Физические основа полёта космических объектов

/R, где а – ускорение, V – скорость. Поскольку в данном случае роль

центростремительного  ускорения играет ускорение силы тяжести, то можно

написать: g=V2/R. Отсюда нетрудно определить скорость Vкр

, необходимую  для кругового движения на  расстоянии R от центра Земли: Vкр

2=gR. В приближённых расчётах принимается, что ускорение силы тяжести

постоянно и  равно 9,81 м/сек2. Эта формула справедлива  и в более

общем случае, только ускорение силы тяжести следует  считать переменной

величиной. Таким  образом, мы нашли скорость кругового движения. Какова же та

начальная скорость, которую нужно сообщить телу, чтобы  оно двигалось вокруг

Земли по окружности? Нам уже известно, что чем большую  скорость сообщить телу,

тем на большее  расстояние оно улетит. Траектории полёта будут эллипсами (мы

пренебрегаем  влиянием сопротивления земной атмосферы  и рассматриваем полёт тела

в пустоте). При  некоторой достаточно большой скорости тело не успеет упасть на

Землю и, сделав полный оборот вокруг Земли, возвратится  в начальную точку,

чтобы вновь начать движение по окружности. Скорость спутника, движущегося по

круговой орбите вблизи земной поверхности, называется круговой или первой

космической скоростью  и представляет собой ту скорость, которую нужно сообщить

телу, чтобы оно  стало спутником Земли. Первая космическая скорость у

поверхности Земли  может быть вычислена по приведенной  выше формуле для скорости

кругового движения, если подставить вместо R величину радиуса Земли (6400 км),

а вместо g – ускорение свободного падения тела, равное 9,81 м/сек2.

В результате найдём, что первая космическая скорость равна Vкр=7,9

км/сек.

Познакомимся  теперь со второй космической или  параболической скоростью, под

которой понимают скорость, необходимую для того, чтобы тело преодолело земное

тяготение. Если тело достигнет второй космической скорости, то оно может

удалиться от Земли  на любое сколь угодно большое  расстояние (предполагается,

что на тело не будут  действовать никакие другие силы, кроме сил земного

тяготения).

Проще всего  для получения величины второй космической скорости воспользоваться

законом сохранения энергии. Совершенно очевидно, что после  выключения

двигателей сумма  кинетической и потенциальной энергии  ракеты должна оставаться

постоянной. Пусть  в момент выключения двигателей ракета находилась на

расстоянии R от центра Земли и имела начальную скорость V (для простоты

рассмотрим вертикальный полёт ракеты). Тогда по мере удаления ракеты от Земли

скорость её будет уменьшаться. На некотором  расстоянии rmax ракета

остановится, так  как её скорость обратится в ноль, и начнёт свободно падать на

Землю. Если в  начальный момент ракета обладала наибольшей кинетической энергией

mV2/2, а потенциальная энергия была равна нулю, то в наивысшей

точке, где скорость равна нулю, кинетическая энергия  обращается в ноль,

переходя целиком в потенциальную. Согласно закону сохранения энергии, находим:

mV2/2=fmM(1/R-1/rmax) или V2=2fM(1/R-1/rmax).

полагая rmax ,бесконечно, найдём значение второй космической скорости:

            Vпар=  2fM/R =  2  fM/R =  2 Vкр .           

Оказывается, она превышает первую космическую скорость в   2

раз. Если вспомнить, что ускорение свободного падения  g=fM/R2, то

приходим к  формуле Vпар =  2gR . Чтобы определить вторую космическую

скорость у  поверхности Земли, следует в  эту формулу подставить R=6400км, в

результате чего получим: Vкр»11,19 км/сек

По приведённым  формулам можно вычислить параболическую скорость на любом

расстоянии от Земли, а также определить её значение для других тел солнечной

системы.

Выведенный выше интеграл энергии позволяет решить многие задачи космонавтики,

например, позволяет  производить простые приближённые расчёты движения

спутников планеты, космических ракет и больших  планет. Выведенная формула

параболической  скорости может быть использована и  в приближённых расчётах

межзвёздного полёта. Чтобы осуществить полёт к звёздам, необходимо преодолеть

солнечное притяжение, т.е. Звездолёту

должна быть сообщена скорость, при которой он будет двигаться относительно

Солнца по параболической или гиперболической орбите. Назовём  наименьшую

начальную скорость третьей космической скоростью. Подставляя в формулу

параболической  скорости вместо М значение массы  Солнца, а вместо R – среднее

расстояние от Земли до Солнца, найдём, что звездолёту, стартующему с земной

орбиты, должна быть сообщена скорость около 42,2 км/сек. Итак, если телу

сообщить гелиоцентрическую  скорость в 42,2 км/сек, то оно навсегда покинет

солнечную систему, описав относительно Солнца параболическую орбиту. Выясним,

какой должна быть величина скорости относительно Земли, чтобы обеспечить

удаление тела не только от Земли, но и от Солнца? Иногда рассуждают так:

поскольку средняя  скорость Земли относительно Солнца равна 29,8 км/сек, то

необходимо сообщить космическому кораблю скорость, равную 42,2 км/сек – 29,8

км/сек, т.е. 12,4 км/сек. Это неверно, так как в этом случае не учитывается

движение Земли  по орбите во время удаления космического корабля и притяжение

со стороны  Земли, пока корабль находится в  сфере её действия. Поэтому третья

космическая скорость относительно Земли больше 12,4 км/сек и равна 16,7

км/сек.

