Механизм запуска и маневра космических аппаратов

Кузнецов А.И., Кузнецов А.Р.

Рациональная подготовка и выбор оптимального места для проведения запуска космических аппаратов и последующих их маневров во время полета являются гарантией экономичного и успешного выполнения поставленной задачи.

Одно из наиболее важных ограничений, которые необходимо учитывать при запуске ракеты, является ее масса. На долю топлива в грамотно спроектированной ракете-носителе приходится около 85% от ее массы. Все остальное, от конструкции ракеты до полезной нагрузки на ее вершине (в совокупности известной как "сухая масса"), обычно составляет лишь 15% от общей ее массы на стартовой площадке. Поэтому топливный фактор имеет большое значение. Топливо, в зависимости от типа, стоит очень дорого. Кроме того, чем меньше топлива требуется для полета, тем больше можно отправить полезной нагрузки [1].

Учеными доказано, что наиболее выгодное с экономической и технической точки зрения расположение космодрома на экваторе. Принято считать, что в этом случае ракета-носитель наиболее полно использует энергию вращения Земли. На экваторе она вращается с запада на восток со скоростью около 1 670 километров в час, а по мере приближения к полюсам эта скорость постепенно уменьшается. Поэтому ракета, запущенная с базы вблизи экватора, имеет более высокую скорость, что позволяет ей приобрести дополнительную кинетическую энергию. При этом экономия топлива, для достижения заданной орбиты, по сравнению со средними широтами, составляет около 10 %. Это позволяет, при неизменной общей массе космического корабля, отправить на орбиту большую полезную нагрузку [1].

Другим преимуществом является то, что с экватора возможен запуск на орбиту с любым наклонением. Это позволяет сократить количество маневров во время полета, а также снизить расход топлива на их выполнение. Поэтому, при выборе места для строительства космодрома одним из главных условий является его расположение по возможности ближе к экватору.

Поскольку основное количество космических держав располагается на значительном удалении от экватора, то были разработаны проекты космодромов морского базирования [2]. Однако широкого применения они не получили.

Мы считаем, что эффективность стартов с экватора обусловлена не только скоростью вращения Земли. В значительной степени это вызвано наличием в этой области веерного расширения слоя атмосферы от взаимодействия встречных, обтекающих ее, спиральных потоков солнечного ветра и опускающегося ему навстречу потока межпланетной среды.

Результирующая сила от столкновения этих двух потоков, действует по периметру планеты (от нее) в радиальном направлении от линии ее экватора. Атмосферное давление внутри этой зоны, как вблизи планеты, так и на значительном удалении от нее будет ниже чем в других районах земного шара. Мы считаем, что никакая ни гравитация, а именно наличие этой зоны обуславливает вращение естественных спутников в районе экватора планет на значительном удалении от нее. Вследствие этого ракеты-носители при старте испытывают меньшее сопротивление в слое более разреженной атмосферы и получают дополнительный естественный реактивный импульс в направлении запуска.

Существующее движение атмосферы планеты в направлении ее вращения способствует тому, что в средних широтах полёты на Восток занимают меньше времени, чем на Запад.

Основная задача при запуске космического аппарата - это найти такую траекторию, которая позволит вывести аппарат на орбиту с минимальными затратами топлива.

Вертикальный взлет невыгоден, как считают ученые, из-за гравитационных потерь. Гораздо эффективнее сразу ускоряться в нужном направлении до тех пор, пока ракета не приобретёт необходимый начальный импульс, причём ракета всё время должна быть повёрнута в направлении движения, чтобы вся тяга шла на разгон, без потерь на управление (т. е. на изменение направления движения). Для этого в самом начале полёта ракета немного, на несколько градусов, наклоняется в сторону своей будущей орбиты. Угол наклона траектории зависит от плотности атмосферы [3].

Даже успешный старт космического аппарата не позволяет достичь поставленной задачи без совершения им специальных маневров. Они необходимы для выполнения корректировки траектории и орбиты, при переходе с одной орбиты на другую, придания дополнительного ускорения или торможения аппарата.

Расход топлива является решающим фактором при орбитальном маневрировании, поэтому важно было использовать для них оптимальные режимы.

Еще сотни лет назад астрономам были известны изменения траекторий и кинетической энергии комет при сближениях их с массивными телами, например, с Юпитером. Идея о целенаправленном использовании притяжения крупных небесных тел для изменения направления и скорости полёта космических аппаратов были разработаны учеными в XX веке.
 
Гравитационный манёвр является «бесплатным» и эффективным способом разгона, торможения или изменения направления движения космических аппаратов в целях исследования всей Солнечной системы и выхода за её пределы при существующих ракетных технологиях.

Принято считать, что изменение траектории и скорости полёта космического аппарата происходит под действием гравитационных полей небесных тел.

