстрировались в зоологическом саду в Вашингтоне¹.

В то время, когда сообщалось об опыте с обезьянами, братья Хаберы, сотрудники отдела астромедицины профессора Штругольда, сообщили на собрании Ассоциации специалистов авиационной медицины, что нашли возможность создать для человека условия невесомости на очень короткий отрезок времени. Для этого они предлагали использовать момент выхода скоростного самолета из пикирования, когда самолет движется по кривой, очень похожей на параболу. Пока самолет находится на участке параболы, который на рис. 65 изображен в центре, пилот должен испытывать состояние невесомости (нулевое g).

Первый эксперимент такого рода был проведен летчиком Чарльзом Егером. По словам Егера, он испытывал в момент выхода из пикирования такое чувство, будто его посадили на большой шар, вращающийся одновременно в нескольких направлениях. Он заметил, что карандаш, лежавший на приборной доске, поднялся и висел в воздухе в течение всего маневра. Егер прервал опыт примерно через 13 секунд, увеличив подачу горючего в двигатель самолета. Рассказы других летчиков, повторивших опыт Егера, носили еще более неопределенный характер. Однако отдел астромедицины продолжил эти эксперименты, подытоженные впоследствии на конгрессе в Риме сотрудником профессора Штругольда доктором Гератеволем.
Рис. 65. Параболический полет

В докладе Гератеволя, в частности, приводились следующие данные.

Состояние невесомости было достигнуто при полете на самолете «Локхид» Т-33 с реактивным двигателем J-33A-35, развивающим при движении по параболической кривой тягу 2080 кг. Были проведены два летных маневра: при первом удалось создать перегрузку в 3 g, а затем достичь нулевого g в течение 25-30 секунд; при втором маневре состояние невесомости продолжалось 10-15 секунд без заметного увеличения ускорения до и после этого периода. В общем все доклады, полученные от лиц, прошедших испытания, можно классифицировать следующим образом:

1. Ощущение комфорта и удовольствия отмечено большинством испытуемых.

2. Отдельные лица, подвергнутые испытаниям, сообщали о каких-то неопределенных ощущениях движения — вроде падения, плавания, вращения или парения в воздухе.

3. Небольшая группа испытуемых сообщила, что чувствовала себя неважно и испытывала симптомы головокружения и тошноты, характерные для болезненного состояния, вызываемого движением .¹

Отсюда, очевидно, можно сделать заключение, что у разных индивидуумов чувствительность и приспособляемость к перегрузкам и состоянию невесомости колеблется в очень широких пределах. При нулевом g один индивидуум будет, вероятно, страдать от отсутствия силового рычага, в то время как другому такое положение будет очень приятно. Короче говоря, человеческий организм оказался значительно лучше приспособленным к условиям космического полета, чем предполагали несколько десятков лет тому назад самые большие оптимисты.

Вернемся теперь к проблеме, связанной с опасностью воздействия на человека космических лучей и метеоритов.

До того как ракеты Ван Аллена, запускаемые с воздушных шаров, не произвели на большой высоте измерений космической радиации, о космических лучах было известно очень мало. С помощью этих ракет удалось установить приблизительное число частиц, с которыми ракета или спутник могут встретиться на своем пути. Но было неизвестно, какое действие окажут космические лучи на живой организм. С этой целью вот уже несколько лет воздушные шары «Скайхук» парят на максимально возможной для них высоте, подвергая небольших млекопитающих, заключенных в их гондолах, воздействию космических лучей. Результаты этих опытов полностью опровергают утверждения об исключительной вредности космических лучей. На большую часть мелких грызунов однократное многочасовое пребывание у границ космического пространства не оказало никакого заметного влияния. Лишь у нескольких обнаружены небольшие участки седой шерсти, появившиеся, по-видимому, в результате поражения сильным первичным космическим излучением. Многое, разумеется, еще остается невыясненным, однако сейчас уже почти никто не боится подвергнуться воздействию космических лучей в течение нескольких дней.

Метеорная опасность значительно серьезнее, чем опасность космических лучей, но она также была явно преувеличена. Обычно широкая публика имеет представление о метеоритах только по тем образцам, которые демонстрируются в планетариях и музеях. Естественно, это «лучшие» образцы и весят они немало: от сотни килограммов до нескольких десятков тонн, Поэтому не приходится удивляться, когда непосвященный человек, полагающий, что каждый метеорит весит по крайней мере около 2 кг, спрашивает: «А что будет с экипажем, если в корабль попадет метеорит?»

Такому человеку всегда приходится объяснять, что вопрос о метеорной опасности заключается не столько в том, что будет с экипажем при попадании в корабль крупных метеоритов, сколько в том, будут ли такие попадания вообще иметь место. Еще в самом начале исследования этой проблемы было установлено, что вероятность такого столкновения крайне незначительна. Например, в 1866 году наблюдалось падение так называемых «Леонидов» — метеоритов, пересекавших орбиту Земли довольно плотным потоком. Когда же плотность этого потока была тщательно измерена, то оказалось, что даже самые плотные его части были сравнительно «пустыми». Так, минимальное расстояние между двумя частицами составляло более 110 км.

В 1928 году директор гамбургской обсерватории профессор Графф указал, например, что даже в очень плотных метеорных потоках на 100 км³ пространства вряд ли найдется хотя бы одна частица весом около 1 кг. Что же касается крупных метеоритов, то опасность столкновения с ними сводится к нулю.

Первые близкие к истинным цифры, характеризующие интенсивность падения метеоритов на Землю, были даны в 1941 году профессором Уотсоном в книге «Между планетами». В 1946 году ученый Гриммингер провел на основе цифр Уотсона прекрасное теоретическое исследование вероятности столкновения метеоритов с телом, находящимся вблизи Земли.

По данным Уотсона, на Землю ежедневно падает 28 000 метеоритов диаметром 12 мм и сравнительно небольшое количество более крупных метеоритов. Если же принять для среднего метеорита диаметр 1,1 мм, то общее число их увеличится до 75 миллионов. Метеорит такого размера астрономы называют метеоритом 5-й величины; его можно видеть ночью невооруженным глазом. Чем меньше метеориты, тем о ни, конечно, многочисленнее; так, общее число падающих на Землю метеоритов 30-й величины (диаметр — 0, 0005 мм)ежедневно составляет 75·10¹⁶. Песчинки очень мелкого песка могут быть отнесены по размерам к 15-й величине, а мельчайшие частицы самой лучшей глины — к 25-й. 30-ю величину метеоритов принято считать пределом по очень простой причине: любая меньшая частица будет выталкиваться из солнечной системы под давлением солнечных лучей. Конечно, размеры спутника не идут ни в какое сравнение с размерами Земли, которая вместе с атмосферой представляет собою шар диаметром около 12 800 км и имеет очень большое гравитационное поле. Даже такой спутник, который весил бы 10 т, все равно оставался бы «невидимым» в сравнении с Землей, а его теоретическое гравитационное поле практически не имело бы ровно никакого значения.

Для своих расчетов Гриммингер условно принял площадь поверхности спутника равной 92 м², что в действительности намного превышает площадь рассматриваемого корабля. Вычисления показали, что тело, имеющее поверхность площадью в 92 м², каждые 3, 5 часа будет сталкиваться с метеоритом 20-й величины. Если учесть все метеориты этой и еще большей величины, то можно утверждать, что столкновения будут наблюдаться в среднем через каждые 2 часа.

Диаметр метеорита 20-й величины равен 0, 01 мм, поэтому практически никакого влияния на тело он оказать не сможет. Метеорит 10-й величины имеет диаметр 0, 25 мм, но частота встреч с такими метеоритами ничтожно мала: одно столкновение за 33 800 часов. Учитывая все метеориты этой и большей величины, можно сказать, что одно столкновение будет отмечаться в среднем каждые 20 400 часов (2 года и 4 месяца). Одно попадание метеорита 8-й величины (0, 5 мм в диаметре) будет происходить через каждые 15, а нулевой величины (диаметром около 5 мм) — через 23 800 лет.