                 Движение искусственных спутников  Земли.                

Движение искусственных  спутников Земли не описывается  законами Кеплера, что

обусловливается двумя причинами:

1)                 Земля не является точно шаром с однородным распределением

плотности по объёму. Поэтому её поле тяготения не эквивалентно полю тяготения

точечной массы, расположенной в геометрическом центре Земли;

2)                 Земная атмосфера оказывает тормозящее  действие на движение

искусственных спутников, вследствие чего их орбита меняет свою форму и

размеры и в  конечном результате спутники падают на Землю.

По отклонению движения спутников от кеплеровского  можно вывести заключение о

форме Земли, распределении  плотности по её объёму, строении земной атмосферы.

Поэтому именно изучение движения искусственных спутников  позволило получить

наиболее полные данные по этим вопросам.

Если бы Земля  была однородным шаром и не существовало бы атмосферы, то

спутник двигался бы по орбите, плоскость сохраняет неизменную ориентацию в

пространстве  относительно системы неподвижных  звёзд. Элементы орбиты в этом

случае определяются законами Кеплера. Так как Земля  вращается, то при каждом

следующем обороте  спутник движется над разными  точками земной поверхности.

Зная трассу спутника за один какой-либо оборот, нетрудно предсказать его

положение во все  последующие моменты времени. Для  этого необходимо учесть,

что Земля вращается  с запада на восток с угловой скоростью  примерно 15

градусов в  час. Поэтому на последующем обороте спутник пересекает туже широту

западнее на столько градусов, на сколько Земля  повернётся на восток за период

вращения спутника.

Из-за сопротивления  земной атмосферы спутники не могут  длительно двигаться на

высотах ниже 160 км. Минимальный период обращения на такой высоте по круговой

орбите равен  примерно 88 мин, то есть приблизительно 1,5 ч. за это время

Земля поворачивается на 22,5 градуса. На широте 50 градусов этому  углу

соответствует расстояние в 1400 км. Следовательно, можно  сказать, что

спутник, период обращения которого 1,5 часа, на широте 50 градусов будет

наблюдаться при  каждом последующем обороте примерно на 1400 км западнее, чем

на предыдущем.

Однако такой  расчёт даёт достаточную точность предсказаний лишь для

нескольких оборотов спутника. Если речь идёт о значительном промежутке

времени, то надо принять во внимание отличие звёздных суток от 24 часов.

Поскольку один оборот вокруг Солнца совершается Землёй за 365 суток, то за

одни сутки  Земля вокруг Солнца описывает угол примерно в 1 градус (точнее,

0,99) в том же  направлении, в каком вращается  вокруг своей оси. Поэтому за 24

часа Земля  поворачивается относительно неподвижных  звёзд не на 360 градусов,

а на 361 и, следовательно, совершает один оборот не за 24 часа, а за 23 часа

56 минут. Поэтому трасса спутника по широте смещается на запад не на 15

градусов в  час, а на 15,041 градусов.

Круговая орбита спутника в экваториальной плоскости, двигаясь по которой он

находится всё  время над одной и той же точкой экватора, называется

геостационарной. Почти половина земной поверхности может быть связана со

спутником на синхронной орбите прямолинейно распространяющимся сигналами

высоких частот или световыми сигналами. Поэтому  спутники на синхронных

орбитах имеют  большое значение для системы  связи.

                       Посадка космических кораблей                      

Одной из самых  сложных проблем космонавтики является посадка космического

корабля или  контейнера с научной аппаратурой  на Землю или планету назначения.

Методика посадки  на различные небесные тела существенно зависит от наличия

атмосферы на планете  назначения, от физических свойств  поверхности и многих

других причин. Чем плотнее атмосфера, тем проще  погасить космическую скорость

корабля и посадить его, ибо планетная атмосфера  может быть использована в

качестве своего рода воздушного тормоза.

Можно указать  три способа посадки космических  кораблей. Первый способ –

жёсткая посадка, происходящая без гашения скорости корабля. Сохраняя в момент

удара с планетой космическую скорость, корабль разрушается. Например, при

сближении с  Луной скорость корабля составляет 2,3 – 3,3 км/сек. Создание

конструкции, которые  выдерживали бы ударные напряжения, возникающие при этих

скоростях, - задача технически неразрешимая. Такая же картина будет

наблюдаться при жёсткой посадке на Меркурий, астероиды и другие небесные