О запуске советской ракеты в сторону Луны

Эта скорость является критической в том смысле, что при меньших скоростях называемых эллиптическими, тело либо становится спутником Земли, либо, поднявшись на некоторую предельную высоту возвращается на Землю.

При скоростях, больших второй космической скорости (гиперболических скоростях) или равных ей, тело способно преодолеть земное тяготение и навсегда удалиться от Земли.

Советская космическая ракета к моменту выключения ракетного двигателя последней ее ступени превысила вторую космическую скорость. На дальнейшее движение ракеты, до сближения ее с Луной, основное влияние оказывает сила притяжения Земли. Вследствие этого, согласно законам небесной механики, траектория движения ракеты относительно центра Земли очень близка к гиперболе, для которой центр Земли является одним из ее фокусов. Траектория наиболее искривлена вблизи Земли и распрямляется с удалением от Земли. На больших расстояниях от Земли траектория становится весьма близкой к прямой линии.

В начале движения ракеты по гиперболической траектории она движется весьма быстро. Однако, по мере удаления от Земли, скорость ракеты под действием силы земного тяготения уменьшается. Так, если на высоте 1500 км скорость ракеты относительно центра Земли была несколько более 10 километров в секунду, то на высоте 100 тысяч километров она равнялась уже примерно 3,5 километра в секунду.

Скорость поворота радиуса-вектора, соединяющего центр Земли с ракетой, убывает, согласно второму закону Кеплера, обратно пропорционально квадрату расстояния от центра Земли. Если в начале движения эта скорость составляла примерно 0,07 градуса в секунду, т. е. более чем в 15 раз превышала угловую скорость суточного вращения Земли, то примерно через час она стала меньше угловой скорости Земли. Когда же ракета приближалась к Луне, то скорость поворота ее радиуса-вектора уменьшилась более чем в 2000 раз и стала уже в пять раз меньше угловой скорости обращения Луны вокруг Земли. Скорость же обращения Луны составляет лишь ¹/₂₇ угловой скорости Земли.

Эти особенности движения ракеты по траектории определили характер ее перемещения относительно поверхности Земли.

На карте изображено перемещение проекции ракеты на поверхность Земли с течением времени. Пока скорость поворота радиуса-вектора ракеты была велика по сравнению со скоростью вращения Земли, эта проекция перемещалась на восток, постепенно отклоняясь на юг. Затем проекция стала перемещаться сначала на юго-запад и через 6-7 часов после старта ракеты, когда скорость поворота радиуса-вектора стала весьма мала, почти точно на запад.

Движение ракеты среди созвездий на небесной сфере изображено на схеме. Движение ракеты на небесной сфере было очень неравномерным — быстрое в начале и очень медленное к концу.

Примерно через час полета путь ракеты на небесной сфере вошел в созвездие Волосы Вероники. Затем ракета перешла на небесном своде в созвездие Девы, в котором и произошло ее сближение с Луной.

3 января в 3 часа 57 минут московского времени, когда ракета находилась в созвездии Девы, примерно в середине треугольника, образованного звездами Арктуром, Спикой и Альфой Весов, специальным устройством, установленным на борту ракеты, была создана искусственная комета, состоящая из паров натрия, светящихся в лучах Солнца. Эту комету можно было наблюдать с Земли оптическими средствами в течение нескольких минут. Во время прохождения около Луны ракета находилась на небесной сфере между звездами Спика и Альфа Весов.

Путь ракеты на небесном своде при сближении с Луной наклонен к пути Луны примерно на 50°. Вблизи Луны ракета двигалась на небесной сфере приблизительно в 5 раз медленнее, чем Луна.

Луна, двигаясь по своей орбите вокруг Земли, подходила к точке сближения с ракетой справа, если смотреть с северной части Земли. Ракета приближалась к этой точке сверху и справа. В период наибольшего сближения ракета находилась выше и немного правее Луны.

Время полета ракеты до орбиты Луны зависит от избытка начальной скорости ракеты над второй космической скоростью и будет тем меньше, чем больше этот избыток. Выбор величины этого избытка был произведен с учетом того, чтобы прохождение ракеты вблизи Луны можно было наблюдать радиосредствами, расположенными на территории Советского Союза и в других странах Европы, а также в Африке и в большей части Азии. Время движения космической ракеты до Луны составило 34 часа.

