ТРАССЫ ЛУННЫХ КОРАБЛЕЙ

В. И. ЛЕВАНТОВСКИИ

Для проблемы полета человека на Луну основное значение имеют вопросы, связанные с ракетодинамикой и механикой. Они определяют уровень энергетических затрат, а в конечном счете и стоимость экспедиции.
Законы космической баллистики одинаковы, разумеется, как для полетов на Луну автоматических исследовательских станций, так и для полетов пилотируемых кораблей с экипажами. Для достижения Луны в обоих случаях прежде всего нужно, чтобы ракета-носитель разогнала космический корабль до скорости, близкой к параболической (второй космической) — 11 км/сек на высоте 200 км над Землей.
Более внимательное рассмотрение проблемы обнаруживает, однако, некоторые существенные особенности полета корабля с экипажем. В этом случае оказывается [нецелесообразным выбирать траектории из числа так называемых траекторий попадания в Луну. Диктуется это главным образом соображениями безопасности. В самом деле, предположим, что в полете уже вблизи Луны выяснилось, что безопасная посадка по той или иной причине неосуществима. Тогда, начав полет по траектории попадания, корабль не может миновать Луну и вернуться на Землю. Придется затратить громадное количество топлива, чтобы затормозить падение на Луну, немедленно набрать скорость в противоположном направлении и произвести сложное маневрирование для выхода на траекторию, ведущую к Земле. Успех этой операции сомнителен. Ну, а что делать, если торможение вовсе невозможно, например, из-за того, что удар метеорита вывел из строя двигательную установку?
Шансы на спасение космонавтов резко возрастают, если будет выбрана траектория полета, проходящая вблизи поверхности Луны, но не пересекающая ее и рассчитанная так, чтобы в случае опасности корабль, обогнув Луну, вернулся к Земле под действием сил тяготения. При этом, правда, понадобится коррекция (исправление) траектории для точного входа в земную атмосферу, но такое исправление потребует очень небольших затрат топлива.
Траектория полета космического аппарата относительно Луны внутри ее сферы действия всегда представляет собой гиперболу. Поэтому аппарат должен неизбежно покинуть сферу действия Луны. Чтобы этого не произошло, нужно в вершине А гиперболической траектории 1 (рис. 1) включить тормозную двигательную установку. Тогда, уменьшив скорость, корабль перейдет на эллиптическую или круговую «орбиту ожидания» 2. После некоторого времени свободного движения по этой орбите, необходимого космонавтам для уточнения места посадки, вновь на короткое мгновение включится тормозная двигательная установка, и корабль в точке В перейдет на эллиптическую траекторию снижения 3. На конечном участке этой траектории, вблизи места посадки С, снова применяется ракетное торможение и совершается мягкая посадка. В случае аварийной ситуации такой метод посадки на Луну дает возможность вернуться с орбиты ожидания 2 на Землю или с траектории 3 на старую или новую орбиту ожидания.

Важно отметить, что для торможения в точках А, В, С требуется не больше топлива, чем для единовременного торможения, в случае полета по траектории попадания. Просто та же скорость сближения с Луной гасится по частям. Расход топлива даже несколько меньше из-за того,что пологое торможение при выходе на орбиту ожидания сопровождается минимальными гравитационными потерями.
Главное, что отличает экспедицию на Луну от посадки на нее автоматической станции, это необходимость обязательного возвращения корабля на Землю.
Возвращение начинается стартом с поверхности Луны. Для достижения Земли космическому кораблю надо набрать скорость 2,5 км/сек. Если селенографическое положение места старта не благоприятствует непосредственному выходу на траекторию полета к Земле, то космический корабль предварительно выводится на низкую окололунную орбиту, а затем в определенной точке орбитальная скорость дополнительным импульсом доводится до необходимого значения. Из-за отсутствия у Луны атмосферы старт с ее поверхности с самого начала может производиться совершенно полого, что снижает до минимума гравитационные потери (на Земле старт совершается вертикально).
Полет от Луны до Земли при минимальной скорости старта продолжается пять суток; при скорости 3 км/сек — двое суток.
