Занимательный космос. Межпланетные путешествия

высадкой на нее может быть наиболее экономно осуществлен по тому плану, который предложен был еще Жюлем Верном. Ради сбережения горючего надо направить ракету сначала по вытянутому эллипсу (рис. 28), один фокус которого совпадает с центром Земли; самая удаленная от Земли точка этого эллипса находится в месте равного притяжения обоих небесных тел. (Для простоты мы считаем пока Луну неподвижной.) Путь по этому эллипсу в один конец, от Земли до точки А, ракета пролетит с запасом скорости, полученным при первоначальном горении, без дополнительного расхода горючего в дороге. Достигнув точки Д ракета, предоставленная самой себе, отправилась бы в обратный путь по другой половине эллипса. Но вмешательство пилота, пускающего на короткое время в действие взрывной механизм, сообщает ракете скорость такой величины и такого направления, что звездолет меняет курс: он следует по дуге другого, меньшего эллипса, которая и приводит его к поверхности Луны. Движение Луны по ее орбите кругом Земли изменяет вид пути ракеты, – но в общем он сохраняет S-образную форму с точкой перегиба на расстоянии 40 000 км от центра Луны.

Пополню схему некоторыми подробностями, основанными на моих расчетах (см. Приложение 4). Ракета поднимается с земной поверхности сначала с небольшой скоростью, которая по мере взлета все возрастает и достигает максимума – 9780 м/с относительно Земли – минут через 6 от начала полета. К этому моменту ракета оставит далеко позади себя всю толщу атмосферы, так как будет находиться на высоте около 1700 км. Плотную часть атмосферы ракета пролетит с умеренной скоростью, не превышающей 1,3 км/с (на высоте 30 км).

Рис. 28. Наивыгоднейший путь перелета с Земли (7) на Луну ( L ). Путь перегибается в точке (А) равного притяжения

Отпадают поэтому опасения, что вследствие сопротивления атмосферы стенки звездолета расплавятся. Когда звездолет накопит скорость 9780 м/с, т. е. на высоте 1700 км, пилот прекращает работу ракетного мотора и предоставляет кораблю лететь по инерции, с постепенным уменьшением скорости под действием земного тяготения. Линии равного притяжения

Землею и Луною звездолет достигает, таким образом, со скоростью, близкою к нулю. Далее идет уже падение на Луну. Приблизившись к ее поверхности до расстояния 90 км, ракета должна повернуться соплом к Луне и возобновить горение. Газы, вырываясь из сопла по направлению к Луне, замедляют своей реакцией стремительность падения и в течение одной минуты понижают его скорость до нуля.

Какова продолжительность этого путешествия? Вычисление дает следующий результат. От Земли до точки равного притяжения ракета будет взлетать 4,1 суток. Отсюда начнется падение на Луну. Если бы падение это совершалось только под действием притяжения Луны, оно длилось бы 1,4 суток (33,5 часа). Но ракета подвержена также притяжению Земли, замедляющему падение; расчет показывает, что земное притяжение должно удвоить продолжительность падения ракеты на Луну, так что общая длительность путешествия:

4,1 + 2,8 = 6,9 сут.

Итак, перелет на Луну – если вести его самым экономным образом в смысле сбережения горючего, – должен отнять около 7 суток. При этом из 7 суток путешествия ракета летит под напором газов всего лишь 7 мин, остальное же время – по инерции.

Если технические условия позволят не быть столь экономными в горючем, то срок путешествия на Луну можно будет сократить. Так, если отослать звездолет со скоростью – на высоте 1600 км – 10 км/с, он достигнет линии равного притяжения через 43 часа со скоростью 1500 м/с, а отсюда долетит до Луны за 6 часов, употребив на весь перелет только двое суток.

При первых полетах, однако, нельзя будет осуществить сразу спуск на лунную почву; придется лишь облететь вокруг Луны один или несколько раз на весьма близком расстоянии для тщательной рекогносцировки. Такой обследовательский круговой полет потребовал бы сравнительно небольшого дополнительного расхода горючего.