Несомненно, что космический корабль, который выйдет на временную орбиту вокруг Земли и будет двигаться по ней, скажем, в течение 24 часов, встретится с метеоритными частицами, имеющими размеры самой мелкой пыли. Будет ли при этом обшивка корабля пробита ими, зависит от ее прочности и толщины. Так, например, известно, что лист дюралюминия толщиной 1 мм сможет быть пробит любым метеоритом 12-й или большей величины. Но если обшивка корабля будет изготовлена из стали толщиной 3 мм, то, для того чтобы пробить ее, потребуется метеорит 5-й величины (диаметр 1,12 мм).Сталь толщиной 12,7 мм пробьет только метеорит нулевой величины (диаметром 5,2 мм).

Однако нет никакой необходимости делать обшивку космических ракет столь тяжелой. Профессор Уиппл в своей лекции в Американском астрономическом обществе в сентябре 1946 года предложил следующее оригинальное решение этой задачи.

«Когда метеорит сталкивается с листом металла одинаковой с ним толщины, происходит взрыв, при котором метеорит и соответствующее количество металла обшивки испаряются и ионизируются. Это приводит к необходимости создания своеобразного «метеорного амортизатора» из листового металла толщиной в 1 мм. Такой «амортизатор» ослабляет пробивную силу метеорита в несколько раз большего, чем метеорит 8-й величины».

До сих пор мы говорили о десятитонном спутнике, который представляет собой космический корабль, способный на некоторое время выйти на орбиту вокруг Земли. Создание же десятитонного корабля-спутника явится вступлением к запуску в космос стотонного спутника, или обитаемой межпланетной станции.

В недалеком будущем, возможно уже в следующем десятилетии, будет созвана международная конференция по космическим полетам. Она будет отличаться от всех других подобных конференций тем, что большинство ее делегатов будут составлять юристы разных стран. Основной проблемой этой конференции явится вопрос о границе, отделяющей космическое пространство от земной атмосферы. Весьма вероятно, что этой границей будет выбрана высота в 250 км.

Узаконенная граница космического пространства необходима, поскольку представители различных наук все еще не могут прийти по этому вопросу к единому мнению. Минимальное значение той высоты, где начинается космическое пространство, предлагается врачами. Отдел астромедицины принял для обозначения этой высоты специальный термин — «пространственно-эквивалентная высота». В численном выражении она составляет около 18000 м. Причина выбора такой сравнительно малой величины, по убеждению медиков, заключается в следующем: для большинства людей пребывание на высоте первых 3000 м не требует никаких специальных мер предосторожности. Более того, для них высота может быть свободно увеличена до 4500 м. Но некоторые люди начинают испытывать признаки так называемой горной болезни уже на высоте 3000 м. Поэтому военно-воздушные силы США используют для дыхания на высоте 2400 м и выше дополнительный кислород. Этим обеспечивается большая безопасность летного состава.

На высоте 7600 м человек еще может дышать при условии, что он достаточно натренирован и привык к низкому давлению, а также что давление снижется постепенно. Человек, внезапно попавший в условия, соответствующие высоте 7600 м над уровнем моря, теряет сознание через 3-4 минуты (этот отрезок времени назван «временем полезного сознания»), в течение которых он может сознательно выполнить какие-то действия. При увеличении высоты еще на 1500 м «время полезного сознания» сокращается до одной минуты. На высоте 15000 м оно колеблется между 10 и 18 секундами в зависимости от предварительной тренировки и опыта. Далее, на этих высотах к фактору потери сознания присоединяется еще один, пожалуй, не менее серьезный фактор. Известно, что, будучи поднята на высокую гору, вода кипит при пониженной температуре; вообще говоря, точка кипений всякой жидкости падает по мере снижения атмосферного давления. На высоте около 18000 м это давление понижается так, что жидкость, содержащаяся в теле человека (кровь, лимфа и т.д. ), начинает закипать при температуре 36,6°С. Смерть наступает через несколько минут. Принято считать, что поскольку человек, находящийся на высоте 18 000 м, умрет по той же причине и в тот же промежуток времени, что и на расстоянии 180 000 км от Земли, постольку высота в 18 000 м и является с медицинской точки зрения «пространственно — эквивалентной высотой».

Что же касается инженера, то для него пространство, начинающееся на высоте 18000 м, не является космическим. На этой высоте еще могут летать самолеты даже с воздушно-реактивными двигателями — турбореактивными или прямоточными. И хотя кабина любого самолета, предназначенного для полетов на высоте более 15 000 м, должна строиться как кабина космического корабля, однако сам летательный аппарат может сохранять вид самолета. С точки зрения авиационного инженера космическое пространство начинается либо на высоте, где перестают работать воздушно-реактивные двигатели (на 6000-9000 м выше медицинской «пространственно-эквивалентной высоты»), либо на высоте, на которой даже при очень высоких скоростях полета несущие плоскости уже не создают достаточной подъемной силы. Мы пока не знаем точных значений этой высоты, но ориентировочно можно считать ее равной 36 000 м.

Характерно, что для физика даже эта высота не является границей космоса. В некоторых отношениях он только здесь и начинает по-настоящему интересоваться атмосферой, а границу переносит на высоту 160-200 км, вызывая возражения со стороны радиоспециалистов, которые наблюдают отражение радиоволн определенной длины от более высоких слоев атмосферы F₁ (на высоте 240 км) и F₂ (на высоте 480 км). Мнение радистов разделяют и специалисты, изучающие явления, связанные с полярными сияниями, которые упорно включаются этой отраслью науки в рубрику атмосферных явлений.

Сказанное выше позволяет сделать вывод, что прийти к какому-то единому мнению научным путем невозможно. Однако проведенная недавно с этой целью дискуссия имела положительное значение уже хотя бы потому, что поставила перед инженерами, проектирующими космические корабли, целый ряд конкретных задач и требований.

Космический корабль должен иметь полностью герметичную, а не герметизированную кабину и приводиться в движение не зависящим от атмосферного воздуха двигателем. Он должен иметь крылья, необходимые при посадке. Стенки его корпуса должны предохраняться метеорным амортизатором там, где, согласно конструкции, нет нужды в двойной стенке, например в отсеке топливных баков, где сама стенка бака служит внутренней обшивкой и где метеорным амортизатором является корпус корабля. В жилом отсеке обшивка корабля должна иметь такую толщину, чтобы под воздействием космических лучей не создавалось слишком интенсивного вторичного излучения.

В настоящее время на базе ВВС Рэндольф уже создан опытный образец полностью герметичной и достаточно массивной кабины. При испытаниях с человеком внешний воздух в нее совершенно не поступает, а имеющийся внутри — постоянно очищается, охлаждается и восстанавливается путем удаления из него углекислого газа и других примесей. Свежий кислород подается из источника, находящегося внутри кабины. Опыты, проведенные на добровольцах, показали, что человек может оставаться в герметической кабине в течение 24 часов, то есть именно то время, которое экипаж проведет в кабине первого космического корабля, вышедшего на орбиту вокруг Земли.

Выход космического корабля на орбиту вокруг Земли и посадка его после нескольких полных оборотов будет огромным научно-техническим достижением. Одновременно это явится прекрасным испытанием реакций пилота и надежности оборудования. Но все это будет иметь сравнительно небольшую научную ценность, ибо к тому времени большинство научных проблем, связанных с движением тела по орбите, не очень удаленной от Земли, будет решено с помощью автоматических искусственных спутников. Тем не менее этот эксперимент должен обязательно предшествовать первому полету корабля с экипажем.

Рассмотрим теперь проблему, связанную с возвращением пилотируемого космического корабля в атмосферу и его приземлением. Находясь на постоянной орбите, корабль будет двигаться по ней вокруг Земли до тех пор, пока какая-то сила не будет приложена для вывода его с орбиты. Для этого нужно, чтобы пилот включил ракетный двигатель корабля, используя специально предусмотренное на этот случай резервное топливо. Если бы снижение и посадку нужно было совершить в определенное время, тогда пришлось бы разворачивать корабль так, чтобы его хвостовая часть оказалась впереди. Но это не обязательно, поскольку угол наклона продольной оси корабля при обращении вокруг Земли остается постоянным. В силу этого во время каждого оборота на каком-то участке орбиты ракетный двигатель будет направлен по ходу движения корабля, то есть окажется «впереди» (рис. 66). Здесь-то и должен быть включен двигатель.

