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).
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.
Отклонение ракеты от вертикали в конце работы двигателя первой ступени составит угол в 45°. В момент выключения двигателя ракета будет находиться на высоте 58 км и на несколько меньшем расстоянии по горизонтали от места старта. Приземлится ракета на расстоянии 370 км от стартовой позиции.
Сразу после отделения первой ступени начинает работать двигатель второй ступени, при этом угол наклона траектории к горизонту непрерывно уменьшается. Все приборы управления находятся во второй ступени ракеты. В головной части третьей ступени под защитой обтекаемого конуса устанавливается сам искусственный спутник. С началом работы двигателя второй ступени ракета поднимается на такую высоту, что всякая необходимость в обтекаемом конусе отпадает и он становится бесполезным грузом. Поэтому вскоре после начала работы двигателя второй ступени носовой конус сбрасывается.
Окончание работы двигателя второй ступени совпадает с подъемом ракеты на высоту порядка 225 км. Далее вторая ступень по инерции поднимается, в зависимости от угла наклона, до высоты 320- 480 км. Эта высота достигается ракетой через 10 минут после старта на удалении 1130 км от места пуска, после чего вторая ступень отделяется и падает в океан, пролетев в общей сложности по горизонтали около 2250 км.
В течение некоторого времени после выключения двигателя второй ступени вторая и третья ступени продолжают по инерции набирать высоту, оставаясь соединенными друг с другом. В какой-то определенной точке пассивного подъема ракета начинает вращаться, обеспечивая тем самым стабилизацию третьей ступени. Как только ракета достигает максимальной высоты и выходит на участок траектории, параллельный поверхности Земли, включается двигатель третьей ступени, а вторая ступень отделяется от нее.
После этого третья ступень, двигаясь по касательной к поверхности Земли, вылетает за пределы земной атмосферы. Во время пассивного подъема второй и третьей ступеней, естественно, теряется часть скорости, поэтому третья ступень начинает активный полет со скоростью, составляющей примерно половину орбитальной скорости, то есть не более 3,2 км/сек. Когда в двигателе третьей ступени выгорает все топливо, она развивает скорость, необходимую для движения по орбите; в этот момент спутник и должен быть отделен от третьей ступени. Механизм, разработанный для этой цели, представляет собой сжатую пружину, которая отпускается по сигналу инерционного отметчика времени, рассчитанного на период работы двигателя третьей ступени. Растягиваясь, эта пружина выталкивает сферический спутник из ракеты- носителя. Это отделение происходит со скоростью всего лишь 0,9 м/сек относительно ракеты-носителя, поэтому, окончательно отделившись от спутника, третья ступень (ракета-носитель) также продолжает движение по орбите, становясь вторым «спутником» Земли.
Весьма возможно, что если будет принято и осуществлено предложение Национального консультативного комитета по авиации (НАКА), то при одном пуске удастся получить не два, а целых три спутника. Это может быть сделано за счет установки в ракете-носителе так называемого «подспутника», представляющего собой сложенный пластмассовый воздушный шар, покрытый алюминиевой фольгой и имеющий диаметр основного спутника (50 см). В этом воздушном шаре предполагается установить небольшой газовый капсюль, который наполнит шар после его отделения от ракеты-носителя.
Орбита искусственного спутника Земли должна быть эллиптической. Самой низкой точкой ее (перигей) будет то место, где произойдет выгорание топлива в двигателе третьей ступени. Так как высота перигея и высота при полном выгорании топлива одинаковы, определить расстояние до перигея довольно легко. Самая высокая точка орбиты (апогей) расположена в прямо противоположном направлении от перигея. По предварительным расчетам по проекту «Авангард» высота спутника в апогее равнялась 1300 км, но в дальнейшем эта цифра была увеличена до 2000 км.
Двигаясь вокруг Земли по орбите, спутник, «подспутник» и третья ступень (ракета-носитель) совершают полный оборот примерно за 90 минут. За это время сама Земля успевает повернуться на какой-