Вход в атмосферу Земли происходит со скоростью около 11 км/сек. При этом желательно, чтобы вся эта скорость гасилась сопротивлением атмосферы без какого-либо ракетного торможения. Траектория возвращения рассчитывается так, чтобы вход в атмосферу был достаточно пологим. При крутом входе возникнут гибельные для космонавтов перегрузки, так как торможение окажется чересчур быстрым. В то же время вход в атмосферу не может происходить и слишком высоко над Землей: разреженная среда вовсе не задержит космический корабль и он вырвется в заатмосферное пространство.
Чтобы удовлетворить обоим требованиям, космический корабль должен войти в узкий коридор (рис. 2), нижняя граница которого отделяет траектории недопустимых перегрузок, а верхняя — «сквозные» траектории, не приводящие к снижению. Если считать максимально допустимыми перегрузки, в десять раз превосходящие нормальную тяжесть, то ширина коридора, согласно расчетам Чепмена (США), составит 10 км. Вход в этот коридор, по-видимому, потребует обязательной коррекции где-нибудь на расстоянии 200 000 — 300 000 км от Земли. В будущем, когда станет возможным спуск на Землю не в «баллистическом» режиме, а при помощи космического планера, ширина коридора входа возрастет в несколько раз.
Все сказанное говорит о немалых трудностях организации экспедиции на Луну. Но главная трудность носит энергетический характер.
Расход энергии на всю экспедицию определяется суммарной характеристической скоростью, которая равна арифметической сумме
идеальных (характеристических) скоростей на различных активных участках экспедиции г. Если считать, что скорость, которую приобретает космический корабль при выведении его на траекторию полета к Луне, будет И км/сек>
скорость, погашенная при посадке на Луну. 2,5 км/сек, скорость старта к Земле — 2,5 км/сек, если, далее, учесть гравитационные и аэродинамические потери при старте с Земли, потери при спуске на Луну и при старте с Луныу а также учесть дополнительные скорости при коррекциях траекторий полета на Луну и обратно, то суммарная характеристическая скорость составит примерно 19—20 км/сек. Именно эта величина, с точки зрения ракетодинамики, есть главная характеристика предпринимаемой экспедиции. Вместе с величиной полезной нагрузки (общая масса кабины, членов экипажа, научного оборудования, запасов продовольствия, воды, кислорода и т. д.), которая должна составлять, по расчетам некоторых зарубежных специалистов, 5—15 т, она определяет при данном уровне развития ракетной техники стартовый вес ракеты-носителя. Чем больше стартовый вес, тем труднее осуществить экспедицию.
Формулы теории многоступенчатых ракет позволяют вычислить стартовый вес ракеты-носителя при определенных предположениях о числе ступеней, о скорости истечения для каждой ступени, о совершенстве конструкции ступени. Расчеты показывают, что стартовый вес ракеты-носителя должен составлять несколько тысяч тонн. Например, по американскому проекту «Нова» пятиступенчатая лунная ракета-носитель должна обладать весом около 5000 т.  
Для сравнения заметим, что американская ракета-носитель «Сатурн-1», которая способна вывести на низкую околоземную орбиту полезную нагрузку 11 ту имеет стартовый вес 560 т. Постройка столь огромных ракет вызывает большие инженерные трудности. Дело не только в размерах самих ракет, но и в необходимости постройки огромных наземных стартовых башен, в трудностях транспортировки к месту старта отдельных ступеней, в не совсем еще ясном поведении колоссальных количеств топлива в баках во время старта. Уже давно был предложен иной вариант экспедиции, позволяющий преодолеть эти трудности. При помощи нескольких ракет-носителей на одну и ту же околоземную орбиту выводятся отдельные части будущего космического корабля и топливо. После их встречи на орбите монтажники осуществляют сборку корабля, и на его борт прибывает экипаж. Затем корабль стартует с орбиты в определенной ее точке и выходит на траекторию полета к Луне. Для этого к орбитальной скорости около 8 км/сек понадобится добавить лишь скорость порядка 3 км/сек,
Подобные соображения легли в основу еще недавно рассматривавшегося в США проекта полета на Луну с использованием двух ракет «Сатурн-5», каждая со стартовой массой 2700 т (вдвое меньше ракеты «Нова»). Одна из ракет по этому проекту должна вывести на орбиту спутника Земли кабину космического корабля «Аполло», а другая — присоединить к нему двигательную установку с запасом топлива для старта с орбиты, посадки на Луну и взлета с нее при возвращении. Общая масса космического корабля вместе с топливом перед стартом с орбиты должна была составить примерно 90 т.