Рис. 66. Положение пилотируемого космического корабля на орбите и его возвращение на Землю.
Для вхождения в атмосферу пилот включает ракетный двигатель в точке А, и спустя примерно 50 минут ракета оказывается в верхних слоях атмосферы (точка С), откуда начинается сверхзвуковое планирование (показано пунктиром). Движение ракеты противоположно направлению вращения Земли.

По мере замедления скорости корабля он сойдет с орбиты и начнет двигаться по спирали, приближаясь к Земле. Если корабль до вхождения в атмосферу пройдет половину пути вокруг Земли по этой спирали, он войдет в атмосферу носовой частью (рис. 66), после чего начнется длительное сверхзвуковое планирование с постепенным гашением скорости.

Представим себе теперь, что еще до того как пилот включит тормозящий двигатель, с корабля будет сброшен какой — либо предмет. Совершенно ясно, что этот предмет останется на орбите. При очередном полете можно доставить сюда еще один предмет и т. д. На этом принципе, собственно, и основана идея доставки отдельных деталей в космос для постройки там крупногабаритного искусственного спутника Земли или обитаемой межпланетной станции.

О межпланетной станции с экипажем в свое время писал профессор Оберт, который подсчитал, что ракета, имеющая на борту двух человек, должна будет весить по меньшей мере 400 т. «Если ракеты крупных размеров, — писал Оберт, — будут обращаться вокруг Земли по кругу, они будут вести себя подобно маленьким лунам. Отпадет необходимость проектировать их с расчетом на посадку. Связь между ними и Землей сможет поддерживаться с помощью меньших ракет. Крупные ракеты — наблюдательные станции — можно будет строить прямо на орбите. Во избежание нежелательных последствий, вызываемых состоянием невесомости, придется соединять две такие ракеты-станции тросами длиной в несколько километров и заставлять их вращаться относительно друг друга»¹.

Оберт рассмотрел и несколько возможных назначений межпланетных станций. При наличии на борту такой станции мощных приборов наблюдения можно будет весьма детально изучить географию Земли и осуществлять связь между теми районами и пунктами на Земле, которые не имеют проводной связи. В качестве средства связи Оберт предлагал использовать системы зеркал, отражающих солнечный свет в нужном направлении. Использование этих станций в военно-стратегических целях заключалось, по Оберту, в разведке местности и противника.

Кроме того, Обертом высказывалась очень оригинальная мысль о «перераспределении» солнечной энергии на земной поверхности путем отражения солнечных лучей от огромных зеркал-спутников, управляемых с Земли (рис. 67). Если поместить такое зеркало на орбиту, плоскость которой составляет с плоскостью вращения Земли угол в 90°, то отражающая поверхность (зеркало) окажется наклоненной относительно лучей солнца под углом 45°. Соответствующей регулировкой положения этого состоящего из отдельных граней зеркала Оберт предлагал концентрировать отраженный солнечный свет в нужных пунктах Земли, рассеивать его на больших площадях или направлять мимо Земли. Таким способом Оберт надеялся держать свободными ото льда морские пути на Шпицберген и в порты Северной Сибири.

С помощью рассеянного отражения солнечного света зеркалом диаметром 100 км можно было бы сделать огромные районы Севера пригодными для заселения, а в средних широтах — предотвращать внезапные понижения температуры весной и осенью и не допускать заморозков ночью, сохраняя целым странам возможность получать неизменно богатые урожаи овощей и фруктов.

Межпланетная наблюдательная станция может быть использована и в качестве заправочной станции. Если защитить водород и кислород от солнечной радиации, их можно хранить любое время в твердом состоянии. Ракете, заправленной на станции, не нужно будет преодолевать сопротивление воздуха. Поэтому она может иметь небольшую начальную скорость для выхода за пределы гравитационного поля Земли. Кроме того, сама станция, а следовательно, и заправляющаяся на ней ракета уже имеют скорость примерно 6 км/сек.

Можно, наконец, соединить большую сферу из металлического натрия, собранную и заправленную топливом на орбите, с небольшой прочной ракетой, которая будет двигать ее вперед и расходовать топливо. Такой аппарат позволит без труда осуществить полет на другую планету. Там, отсоединившись от сферы, ракета совершит посадку, а сфера с топливом останется на орбите в качестве спутника этой планеты. Затем ракета снова поднимется, выйдет на орбиту сферы и соединится с ней, чтобы возвратиться на Землю.

Таковы были взгляды Оберта в 1923 году. Шесть лет спустя появилась еще одна книга, целиком посвященная межпланетным станциям. Автором ее был австриец Поточник, писавший под псевдонимом Герман Нордунг. Он попал в немилость немногочисленных в то время специалистов в области ракетной техники благодаря целому ряду странностей. Первой из них был довольно фантастический метод расчета общей эффективности ракеты, второй — упорное нежелание отвечать на письма членов «Немецкого ракетного общества». Нордунг настаивал на том, что межпланетную станцию следует вывести на орбиту с периодом обращения в 24 часа. Это снижало ее ценность примерно на 75%, так как в подобных условиях станция могла бы вести наблюдение только за одним полушарием Земли, и то с трудом из-за слишком большого расстояния.

У Нордунга действительно был ряд интересных идей, но каждая из них имела какой-нибудь недостаток. Станция, предложенная Нордунгом, должна была состоять из трех отдельных частей, соединенных друг с другом воздушными шлангами и электрическими кабелями. Этими частями являлись «жилое колесо», «помещение с силовой установкой» и «обсерватория». Первое представляло собой конструкцию в форме колеса диаметром около 30 м, вращающегося вокруг своей оси для создания центробежной силы, которая компенсировала бы отсутствие силы тяжести. Ступица «жилого колеса», вращающаяся в противоположном направлении, выполняла бы функцию воздушной камеры. Энергию Нордунг намеревался получать от Солнца с помощью зеркал и паровых труб с конденсаторными трубками, помещенными сзади зеркала (рис. 68).

Наряду с этими, в основном правильными, мыслями в проекте Нордунга имелся ряд принципиальных ошибок. Так, например, боясь «холодного» космического пространства, Нордунг превратил стекла иллюминаторов в выпуклые линзы для собирания солнечного света в помещении. Больше того, у каждого иллюминатора с внешней стороны укреплялось специальное зеркало для усиления солнечного света, падающего на линзы. Далее, Нордунг предлагал вращать «жилое колесо» со скоростью один оборот за 8 секунд с тем, чтобы обеспечить по краям «колеса» полную имитацию силы тяжести, то есть создать ускорение порядка 9, 81 м/сек². Между тем вполне достаточным было бы ускорение 3, 27 м/сек², поскольку основное назначение искусственной силы тяжести состоит в том, чтобы поставленные вещи оставались на своем месте. Если задаться величиной ускорения силы тяжести в три раза меньшей земного, то можно будет значительно облегчить станцию и удешевить доставку ее деталей на орбиту.

Рис. 68. «Жилое колесо» Нордунга

Вторая часть-«обсерватория»-подробно не описана. Нордунг только указал, что по форме она будет напоминать цилиндрический котел и иметь все необходимые для работы приборы. Нагреваться она должна была воздухом необходимой температуры, поступающим в нее по гибкому шлангу. Электрический кабель из «жилого колеса» обеспечивал приборы энергией. Силовая установка Нордунга представляла собой большое параболоидное зеркало с рядом паровых труб, свернутых спиралью в его фокусе.

Незадолго до появления книги Нордунга журнал «Ди ракете» опубликовал несколько статей Пирке о космической станции. В отличие от книги Нордунга эти статьи не содержали предложений относительно конструкции станции, но в них было собрано много весьма интересных фактов. Пирке начинал свои рассуждения с анализа некоторых характеристик космического корабля, предназначенного непосредственно для полета на другую планету. Он исходил из предположения, что корабль полетит на Марс и что имеется топливо, обеспечивающее скорость истечения газов порядка 4000 м/ сек.

Теоретически вполне возможно добиться такой скорости, используя химические топлива, но даже сейчас, три десятилетия спустя, создание такого топлива все еще является нерешенной проблемой. Естественно, корабль был бы весьма крупным и очень тяжелым, но Пирке это не беспокоило, так как он хотел доказать, что подобный корабль даже в исправном состоянии, вероятно, вообще не сможет оторваться от Земли. Почему? Да потому, что при старте в течение первой секунды должно было бы сгорать 105 т топлива. Чтобы показать, в какие размеры все это выльется, Пирке рассчитал ракетный двигатель с начальным расходом топлива 105 т в секунду. Площадь критического сечения сопла этого двигателя должна была составлять 148, 8 м², а площадь выходного сечения — около 1500 м².