Гравитационный манёвр около движущегося по орбите массивного небесного тела — планеты или крупного естественного спутника планеты — позволяет изменить кинетическую энергию космического аппарата без затрат топлива [2].

Идея использования гравитации пролетающей мимо планеты довольно проста. Все что нужно — это наличие вблизи траектории полета небесного тела, обладающего достаточно сильной гравитацией и подходящими для целей миссии положением и скоростью. Космический аппарат, попав в поле тяготения планеты обязательно изменит свою скорость [4].

Согласно нашей гипотезы, причиной изменения скорости космического аппарата является не гравитация, а существующие вблизи планеты и естественного спутника высокоскоростные потоки материальных частиц. Так омывающий планету с внешней стороны орбиты спиральный поток солнечного ветра, движущийся против часовой стрелки, сообщает ей обращение по орбите. Спиральный поток межпланетной среды, движущийся по часовой стрелке с внутренней стороны орбиты, создает в паре с потоком солнечного ветра вращающий момент, заставляющий планету вращаться вокруг собственной оси. Движение именно этих потоков и вращающихся вместе с планетой слоев атмосферы, при ее наличии, оказывает соответствующее действие на космический аппарат, заставляя его совершать требуемые маневры.

Подтверждением этому служит задаваемое направление движения космического корабля вблизи планеты [4]:

- при полетах к дальним, внешним, планетам Солнечной системы гравитационный манёвр используется для разгона (для этого траектория корабля должна пролегать «за» планетой, или как говорят, с внешней стороны орбиты), т.е. в направлении движения солнечного ветра и атмосферы;

- при миссиях к внутренним планетам — напротив, для гашения гелиоцентрической скорости (пролетаем, соответственно, «перед» планетой), т.е. с внутренней стороны ее орбиты, против (навстречу) движения межпланетной среды и слоя вращающейся атмосферы.

В первом случае ускорение корабля происходит в основном за счет приобретения им дополнительного реактивного импульса (подталкивания) от высокоскоростных потоков в направлении его движения.

Во втором случае гашение скорости осуществляется за счет встречного (тормозящего) импульса, обусловленного потоками частиц, движущихся навстречу кораблю и резко увеличивающих его лобовое сопротивление.

Экономия топлива, достигаемая в результате использования гравитационного маневра, колоссальная. Первая космическая скорость — 8 км/с обеспечивает вращение аппарата вокруг Земли. Для перехода на более высокую орбиту скорость надо увеличивать, и каждые 3 км/с дополнительного разгона втрое увеличивают стартовую массу космической ракеты. Чтобы с низкой околоземной орбиты (скорость 8 км/с) отправиться на марсианскую по эллиптической («гомановской») траектории, надо набрать около 3,5 км/с, к Юпитеру — 6 км/с, к Плутону — 8—9 км/с. При этом полезная нагрузка при полете к дальним планетам составит лишь несколько процентов от выведенной на орбиту массы, а та, в свою очередь, лишь несколько процентов стартовой массы ракеты. Максимальный прирост скорости за счет гравитационного маневра около планет составит [4]:

Меркурий: 3,005 км/с;
Венера: 7,328 км/с;
Земля: 7,910 км/с;
Луна (спутник): 1,680 км/с;
Марс: 3,555 км/с;
Юпитер: 42,73 км/с;
Сатурн: 25,62 км/с;
Уран: 15,18 км/с;
Нептун: 16,73.


Как видно из приведенных данных величина получаемого эффекта прямо пропорциональна плотности атмосферы и скорости вращения планет.

Для выполнения гравитационных маневров дата старта должна быть выдержана весьма точно. Баллистики оперируют понятием «окно запуска» — это интервал дат, в пределах которого эффективность запланированных гравитационных маневров максимальна. Ближе к краям «окна» эффект становится меньше, а потребности в топливе — больше [4].

Таким образом, наша гипотеза позволяет объяснить причины эффекта запуска ракет с экватора и изменения скорости космических аппаратов не за счет гравитации (суть природы которой отсутствует), а за счет существующих вблизи планет и спутников высокоскоростных потоков материальных частиц солнечного ветра, атмосферы и межпланетной среды.

ЛИТЕРАТУРА

1. Почему отдают предпочтение запускам ракет вблизи экватора? [Электронный ресурс]. – URL: New-Science.ru [дата обращения 01.11.2023].

2. Гравитационный манёвр. [Электронный ресурс]. – URL: https://ru.wikipedia.org/wiki [дата обращения 30.10.2023].   

3. Гравитационный разворот. [Электронный ресурс]. – URL: https://ru.wikipedia.org/wiki [дата обращения 02.11.2023].   

4. Гравицапа для межпланетных перелётов или гравитационный манёвр. [Электронный ресурс]. – URL: https://habr.com/ru/companies/macloud/articles/556430 [дата обращения 03.11.2023].