Вилли Лей - Ракеты и полеты в космос

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 м 3.

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)