Этот расчет убеждал каждого, что непосредственный старт на другую планету не может быть осуществлен даже при использовании «сверхтоплива». Каким же образом предлагал Пирке вывести корабль на орбиту вокруг Земли? Будучи щедрым в своих допущениях и исходя из скорости истечения 4000 м/сек, он определил, что относительная масса ракеты, предназначенной для этой цели, должна быть 68: 1. Поэтому он считал необходимым использовать двухступенчатую ракету с мощным стартовым ускорителем. По его мнению, максимальный расход топлива при старте такого корабля составил бы около 1,5 т в секунду. Это позволяло вывести космический корабль на орбиту и постепенно накопить там запасы топлива, правда весьма дорогой ценой, — расходуя 68 т топлива на каждую тонну груза, доставленного на орбиту.

Цифры, приведенные Пирке, ясно показали, что создание космической станции совершенно необходимо для осуществления полета на ближайшую планету и что выполнить первую часть этой задачи фактически будет гораздо труднее, чем последующую. Как это всегда бывает, первый шаг оказывался и самым тяжелым. Пирке назвал это «парадоксом космонавтики». Статьи Пирке привели к тому, что «наблюдательная станция» была вытеснена концепцией «космического порта».

Чтобы как-то сохранить функцию наблюдения, Пирке разработал станцию тройного назначения. Она должна была состоять из «внутренней» станции, рассчитанной для наблюдения (она имела круговую орбиту и период обращения 100 минут), «внешней» станции, или «космопорта» (период обращения по круговой орбите-200 минут), и «транспортной» станции (период обращения по эллиптической орбите-150 минут), с помощью которой должна была осуществляться связь между всеми частями этой системы.

Еще один проект космической станции был выдвинут фон Брауном — в период разработки им «проекта Марс», основной целью которого было исследование возможности полета на Марс при использовании химических топлив. О самой космической станции было сказано очень немного. В вышедшей в свет в 1951 году книге Джона Марбергера о проблемах космической медицины был опубликован рисунок — он, вероятно, был первой схемой проекта фон Брауна — центральной, почти цилиндрической конструкции с воздушной камерой и двумя отходящими от нее спицами. Эти спицы соединяют ступицу с ободом, представляющим собой правильный двадцатиугольник. Большое параболическое зеркало на балках от ступицы должно было концентрировать солнечный свет и направлять его на котел, укрепленный над ступицей.

Несколько позже в книге «Через границу космоса» (См. Rуаn С. Across the Space Frontier, Viking Press, New York, 1952.) был опубликован новый вариант уже не многоугольной, а круглой (кольцевой) космической станции. Чтобы обойтись без конденсорного зеркала, которое обеспечивало станцию энергией, вращающееся в противоположную сторону параболическое зеркало было превращено в зеркальный «лоток». Внешне вся конструкция сильно напоминала «жилое колесо» Нордунга.

Авторы редакционных статей, литературные критики и даже инженеры, не являющиеся специалистами ракетного дела и астронавтики, имеют обыкновение рассматривать детали подобных проектов слишком конкретно. Для них космическая станция, выполненная в форме колеса, так же как и ее вращение с целью создания искусственной силы тяжести, — понятия вполне определенные. Не менее конкретен и метеорный амортизатор для защиты станции от космической пыли. Но когда утверждается, что этот амортизатор может быть расположен в 5 см от внешней обшивки станции и изготовлен из дюралюминиевых листов толщиной 0, 5 мм, все указанные выше люди пускаются в дискуссии и вносят свои предложения об улучшении. Может быть, один из исследовательских проектов, разрабатываемых в настоящее время, покажет, что цинк, например, обеспечивает лучшую защиту при заданном весе, чем дюралюминий. В этом случае метеорный амортизатор будет сделан из цинка. А если предварительные исследования покажут, что расстояние в 12 см более эффективно, чем расстояние в 5 см, тогда амортизатор будет установлен в 12 см от обшивки.

Эти замечания сделаны потому, что однажды мне пришлось вести долгий и ненужный спор на эту тему. Дело в том, что у Брауна первоначально возникла идея построить космическую станцию из эластичной пластмассы, с тем чтобы облегчить ее доставку на орбиту по секциям в разобранном состоянии. Позднее ему указали, что для повышения прочности к пластмассе должны быть добавлены нейлоновые нити. В споре же, навязанном мне, мои оппоненты утверждали, что пластмассу нужно обязательно усилить, но не нейлоновыми нитями, а тонкой металлической проволокой. Может быть, это действительно так — я не знаю и уверен, что фон Браун тоже не знает, да и вряд ли вообще кто-нибудь знает это точно. Важно здесь другое — идея постройки космической станции из разборных пластмассовых секций.

Станция эта должна будет иметь диаметр около 75 м. Жилой обод станции предполагается сделать двух— или трехэтажным. Станция получит вращение для создания искусственной силы тяжести в ⅓ g. Этим будет уменьшен вес конструкции и аппаратуры. По этой же причине атмосфера внутри станции не будет такой, как атмосфера на земле. Например, давление можно будет снизить наполовину по сравнению с давлением на уровне моря, но зато поднять содержание кислорода, чтобы при вдохе легкие получали нормальное его количество, несмотря на пониженное давление.

Пониженное давление само по себе позволяет значительно уменьшить вес станции, но еще большая экономия в весе (примерно на 12 т) достигается заменой азота атмосферного воздуха гелием. Еще одной причиной использования гелия вместо азота воздуха является опасность декомпрессии, то есть снижения давления воздуха внутри станции. Декомпрессия может наступить в результате столкновения станции с метеоритами, способными пробить отверстие в ее обшивке. Люди, подвергнутые декомпрессии, могут заболеть так называемой кессонной, или водолазной, болезнью. Эта болезнь, иногда кончающаяся смертельным исходом, характерна тем, что атмосферный азот, обычно растворенный в тканях и в крови, при понижении давления воздуха выделяется из раствора, образуя пузырьки. Кровь, как говорят, «закипает».

В отличие от азота гелий обладает повышенной химической инертностью. Он также растворяется в крови и тканях, но в значительно меньшем количестве, чем азот. При замене азота воздуха гелием процесс образования пузырьков в крови ослабевает. Этот факт уже неоднократно подтверждался испытаниями водолазов, когда их поднимали на поверхность воды быстрее, чем обычно.

Вопреки более ранним предположениям, космическая станция не нуждается в обогреве, вместо этого достаточно будет оборудовать ее установкой для кондиционирования воздуха. Даже при окраске станции в белый цвет она будет поглощать большое количество солнечной энергии. Кроме того, когда станция окажется между Солнцем и Землей, последняя явится для нее гигантским рефлектором, отражающим дополнительную тепловую энергию. Добавьте к этому тепло, выделяемое электрическими двигателями, и вы поймете, почему гораздо выгоднее применять кондиционирование воздуха.

Энергию, необходимую для космической станции, будет поставлять не Солнце, как это предусматривалось вначале, хотя солнечная энергия в космическом пространстве является, конечно, самым дешевым и надежным видом энергии. Однако оборудование для превращения ее в электрический ток слишком громоздко. Атомный реактор, дающий такое же количество энергии, будет, по крайней мере, на несколько тонн легче. Он может быть размещен на конце башни, основанием которой служит ступица «жилого колеса», и надежно защищен со стороны станции большим щитом.

В предварительном проекте фон Брауна весьма оригинально решена проблема использования продуктов отхода. Каждому члену экипажа космической станции необходимо определенное количество жидкости (свыше 4 л в день). Но, потребляя воду, организм человека не может не выделять ее различными физиологическими путями; при этом почти половина ее выделяется через мочеполовой тракт и кишечник, а другая половина -за счет испарения через кожу и легкие. Процентное соотношение этих выделений зависит от температуры окружающего воздуха. При повышенной температуре выделение влаги идет главным образом за счет испарений через кожу. Удалить эту воду из воздуха можно путем сильного охлаждения воздуха. В результате пары воды конденсируются, а затем, после очистки, используются для бытовых целей (мытье, стирка белья и т. д.).