Важно иметь в виду, что основная суть второго варианта экспедиции на Луну заключается не в самом старте с околоземной орбиты, который обычно бывает необходимым и при беспилотном полете к Луне для преодоления неудобств географического расположения космодрома, а во встрече на орбите и сборке на ней лунного корабля. Следует подчеркнуть, что метод сборки на околоземной орбите не приводит к уменьшению энергетических затрат на всю экспедицию, а потому в принципе и не уменьшает ее стоимости. Вместо одной тяжелой ракеты-носителя используются две или несколько легких. Общий вес всех ракет-носителей при полете типа «Земля — сборка на околоземной орбите — Луна — Земля» остается примерно тем же, что и вес одной ракеты-носителя в первом варианте прямого перелета типа «Земля — Луна — Земля».
Одну тяжелую ракету можно было бы «разбить» на две легкие и иным способом, послав, например, на Луну при помощи одной ракеты: корабль с экипажем, а другой — грузовой корабль с топливом на обратный путь. Возможен также и комбинированный метод, когда с околоземной орбиты улетают к Луне два собранных на орбите корабля — пассажирский и грузовой (известный проект Брауна 1953 г.). Все эти способы, очевидно, также не дают выигрыша в общем начальном весе всех ракет-носителей.
Следует еще иметь в виду, что одна большая ракета-носитель, вообще говоря, дешевле двух ракет вдвое меньшего веса. Дело в том, что такие дорогостоящие элементы, входящие в состав каждой ракеты, как система управления, навигационная аппаратура, обладают примерно одинаковой массой и для большой и для малой ракеты. Поэтому, если исключить трудности инженерного характера, постройка крупных ракет выгоднее постройки малых. Вдобавок надежность космической операции тем меньше, чем больше ракет в ней участвует.
Существует, однако, способ уменьшить общую массу, которую нужно оторвать от Земли и направить к Луне. Для этого нужно, чтобы на окололунной орбите ожидания было оставлено то, что не понадобится на Луне и будет подобрано на обратном пути при возвращении на Землю. Оставленную массу тогда не понадобится «мягко» опускать на Луну и потом поднимать с нее. Это сэкономит много топлива на торможение при спуске и на старт с Луны, а следовательно, сэкономится во много раз больше топлива при старте с Земли. В результате резко уменьшится вес ракеты-носителя перед стартом с Земли, а значит, и сильно снизится стоимость всей экспедиции.
По американскому проекту в 1969—1970 гг. на Луну должна быть отправлена экспедиция из трех человек. Одна ракета «Сатурн-5» со стартовой массой 2700 т выводит на траекторию полета к Луне (с использованием промежуточной орбиты) космический корабль «Аполло» массой 40 т. Корабль состоит из отсека экипажа, отсека с двигательной установкой и топливом и специального посадочного аппарата с собственным двигателем и топливом.
На пути к Луне при помощи двигательной установки второго отсека производится коррекция траектории и та же установка используется для выхода корабля на орбиту 1 спутника Луны, расположенную на высоте 160 км (рис. 3). Здесь два космонавта переходят в посадочный аппарат, который отделяется от основной части корабля и с помощью собственного двигателя переходит в точке А на эллиптическую орбиту 2 с ближайшей к Луне точкой В на высоте 16 км и наиболее удаленной точкой С на высоте 300 км.
Двигаясь по орбите 2, космонавты уточняют место посадки, которое выбирается вблизи точки В.