Рис. 29. Маршрут вылета за орбиту Луны по проекту Гоманна

Проект полета за орбиту Луны для осмотра недоступной земному наблюдателю части ночного светила подробно разработан В. Гоманном в книге «Досягаемость небесных тел» (Берлин, 1925 г.). Предлагаемый им маршрут изображен на рис. 29, где одновременные положения ракеты и Луны обозначены одинаковыми цифрами при буквах R (ракета) и L (Луна). Ракета покидает Землю в точке R0 и, побывав в точках R1, R2, R3, возвращается к исходной точке. Время отлета выбирается с таким расчетом, чтобы в продолжение всего путешествия ракета не приближалась к Луне больше чем на половину радиуса лунной орбиты; притяжение ракеты Луною никогда поэтому не будет превышать 1/20 одновременного притяжения Земли и, следовательно, изменит давление ракеты весьма незначительно. Наблюдать «заднюю» сторону Луны (а это и является целью путешествия) можно будет из точки R2, когда спутник наш находится в L2 . Конечно, момент отлета должен быть так выбран, чтобы в точке L2 Луна была в фазе новолуния (тогда задняя ее сторона залита солнечным светом).

Таков предлагаемый Гоманном маршрут. Рассмотрим некоторые условия его осуществления. Ракета, покинув Землю с секундной скоростью 11 200 м, достигает расстояния 40 000 км от поверхности Земли; к этому моменту скорость ракеты должна, как показывает расчет, понизиться до 4350 м. Гоманн вычислил, что если, находясь здесь, ракета увеличит горением всю скорость всего лишь на 110 м/сек, то этого окажется достаточным, чтобы она направилась по эллипсу, отдаленнейший пункт которого R2 лежит на расстоянии двойного радиуса лунной орбиты (800 000 км). Чтобы возвратиться к Земле после достижения этого крайнего пункта, ракета должна получить снова небольшую прибавку скорости (90 м/с). Значит, помимо начального взрывания, отправляющего ракету в ее межпланетный рейс, путешествие потребует еще два кратковременных взрывания в пути с небольшим расходом горючего. Продолжительность полета исчислена Гоманном в 30 суток. Пассажирам придется взять с собою, по расчету автора проекта, до 2600 т пороха и около 3 т необходимых припасов. Пользование, вместо пороха, бензином (и кислородом), как мы знаем из предыдущей главы, значительно уменьшило бы груз горючего.

Плавание по океану Вселенной потребует от пилота умения ориентироваться в мировом пространстве, т. е. определять положение ракетного корабля в каждый момент путешествия. Как это будет осуществляться? Как будет моряк Вселенной знать, что корабль идет правильным курсом, а не уклонился от предначертанного пути, не отстал, не залетел чересчур далеко вперед?

Ориентирование в мировом пространстве представляет, по существу, довольно сложную астрономическую задачу. Весь путь ракетного корабля вычислен заранее. Вместе с тем заранее определены для каждого момента путешествия: 1) угловая величина земного шара и той планеты, к которой звездолет направляется; 2) неподвижные звезды, возле которых Земля и планета назначения должны быть видимы. Во время полета пилот измеряет угловую величину земного шара и положение его между звездами. Если окажется, что видимые размеры Земли больше предвычисленных, то это будет означать, что корабль недостаточно удалился от Земли, т. е. летит слишком медленно. Если Земля будет видна не возле тех звезд, которые должны окружать ее по расчету, то это даст указание на необходимость соответственно изменить направление полета. Ориентирование по небесным светилам облегчается тем, что за пределами атмосферы небо всегда чисто и звезды видны даже при свете Солнца .

Одного весьма важного вопроса – спуска – мы до сих пор пока не касались; спуск ракетного корабля на планету и затруднения, связанные с ним, будут попутно рассмотрены в дальнейших главах.

Многих интересует, во что обойдется сооружение и отправка звездолета на Луну. Хотя делать сколько-нибудь точные финансовые расчеты в этой области невозможно, приведу результат примерной калькуляции, выполненной австрийским исследователем вопросов звездоплавания Гвидо Пирке. Он полагает, что постройка и отправка на Луну первой пассажирской ракеты в 500 т весом обойдется в З1/2 миллиона марок, а вместе с предварительными опытами первый лунный перелет потребует расходов круглым числом – 10 миллионов марок.

Глава 15. Проекты К.Э. Циолковского

После этих общих замечаний перейдем к рассмотрению образца конкретного проекта межпланетного перелета, избрав для этого план нашего соотечественника К. Э. Циолковского, теоретические изыскания которого опередили исследования других деятелей на том же поприще не только по времени, но зачастую и по полноте и разносторонности.

Изложить подробно содержание его интересных исследований – задача научного сочинения, а не популярной книги. Мы можем развернуть перед читателем только общий план завоеваний мирового пространства, как он вырисовывается в последних работах К.Э. Циолковского [32] . Этот очерк поможет читателю если не представить себе, то, по крайней мере, ощутить основную линию грядущего развития заатмосферного летания [33] .

Рис. 30. Константин Эдуардович Циолковский (1857–1935)