Запас воды для бытовых нужд способствует равномерному распределению массы по всей станции. Дело в том, что вращающаяся космическая станция очень чувствительна даже к таким незначительным перераспределениям массы, как перемещение человека из одного угла каюты в другой. Особенно сильное перераспределение массы наступает в конце каждой вахты, когда люди проходят по коридорам из спальных комнат или столовой в рабочие помещения для смены тех, чье дежурство окончилось.

Перераспределение массы заставляет центр тяжести станции смещаться, что при вращении может вызвать опасные напряжения. Для устранения этой опасности вода для бытовых нужд должна храниться в баках под полом всех отсеков. Специальный датчик колебаний, чувствительный к малейшим изменениям искусственной силы тяжести, приведет в действие электрические реле при любом смещении центра тяжести. Реле подадут ток к приводам насосов соответствующих баков, из которых часть воды переместится в другие баки, компенсируя тем самым возникшее перераспределение массы.

Нельзя пренебрегать также и некоторыми другими отрицательными факторами, влияющими на равномерность движения станции по орбите.

Перед тем как перейти к описанию ракетных кораблей, с помощью которых будут строиться и обеспечиваться всем необходимым космические станции, следует хотя бы вкратце упомянуть о последней составной части станции — «обсерватории». Она не будет выполнена в одном блоке со станцией, и объясняется это не только необходимостью устранить постоянное вращение, которое должна иметь сама станция, но главным образом тем, что телескоп обсерватории должен иметь широкий сектор наблюдения, не ограниченный теми или иными деталями станции. Следовательно, «обсерваторию» лучше всего сделать автономным спутником, вращающимся вокруг Земли на небольшом расстоянии от космической станции. На «обсерватории», как правило, не будет людей, а ее фототелескоп будет управляться дистанционно со станции. Только время от времени кто-нибудь будет высаживаться на «обсерваторию», чтобы забрать экспонированные пленки и перезарядить кассеты.

Возможны два способа, с помощью которых человек может попасть со станции на «обсерваторию». Первый из них предполагает использование небольшой шарообразной ракеты размером с легковой автомобиль, на концах которой установлено по одному двигателю. На орбите значительные расстояния могут преодолеваться при очень малом расходе топлива. Если использовать, скажем, такое количество пороха, какое содержится в пистолетном патроне, то наше «космическое такси» сможет довольно легко покрыть расстояние в 8 км.

Когда «такси» подойдет к «обсерватории», его водитель должен будет включить второй двигатель для торможения. Если нужно покрыть это расстояние в кратчайший срок, следует выключить задний ракетный двигатель уже на половине пути, а затем включить передний. Для того чтобы водитель «такси» мог во время такого путешествия обходиться без специального костюма, космическая станция и «обсерватория» должны иметь герметические приемные камеры, наполненные воздухом.

Второй способ требует применения специального защитного космического костюма-скафандра. Задача создания космического скафандра очень трудна, ибо его нужно сделать таким, чтобы он выдерживал внутреннее давление воздуха, необходимое человеку для работы в нем. Кроме того, человек, надевший космический скафандр, нуждается в интенсивном кондиционировании воздуха, так как внутренний объем скафандра очень мал. Далее, скафандр должен иметь какое-то приспособление, которое защищало бы человека от метеоритов. И, наконец, человек в скафандре должен передвигаться, для чего ему нужен двигатель. Наилучшим решением последней проблемы явится создание небольшого ракетного двигателя с тягой порядка 1 кг, смонтированного на пряжке поясного ремня. Целесообразно, чтобы этот двигатель был не жидкостным, а работал бы на сжатых газах, например кислороде и ацетилене. Может быть, химикам удастся найти какой-либо газ, который будет самовоспламеняться при соединении с кислородом. Двигатель, смонтированный на пряжке ремня, будет очень удобен, особенно в тех случаях, когда пилоту придется тормозить свое движение.

Как мы уже говорили, основная трудность создания космического скафандра заключается в необходимости поддерживать внутри него определенное давление воздуха. В настоящее время создано несколько образцов универсальных скафандров, которые внешне напоминают водолазные. Так, фон Браун спроектировал скафандр, который он назвал «бутылочным» из-за его сходства с этим предметом. Он просторен, оператор в нем привязан ремнями к специальному сиденью, на выпуклой «талии» скафандра смонтированы выдвижные механические руки-манипуляторы, снабженные приспособлениями для производства различных работ. Скафандр имеет один ракетный двигатель снизу и один сверху, но они служат только для передвижений на большие расстояния, тогда как незначительное перемещение скафандра достигается с помощью механических рук. Этот скафандр в основном предназначен для сборки космической станции на орбите.

Согласно первоначальному замыслу транспортные ракеты, предназначенные для доставки деталей станции на орбиту, должны были быть трехступенчатыми и иметь общий стартовый вес до 7000 т. Это давало возможность увеличить полезную нагрузку последней ступени до 36,5 т. Третья ступень была крылатой и могла вернуться на Землю. Величины, характеризующие маневр ракеты, изображены графически на рис. 69 (остальные данные см. в Приложении II).
Рис. 69. Траектория полета трехступенчатого ракетного корабля по теории Брауна.
Цифры показывают высоту, на которой происходит отсечка двигателей; цифры ниже поверхности Земли обозначают расстояние от точки старта

Первая и вторая ступени, рассчитанные на многократное использование, снабжались парашютами и специальными тормозящими реактивными двигателями, которые включались особым радиотехническим устройством типа радиолокационного взрывателя и обеспечивали ступеням ракеты резкое торможение на конечном участке перед падением в море. Поскольку к моменту падения обе ступени должны были представлять собой почти пустые металлические контейнеры, предполагалось, что они будут плавать на поверхности моря и легко подбираться кораблями для повторного использования.

Этот проект фон Брауна подвергся в свое время серьезной критике, причем было высказано много предложений, особенно в части возвращения на Землю первых двух ступеней ракеты. Специалисты не без оснований сомневались в успехе спасательных работ, утверждая, что эти работы будут стоить дороже самой ракеты. Вторую ступень (сухой вес менее 200 т и длина 20 м), вероятно, стоило использовать повторно. Но первая ступень (сухой вес около 1500 т и длина 36 м), очевидно, потребовала бы высылки в район ее падения специального спасательного судна, что обошлось бы довольно дорого.

Вскоре и другие специалисты ракетного дела выступили со своими проектами и предложениями. Так, например, К. А. Эрике высказал интересную мысль о том, что совсем не обязательно возвращать последние ступени транспортных ракет на Землю. Он предлагал сделать их непосредственными носителями груза, своего рода контейнерами, собранными из легких, но прочных деталей. Это позволяло значительно увеличить перевозимый груз. Правда, такие беспилотные грузоносители не могли бы выходить на орбиту точно в указанном месте, и тогда могло статься, что первый грузоноситель оказывался бы над Кейптауном, а второй пусть и на той же орбите, но над Мозамбикским проливом. Эту проблему можно было решить, создав два типа транспортных ракет: пилотируемых и беспилотных. Трудно ожидать, что, управляя ракетами с Земли, удастся привести их в одно место, но управление, осуществляемое с одной из ракет, позволит это сделать. Первая транспортная ракета, направленная на орбиту, будет иметь экипаж, который в дальнейшем и возьмет на себя эту задачу, но с тем условием, что он проведет на орбите не более 24 часов.

Когда космическая станция будет собрана и подготовлена для заселения, экипаж сможет жить на ней и выполнять свои работы в течение более продолжительного времени.

Вернер фон Браун принял это предложение и пошел ещё дальше. Считая, что основной задачей экипажа пилотируемой ракеты является сведение всех транспортных ракет в одно место, он отказался от какой-либо лишней нагрузки для пилотируемой ракеты, кроме экипажа. В связи с этим общие размеры ракет могли быть значительно уменьшены. Далее, фон Браун решил, что пилотируемые и беспилотные ракеты следует сделать стандартными, за исключением последней ступени. Характеристики ракет по новому варианту проекта даны в Приложении II.

