Обитаемые космические станции - [11]

ЗЕМЛЯ — МАРС С ПЕРЕСАДКОЙ

12 февраля 1961 г. в Советском Союзе был дан старт первой межпланетной станции, отправившейся в сторону Венеры. В сообщении ТАСС указывалось, что выведение станции на межпланетную траекторию было осуществлено управляемой космической ракетой, стартовавшей с тяжелого спутника Земли.

1 ноября 1962 г. впервые осуществлен запуск советского межпланетного аппарата «Марс-1».

Последняя ступень усовершенствованной ракеты-носителя также вывела на промежуточную орбиту тяжелый искусственный спутник Земли, с борта которого была запущена космическая ракета на траекторию движения к планете Марс. Промежуточная орбита используется главным образом для уточнения места и времени старта межпланетного корабля по параметрам этой орбиты. Но использование спутника Земли как промежуточной станции для полета на другие планеты в ближайшем будущем может иметь значительно более глубокий смысл.

Несмотря на бурное развитие ракетной техники, полет космического корабля с экипажем не только на другие планеты, но, может быть, даже и на Луну в течение еще многих лет будет трудно осуществить непосредственно с поверхности Земли. Осуществление таких полетов потребует огромных ракет-ускорителей, мощности, размеры и стартовые веса которых трудно даже представить. В проведенных иностранными специалистами расчетах потребный вес полезной нагрузки лунного корабля с экипажем из трех человек и общей продолжительностью полета 10 суток оценивается с учетом радиационной защиты в 10,5 г (без учета веса двигателей и топлива). Для запуска с Земли такого космического корабля при современном уровне техники потребовалась бы многоступенчатая ракета со стартовым весом около 3200 т. И хотя принципиально нет ничего невозможного в постройке такой ракеты (известно, что в США уже приступили к проектированию носителей такого типа), трудно все-таки представить себе старт подобного сооружения.

Как же расходуется вес ракеты при полете к Луне? Оказавшись на околоземной орбите (т. е. развив скорость около 8 км/сек), лунная ракета имела бы уже вес около 180 т. По земным масштабам — это ракета обычных размеров.

Значит, все дело в том, чтобы «забросить» на орбиту такую ракету и на ней стартовать к Луне. А возможность для этого в ближайшие годы только одна — поднять на орбиту ракету по частям и собрать из них там лунный корабль. Для этого потребуется, например, 30 орбитальных ракет с полезной нагрузкой 6 т (такие ракеты уже запускались на орбиту в СССР). Это уже вполне реальный путь решения проблемы, тем более что полезная нагрузка орбитальных ракет может быть значительно большей.

В американской печати уже были сообщения о разработке ракеты «Сатурн» С-1В с полезной орбитальной нагрузкой 14 т при стартовом весе 570 т. Таких ракет потребовалось бы уже только 13. Но ведь это только лунный корабль. А для полета на Марс стартовый вес может оказаться в 10–15 раз больше, чем для полета на Луну. Таким образом, полет с помощью сборки кораблей на — орбите может оказаться единственным средством будущих межпланетных сообщений.

Почему же старт с орбиты дает такие большие преимущества? Ведь несколько сот или даже тысяч километров от Земли до орбиты ничто по сравнению с расстоянием до Марса. Дело в том, что мощность многоступенчатой ракеты, стартующей с Земли, расходуется на траектории полета неравномерно. Покажем это.

Суммарные затраты энергии космического корабля оцениваются обычно суммой абсолютных величин всех скоростей, которые должна развить ракета на различных этапах полета. Эта сумма называется характеристической скоростью.

При полете на Луну требуется развить сначала скорость 11,2 км/сек. При подходе к Луне скорость корабля уменьшится до 2,7 км/сек. Для плавной посадки на поверхность Луны потребуется тормозной импульс, чтобы уменьшить эту скорость до нуля, т. е. как бы развить отрицательную скорость. Ту же по величине скорость (2,7 км/сек) нужно будет получить при старте с Луны в сторону Земли.

Далее. При подходе к Земле необходимо погасить хотя бы часть скорости из тех 11,2 км/сек, до которых разгонится ракета на траектории Луна-Земля. Почему часть? Потому что спускаться на Землю с высоты нескольких сот километров можно уже без затрат энергии — аэродинамически, используя торможение в атмосфере. Но погасить скорость от второй космической до первой космической (орбитальной) на 3,3 км/сек необходимо. Ко всем этим затратам энергии нужно добавить неизбежные потери на преодоление сопротивления атмосферы и гравитационного поля Земли при взлете (ведь 7,9 км/сек — это орбитальная скорость на уровне моря) и на небольшую корректировку на траектории полета. Кроме того, нужно иметь некоторый запас энергии на непредвиденные обстоятельства.

Если теперь все эти затраты энергии выразить в соответствующих им потребных скоростях, то характеристическая скорость для полета на Луну и обратно составит около 22 км/сек. Для полета на Марс суммарная скорость будет более 30 км/сек. А современные ракетные системы на химическом топливе и в перспективе едва ли дадут нам значения характеристических скоростей выше 15 км/сек [13]. Но нетрудно увидеть, что почти половина лунной характеристической скорости тратится на достижение орбитальной скорости (7,9 км/сек плюс потери). А каждый километр скорости — это вес топлива, стартовый вес ракеты. На этапе выхода на орбиту, таким образом, реализуется преобладающая доля начального веса ракеты.