Если почему-либо посадка оказывается невозможной, то космонавты догоняют по траектории 3 основной корабль или встречают его в точке А и здесь выравнивают по величине и направлению скорость посадочного аппарата к скорости корабля, переходят в него и на нем возвращаются на Землю. Встреча в точке А неизбежна, так как орбита 2 выбирается с таким расчетом, чтобы период обращения по ней равнялся периоду обращения по орбите 1 (2 часа).
После окончания научных исследований два космонавта в посадочном аппарате перелетают на орбиту 2 (на Луне остаются посадочное шасси, игравшее роль стартовой площадки, и пустые топливные баки), переходят в корабль, где все время оставался один член экипажа, и, оставив посадочный аппарат навсегда на орбите 1, стартуют (уже втроем) к Земле, используя для этого двигательный отсек.
Следует отметить, что встреча на окололунной орбите вследствие удаленности от Земли представляет собой весьма рискованное предприятие. Встреча на околоземной орбите также таит не мало опасностей, хотя и легче. С точки зрения управления полетом' менее сложен простой перелет «Земля —- Луна —  Земля». Вероятно, он и будет использоваться в будущем, когда уровень энергетики двигательных систем возрастет.
Что касается затрат на организацию экспедиций, то они резко снизятся, когда удастся спасать на парашютах отбрасываемые нижние ступени ракет-носителей и даже спускать на Землю ступени, выводящие корабли на околоземную орбиту. Все эти ступени можно будет использовать много раз для последующих запусков.

(К стр. 16)
Так как плоскость экватора Урана наклонена на 98° к плоскости его орбиты (планета движется, как бы лежа на боку), то мы наблюдали бы, как Солнце в полдень день за днем удаляется от зенита до горизонта к северу или к югу. Начнем с того дня, когда Солнце взойдет в точке «восток», в полдень пройдет через зенит и зайдет в точке «запад». В течение последующей четверти года (а она равна 21 земному году) точки восхода и захода Солнца будут смещаться к югу, и Солнце в полдень будет отстоять все дальше и дальше от зенита. Наконец, в полдень Солнце окажется на горизонте в точке «юг», с которой совпадут точки восхода и захода.
В течение следующей четверти года точки восхода и захода будут удаляться в разные стороны от точки «юг», а Солнце при верхней кульминации будет постепенно приближаться к зениту и пройдет его. В последующие полгода повторится то же самое, но только к северу от зенита. День продолжительностью 5 час. 24 мин. всегда будет равен ночи.
Находясь вблизи полюса Урана, можно было бы наблюдать, как Солнце взойдет и начнет описывать спирали над горизонтом. На протяжении четверти уранового года оно ежедневно (не заходя) будет подниматься все выше и выше, пока не достигнет зенита. Следующие четверть года Солнце по спирали начнет приближаться к горизонту. Через полгода Солнце зайдет, и на данном полюсе наступит полярная ночь, которая будет длиться 42 земных года.
При решении задачи для упрощения наклон плоскости экватора к плоскости орбиты принят равным 90°.

(К стр. 17)
Солнце перемещается с востока на запад (годичное движение Солнца не учитывается) примерно на 15 градусов в час. И от восхода до захода оно находится над горизонтом 12 час. 18 мин. (для наблюдателя, находящегося на экваторе планеты или на другой широте во время весеннего или осеннего равноденствий), т. е. на 18 мин. больше, чем на Земле.
Деймос отстает от вращающейся планеты на 3 градуса в час. С Марса можно наблюдать медленное перемещение его среди звезд с востока на запад каждый час на 3 градуса. Вследствие этого от восхода до захода Деймос находится над горизонтом 65 час.
А вот Фобос, который движется быстрее, чем вращается сам Марс, будет обгонять планету. За 1 час он перемещается на 33 градуса. Но его движение на фоне звезд происходит с запада на восток, т. е. он восходит на западе, движется навстречу всем светилам и через 5,5 часа заходит на востоке.
Это, кстати, единственный случай, известный в астрономии, когда естественный спутник обращается быстрее, чем вращается сама планета.