Но к решению этой проблемы можно подойти и с другой стороны. По первому варианту проекта фон Брауна запуск ракет должен был осуществляться над океаном, что в известной степени обеспечивало спасение и повторное использование первой и второй ступени. На 9-м ежегодном конгрессе Американского ракетного общества, проводившемся, в Нью-Йорке с 30 ноября по 3 декабря 1954 года, Даррел Ромик из отдела аэрофизики, фирмы «Гудиэр Эркрафт» выступил с докладом, который он подготовил совместно со своими коллегами Р. Найтом и Дж. Ван Пелтом. Этот доклад вызвал среди делегатов конгресса самую широкую дискуссию.

Проект, изложенный в этом докладе, был сразу же назван «планом Ромика». Предполагалось, что основная ракета будет, как и у фон Брауна, трехступенчатой, но каждая ступень будет иметь крылья и управляться пилотом. Пуск ракет планировался с суши, например с испытательного полигона в Уайт Сэндз, причем все ступени были приспособлены для совершения посадки. Стартуя с полигона в Уайт Сэндз, первая ступень приземлялась в 500 км к востоку от стартовой позиции в намеченном заранее районе, где для этого должна была быть построена посадочная полоса. Вторая ступень совершала посадку в районе Нового Орлеана; третья ступень, разумеется, выходила на орбиту.

Таким образом «план Ромика» предусматривал безопасное возвращение на Землю первых двух ступеней. Затем предлагалось, чтобы после приземления первая и вторая ступени возвращались на свою базу как обычные реактивные самолеты, для чего к их крыльям должны были подвешиваться на пилонах гондолы с реактивными двигателями, применяемыми на бомбардировщиках В-47. Это остроумное предложение вполне обеспечивало спасение первых ступеней, но увеличивало стартовый вес трехступенчатой ракеты на 2000 т.

Много соображений было высказано учеными и по поводу предложения фон Брауна выбрать для движения космической станции орбиту, удаленную от Земли на 1720 км, что соответствовало бы двухчасовому периоду обращения станции. Такое расстояние давало возможность производить фотографирование на один кадр большей части видимой земной поверхности и расходовать топлива не больше, чем его нужно было бы для вывода беспилотных спутников на низкие орбиты.

Так как инженерная мысль была сосредоточена в эту пору главным образом на пилотируемых ракетах, у ряда специалистов-ракетчиков возникла идея использования космического пространства для установления быстрейшей связи между двумя пунктами на земле. Эту же проблему решали и люди, в чью обязанность входило думать о межконтинентальных баллистических ракетах.

Первым, кто сказал, что пилотируемые ракеты можно использовать для пассажирских перевозок, был доктор Цзян, который в то время (1949 год) был профессором Калифорнийского технологического института, а позднее вернулся в Китай. Доктор Цзян выразил свою идею простой диаграммой, приведенной на рис. 70.

Ракета со стартовым весом 50 т, утверждал Цзян, должна иметь почти вертикальный старт. Через 150 секунд, на высоте 160 км, намечалась отсечка двигателя. Вершина «невозмущенного эллипса», то есть наивысшего участка траектории полета, должна была лежать на высоте 480 км над уровнем моря на расстоянии по горизонтали, вдвое превышающем эту высоту. Крылатая ракета входила бы в плотные слои атмосферы через 15 минут после старта, иначе говоря, покрыв расстояние по горизонту в 1920 км. Доктор Цзян считал, что аэродинамическое равновесие для крылатой ракеты при данной скорости наступит на высоте 43 км, после чего ракета начнет планирование, которое даст возможность ракете пролететь еще 2880 км. Посадочная скорость будет составлять 240 км/час. Весь полет, скажем от Нью-Йорка до Лос-Анжелоса, будет продолжаться не более часа, что позволит ракете прибыть в Лос-Анжелос на несколько часов раньше своего старта (по местному времени). На рис. 70 изображена траектория такого полета, но только в обратном направлении.

Рис. 70. Полет космической ракеты из Лос-Анжелоса в Нью-Йорк

Предложение Цзяна было детально проанализировано сотрудником полигона в Уайт Сэндз Гарри Стайном в его докладе, прочитанном на 11-м ежегодном конгрессе Американского ракетного общества в Нью-Йорке (26-29 ноября 1956 года). Много было сделано в последующие годы для того, чтобы корабль стал легче. Полезная нагрузка, включая пилота, приборы, систему охлаждения, кислородную аппаратуру и прочее, была доведена до 660 кг; корпус самой ракеты весил по проекту 9320 кг, топливо — 13600 кг(жидкий кислород) и 5900 кг(бензин), сжатый газ-225 кг. Таким образом, стартовый вес ракеты равнялся по проекту 29500 кг. Тяга, развиваемая ракетным двигателем, должна была составить 54 000 кг, при этом предполагалось, что стартовое ускорение будет увеличиваться от 1,83g до 5,45 g в момент отсечки двигателя. Если бы ракетный корабль поднимался почти вертикально в течение всего периода работы двигателя, то есть 90 секунд, то максимальная высота подъема была бы равна 90 км. Независимо от того, стартует ли корабль почти вертикально или наклонно, на определенном участке пассажиры испытывают в течение примерно 6 минут состояние невесомости.

Много думали о создании ракетного пассажирского корабля для путешествий на большие расстояния с использованием космического пространства и такие специалисты, как доктор Дорнбергер и К. А. Эрике (бывший сотрудник центра в Пенемюнде, долго работавший после войны вместе с Дорнбергером в фирме «Белл Эркрафт»). Результатом их работы был двухступенчатый ракетный корабль. Обе ступени представляли собой соединенные параллельно друг с другом пилотируемые ракеты с дельтавидными крыльями, причем пассажиры должны были размещаться во второй ступени
(рис. 71).

Рис. 71. Пассажирский ракетный корабль Дорнбергера

При старте одновременно включаются все ракетные установки — пять в нижней ступени и три в верхней. Три двигателя верхней ступени первое время питаются топливом из баков нижней ступени, таким образом дополнительная тяга достигается без увеличения стартового веса. Отделение ступеней происходит через 130 секунд после старта; нижняя ступень совершает посадку, а верхняя — продолжает полет. Наибольшее ускорение (3,5 g) корабль испытывает при достижении максимальной скорости — 13500 км/час, однако все пассажиры должны выдерживать его даже без предварительной тренировки. В условиях невесомости для удобства пассажиров один двигатель продолжает работать на полную мощность для того, чтобы обеспечить ускорение в 0,25 g. Максимальная высота полета составляет 44 км, а продолжительность — 75 минут.

В инженерном понимании космическая ракета ни в коем случае не является одноцелевым средством. Выше мы уже говорили о том, что космические ракеты могут использоваться для дальних перелетов, для перевозки пассажиров, а также в качестве беспилотных грузоносителей, последняя ступень которых остается в космосе для возможного последующего использования. Космической ракетой может быть названо и «космическое такси». И наконец, космической ракетой, или кораблем, явится такой корабль, который уйдет от Земли к другим планетам.

Однако если в ближайшие годы не будет открыт какой-либо совершенно новый принцип движения, то с пуском космического корабля последнего типа придется подождать, пока не будет создан и введен в действие внешний космический порт. Первым полетом такого корабля будет, конечно, полет вокруг Луны, главным образом с целью фотографирования ее с близкого расстояния. Несмотря на то, что на борту этого корабля будут находиться люди, его полет будет управляться по положению в пространстве, скорости и направлению движения персоналом и приборами внешней космической станции и в случае необходимости корректироваться счетно-решающим устройством с Земли. Первое путешествие в другой мир будет осуществлено без посадки, а поскольку кораблю не придется встречаться с какой-либо атмосферой, он не будет похож ни на какой другой корабль. Его топливные баки с метеорными амортизаторами вокруг них, ракетные двигатели, подвешенные снаружи, пассажирская кабина, защищенная метеорным амортизатором, и все прочие агрегаты будут укреплены на раскосной ферме без какой-либо внешней оболочки. Для глаза, привыкшего к земным условиям, такой корабль будет казаться просто недостроенным, но специалисту это не представится удивительным, тем более , что нет никакой необходимости расходовать топливо на доставку в космос, к месту сборки корабля, совершенно ненужной и тяжелой металлической обшивки.

Путешествие вокруг Луны при старте с космической станции займет десять дней. Одной из многих его целей будет определение подходящего места для высадки последующей экспедиции на Луне. Существует несколько разных мнений относительно состава первой лунной экспедиции. Одни утверждают, что это должна быть малочисленная экспедиция, надежно защищенная от любых вредных влияний чужого мира. Психологи считают, например, что вполне достаточным будет экипаж из трех человек. В отличие от них фон Браун говорит, что экспедиция должна включать несколько десятков специалистов в самых различных областях знаний; только такая экспедиция сможет собрать достаточные сведения о Луне, которые позволят решить, что делать дальше. Может случиться так, что Луна представит для исследователей столь незначительный интерес, что первый же полет на нее будет последним, по крайней мере до тех пор, пока не будут созданы условия для создания «лунной обсерватории» и «лунной космической базы». Для астрономов, например, идея создания обсерватории на Луне должна быть исключительно привлекательной, так как она позволяет избежать той никогда не прекращающейся борьбы, которую астрономы ведут на Земле с плотной и капризной атмосферой.

Наличие внешней космической станции дает возможность осуществить полеты и к другим планетам солнечной системы. Предполагается, что ракеты для таких полетов также будут собираться на внешней станции. Рассмотрим теперь некоторые из особенностей межпланетного полета. Совершенно очевидно, что между полетом на Луну и полетом на одну из ближайших к нам планет имеется большая разница, определяющаяся не только расстоянием. Действительно, Луна удалена от Земли в среднем на 380 000 км, а минимальное расстояние до Венеры, нашего соседа, составляет 32 млн. км. Другой наш сосед-Марс удален от земли на 56 млн.км. Однако то, что коренным образом отличает полет на Луну от межпланетного путешествия, заключается не в расстоянии. Дело в том, что Земля вместе с Луной представляют собой замкнутую планетарную систему. В определенном смысле они являются единым целым, в ракета, покрывая расстояние между ними, по сути дела преодолевает только гравитационное поле Земли и Луны. И хотя Солнце обладает несравненно большей силой притяжения, действие которого ощущается даже на расстоянии 148 млн. км, тем не менее им можно пренебречь при полете на Луну, так как и Земля, и Луна, и космический корабль будут одинаково подвержены ему, или, как выражаются астрономы, они будут находиться в одном и том же потенциале гравитационного поля Солнца. Все три объекта будут двигаться приблизительно с одной и той же скоростью по отношению к Солнцу и примерно в одном и том же направлении.

Вертикальный подъем ракеты с немедленным возвращением на Землю можно сравнить с тем, что вы поднимаетесь со своего места в железнодорожном вагоне, подходите к окну и возвращаетесь назад. Пуск ракеты на Луну подобен переходу в другой вагон одного и того же поезда. При этом не имеет значения, стоит ли поезд или идет на полном ходу, потому что ваше место, окно и следующий вагон движутся с одинаковой скоростью. Но полет на Венеру или на Марс в нашем примере был бы равноценен выходу из поезда, и тогда скорость поезда стала бы важным фактором.

Все планеты солнечной системы движутся вокруг Солнца в одном направлении и почти в одной плоскости. Только орбита планеты Плутон на самом краю солнечной системы и орбиты нескольких астероидов и комет наклонены под большим углом. Однако планеты движутся не с одинаковой скоростью; те, которые находятся ближе к Солнцу, имеют большую скорость обращения (рис. 72), которая необходима для того, чтобы оставаться на своих орбитах, то есть уравновешивать более сильное здесь притяжение Солнца.

Представим теперь, что тело, движущееся по одной из внешних орбит, то есть со сравнительно небольшой скоростью, было внезапно заторможено какой-то внешней силой. В этом случае тело не сможет удержаться на своей орбите и начнет «скользить» по направлению к центру обращения— к Солнцу. Набирая при этом скорость, тело на определенном участке снова приобретет равновесие. Наоборот, какое-либо тело, получившее еще большую скорость, будет двигаться от центра, то есть от Солнца, преодолевая его притяжение.

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).

Рис. 72. Участки орбит, проходимые Венерой, Землей и Марсом за 50 дней

«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.

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.

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

«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).

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.

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

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).

Полет на Венеру осуществляется в условиях, прямо противоположных условиям полета на Марс, так как Венера движется по орбите быстрее Земли, однако и здесь обязательным будет период ожидания на Венере или вблизи нее продолжительностью немного более 470 дней. Следовательно, весь полет на Венеру и обратно займет примерно 146+470+146=762 дня, то есть два земных года и один месяц.

Рис. 75. Полет на Марс и обратно:
Вверху слева — положение Земли и Марса (черные кружки) в начале полета космического корабля, траектория которого показана пунктиром: справа — положение в момент прибытия корабля на Марс (предыдущее положение планет отмечено белыми кружками); внизу слева-положение в момент вылета с Марса; Марс завершил часть оборота, лежащую между белым и черным кружками, а Земля сделала вокруг Солнца почти 1,25 оборота; справа-положение в момент возвращения космического корабля на Землю

Теперь рассмотрим проблему соотношения масс корабля при межпланетных полетах. В приведенной ниже таблице даны отношения масс для ракет, стартующих с Земли.

Скорость истечения газов, м/сек	Отношение масс
3000	95:1
4000	30:1
5000	15:1
10 000	4:1

Эта таблица составлена с учетом сопротивления воздуха и умеренного ускорения, которое может выдержать пилот корабля. Если нужно определить, какая первоначальная масса необходима для полета на Венеру, следует выбрать скорость истечения, взять соответствующую цифру для полета на Венеру из таблицы на стр. 327 и умножить ее на цифру для той же скорости истечения из данной таблицы. Это, конечно, весьма примитивный способ производства расчетов с точки зрения математики, но с его помощью можно быстро получить ориентировочные данные.

Полет, описанный Гоманном, протекает следующим образом: ракетный корабль стартует вертикально с Земли в произвольном направлении и удаляется от нее на 80 000 км. На этом расстоянии влияние гравитационного поля Земли столь ничтожно, что им можно пренебречь. Корабль здесь становится независимым от Земли, но все еще сохраняет ее орбитальную скорость. Стоит увеличить орбитальную скорость корабля хотя бы на 3, 2 км/сек— и он будет двигаться внутрь солнечной системы по орбите типа А. Во время подъема и выхода из сферы притяжения Земли, продолжающихся несколько дней, ракетные двигатели должны работать в общей сложности около 8 минут; для изменения орбитальной скорости корабля они включаются еще на 2 минуты. После того они не работают до тех пор, пока корабль не выйдет на орбиту Венеры. Двигаясь внутрь солнечной системы, то есть фактически «падая» по направлению к Солнцу, корабль набирает скорость; поэтому он будет двигаться даже несколько быстрее Венеры. Эта разница в скоростях должна быть урегулирована, после чего оба тела будут двигаться по одной орбите и с одинаковой скоростью. Но это будет продолжаться недолго. Гравитационное поле планеты увлечет корабль «вниз», и начнется посадочный маневр, целью которого будет погасить скорость, увеличившуюся под действием силы притяжения планеты.

Ниже приводятся все данные для шеститонного космического корабля с тремя пассажирами, каждый из которых имеет запас пищи, воды и кислорода из расчета по 10 кг на день.

Из таблицы видно, что совершить полет на Венеру легче, чем на Марс, но возвратиться легче с последнего. Конечно, цифры эти очень велики, за исключением, может быть, тех, которые соответствуют скорости истечения порядка 10 000 м/сек, но обеспечить такую скорость не может ни одно из известных сейчас химических топлив. Еще одним неприятным моментом в нашей таблице является указание на «независимость» возвращения корабля на Землю. Это означает, что топливо для обратного полета не может быть взято с собой, а должно быть получено на той планете, куда летит корабль. Здесь, сам того не сознавая, Гоманн доказал, что космический полет на химическом топливе не может быть осуществлен без космической станции.

Эффективная скорость истечения, м/сек	Необходимый стартовый вес корабля, т
	для полета		для независимого возвращения
	на Венеру	на Марс	с Венеры	с Марса
3 000 4 000 5 000 10 000	4680 1020 410 73	29 500 4 180 1 260 135	2 510 690 276 64	382 182 110 41

В том случае, если корабль не будет делать посадку на планете, он превратится в ее спутника до того момента, когда возникнут необходимые условия для возвращения (см. выше). Этот период ожидания может быть использован для фотографирования и даже картографирования планеты. Необходимый стартовый вес для шеститонного корабля при этом может быть определен по следующей таблице:

Эффективная скорость истечения, м/сек	Стартовый вес корабля, т
	Земля-Марс— Земля, с обращением вокруг планеты	Земля-Венера-Земля с обращением вокруг планеты	Специальный полёт туда и обратно
3000 4000 5000 10000	65 500 9400 3100 356	40000 6330 2160 284	46 300 6700 2160 244

Здесь снова только цифры нижней строки выглядят более или менее приемлемыми.

Последняя графа, обозначенная «специальный полет туда и обратно» нуждается в объяснении. Здесь предполагается, что корабль летит на Марс, но не делает посадки и не ждет, пока сложатся благоприятные условия для возвращения на Землю. По прошествии, скажем, нескольких недель пилот уменьшает орбитальную скорость корабля, и он начинает двигаться внутрь солнечной системы по орбите типа А. Эта орбита выводит корабль с орбиты Марса прямо на орбиту Венеры. Естественно, что при этом орбита Земли пересекается кораблем, но в тот момент, когда Земля находится в другой точке.

Венера, однако, оказывается в точке встречи, и корабль в течение некоторого времени обращается вокруг нее. Затем орбитальная скорость корабля снова увеличивается, и он выходит на орбиту типа А, направляясь к Земле. Через полтора года после начала путешествия корабль заканчивает облет обеих планет, причем в более короткое время и с несколько меньшим расходом топлива, чем это необходимо для прямого беспосадочного полета на Марс.

С помощью этих расчетов Гоманн пытался установить относительную массу и стартовый вес корабля для каждого маневра в отдельности. Общая необходимая относительная масса для конкретного полета равна, по Гоманну, произведению различных относительных масс. Оберт же, рассчитывая полеты с Земли без космической станции, использовал другой метод. Он сначала определял величину каждого изменения скорости, необходимого для различных маневров, и получал сумму всех изменений, которую он называл «идеальной скоростью» планируемого полета. Необходимая общая относительная масса определялась далее путем расчета ее для идеальной скорости при данной скорости истечения.

Хотя методы расчетов, приведенные выше, содержат некоторые допущения и не учитывают наличия космической станции, цифры, характеризующие продолжительность полёта и время ожидания, лишь немногим отличаются от цифр, полученных в последних работах, основанных на пуске корабля с космической станции. Так, например, по расчетам фон Брауна продолжительность полета на Марс составляет 260 дней, период ожидания — 449 дней, обратный полет — 260, то есть всего 969 дней.

Интересно отметить, что современная наука считает правильным, если корабль, вылетающий из района Земли в район другой планеты, не совершает на ней посадки, а выходит на орбиту спутника. Для более детального изучения планеты рекомендуется использовать специальную «посадочную ракету». Кроме того, исследование планет может осуществляться с помощью так называемых планетных зондов. Запущенный с космической станции, такой беспилотный планетный зонд может выйти на орбиту Марса или Венеры и стать их спутником. Двигаясь по достаточно низким орбитам вокруг этих планет, зонды будут передавать на Землю, а точнее, — на космическую станцию, находящуюся вблизи Земли, все собранные ими данные.

Как уже было сказано, понятие «космический корабль» стало в настоящее время очень широким. Подобно тому как все ракеты делятся на два больших класса (баллистические и крылатые ракеты), космические корабли будущего могут быть разделены на два типа. В первый войдут корабли, которым не нужно будет проникать в атмосферу планет, а во второй — корабли, преодолевающие атмосферу и производящие посадку. По внешнему виду они будут резко отличаться друг от друга. Корабли второго типа, очевидно, будут иметь крылья и обтекаемую форму; корабли первого типа будут бескрылыми и, по всей вероятности, необтекаемыми.

Рис. 76. Межпланетное путешествие по теории Гоманна

Теперь, когда мы в достаточной мере познакомились с теоретическими выкладками, естественно будет спросить, что же мешает нам сейчас осуществить космический полет, то есть имеются ли какие-нибудь специальные научные проблемы, которые пока еще остаются нерешенными, или же все дело упирается только в развитие науки и техники? Оказывается, что главным тормозом является все-таки необходимость дальнейшего совершенствования ракетной техники и всех примыкающих к ней областей науки. Что же касается некоторых нерешенных специальных проблем, то характер их таков, что они будут решены в ходе общего технического прогресса.

Например, проблема возвращения космических кораблей в атмосферу Земли все еще не может считаться решенной. Недавние исследования К. А. Эрике показали, что вхождение корабля в атмосферу и приземление его вполне возможны, если его масса достаточно мала, а размер велик. Это касается прежде всего крылатых ракет с пустыми топливными баками. Но это же исследование показало, что небольшое снижение скорости, на которой корабль входит в атмосферу с помощью тормозного ракетного двигателя не даст больших результатов. Гораздо более перспективным было бы увеличение объема корабля без изменения его массы.

Другой нерешенной проблемой является проблема влияния космических лучей на организм человека. Почти все согласны с тем, что кратковременное воздействие, измеряемое несколькими днями, не причиняет человеку почти никакого вреда. Но пока еще неизвестно, какая продолжительность воздействия будет для него опасной.

Есть и целый ряд специфических проблем, касающихся деталей проектов. Например, уже сейчас можно думать о том, каким образом осуществить регенерацию воздуха в кабине межпланетного корабля. Но еще слишком рано пытаться отыскивать окончательное решение.

Большой проблемой, которую, однако, нельзя связывать с развитием ракетной техники, является применение атомной энергии в космических кораблях. Реактивное движение, осуществляемое с помощью атомной энергии, открывает совершенно новые пути развития ракетной техники. Но пока что наши познания в области атомной энергии не обеспечивают ее применения в двигателях ракет. Эта проблема принципиально отличается от использования атомной энергии для движения подводных лодок, надводных кораблей и даже самолетов. Расщепляя тяжелые ядра атомов урана на ядра более легких элементов или превращая легкие ядра атомов водорода в более тяжелые ядра атомов гелия, мы можем сейчас лишь разрушать материю для получения энергии, которая неизменно выделяется в виде тепловой. Для корабля, подводного или надводного, этого вполне достаточно. Атомная силовая установка корабля — это реактор, который выделяет только тепло. Это тепло поглощается расплавленным металлом; металл в свою очередь превращает воду в пар, а тот приводит в движение турбину, вращающую винт.

Несомненно, что при создании кораблей и судов с атомными двигателями были решены исключительно сложные инженерные проблемы, но результатом явилась всего лишь простая замена атомным реактором топки паротурбинной силовой установки.

Можно себе представить — и по этому вопросу написано уже немало научных работ, — что ракетный двигатель мог бы работать по тому же принципу: атомный реактор создавал бы высокую температуру и нагревал рабочую жидкость, например, воду или жидкий водород. Но для того чтобы получить примерно те же скорости истечения, которые обеспечивают эффективнейшие химические топлива, потребуются такие высокие температуры, с которыми мы еще никогда не сталкивались.

Есть и другой путь использования атомной энергии для полетов в космос. Он заключается в создании так называемых «ионных ракет». Принцип действия таких ракет довольно прост: получив в атомном реакторе пар для вращения турбины, соединяют турбину с генератором электрического тока и с помощью его ионизируют рабочий газ, который истекает из сопла со скоростью, значительно превосходящей любую скорость истечения газов химического топлива.

Теоретически это вполне возможно. Но, обеспечив огромную скорость истечения ионизированного газа, мы вряд ли сможем сделать достаточной его массу. Практически это приведет к тому, что ракета с массой в несколько тонн будет иметь тягу всего лишь в несколько килограммов (в среднем по 200гтяги на тонну веса ракеты). Эта тяга будет устойчивой, и со временем такой двигатель сообщит ракете значительную скорость, но только в том случае, если корабль будет находиться уже в космическом пространстве.
Существует много планов создания «ионных ракет». Есть даже официальный проект исследования «ионной тяги». Но все это является делом будущего, и нельзя сказать точно, когда и каким образом оно будет осуществлено.

А между тем совершенствование во всех областях науки и техники продолжается неуклонно час за часом, день за днем.