Во время наибольшего сближения расстояние между ракетой и Луной составляло, по уточненным данным, 5-6 тысяч километров, т. е. примерно полтора поперечника Луны.

Когда космическая ракета приблизилась к Луне на расстояние в несколько десятков тысяч километров, притяжение Луны начало оказывать заметное влияние на движение ракеты. Действие тяготения Луны привело к отклонению направления движения ракеты и изменению величины скорости ее полета вблизи Луны. При сближении Луна была ниже ракеты, и поэтому, вследствие притяжения Луны, направление полета ракеты отклонилось вниз. Притяжение Луны создало также местное увеличение скорости. Это увеличение достигло максимума в районе наибольшего сближения.

После сближения с Луной космическая ракета продолжала удаляться от Земли, скорость ее относительно центра Земли убывала, приближаясь к величине, равной примерно 2 километрам в секунду.

На расстоянии от Земли порядка 1 миллиона километров и более влияние притяжения Земли на ракету настолько ослабевает, что движение ракеты можно считать происходящим лишь под действием силы тяготения Солнца. Примерно 7-8 января советская космическая ракета вышла на свою самостоятельную орбиту вокруг Солнца, стала его спутником, превратившись в первую в мире искусственную планету солнечной системы.

Скорость ракеты относительно центра Земли в период 7-8 января была направлена примерно в ту же сторону, что и скорость Земли в ее движении вокруг Солнца. Так как скорость Земли равняется 30 километрам в секунду, а скорость ракеты относительно Земли — 2 километра в секунду, то скорость движения ракеты, как планеты, вокруг Солнца была равна приблизительно 32 километрам в секунду.

Точные данные о положении ракеты, направлении и величине ее скорости на больших расстояниях от Земли позволяют по законам небесной механики рассчитать движение космической ракеты как планеты солнечной системы. Расчет орбиты произведен без учета возмущений, которые могут вызвать планеты и другие тела солнечной системы. Вычисленная орбита характеризуется следующими данными:

наклонение орбиты к плоскости орбиты Земли составляет около 1°, т. е. весьма мало;

эксцентриситет орбиты искусственной планеты равен 0,148, что заметно больше, чем эксцентриситет земной орбиты, равный 0,017;

минимальное расстояние от Солнца составит около 146 миллионов километров, т. е. будет лишь на несколько миллионов километров меньше расстояния Земли от Солнца (среднее расстояние Земли от Солнца составляет 150 миллионов километров);

максимальное расстояние искусственной планеты от Солнца составит около 197 миллионов километров, т. е. космическая ракета при этом будет находиться от Солнца на 47 миллионов километров дальше, чем Земля;

период обращения искусственной планеты вокруг Солнца будет 450 суток, т. е. около 15 месяцев. Минимальное расстояние от Солнца будет достигнуто впервые в середине января 1959 г., а максимальное — в начале сентября 1959 года.

Интересно отметить, что орбита советской искусственной планеты подходит к орбите Марса на расстояние порядка 15 миллионов километров, т. е. примерно в 4 раза ближе, чем орбита Земли.

Расстояние между ракетой и Землей при их движении вокруг Солнца будет изменяться, то увеличиваясь, то уменьшаясь. Наибольшее расстояние между ними может достигать величин 300-350 миллионов километров.

В процессе обращения искусственной планеты и Земли вокруг Солнца они могут сблизиться на расстояние порядка миллиона километров.

Последняя ступень космической ракеты является управляемой ракетой, крепящейся посредством переходника к предшествующей ступени.

Управление ракетой осуществляется автоматической системой, стабилизирующей положение ракеты на заданной траектории и обеспечивающей расчетную скорость в конце работы двигателя. Последняя ступень космической ракеты после израсходования рабочего запаса топлива весит 1472 килограмма.

Кроме устройств, обеспечивающих нормальный полет последней ступени ракеты, в корпусе ее расположены:

герметичный, отделяемый контейнер с научной и радиотехнической аппаратурой;

два передатчика с антеннами, работающие на частотах 19,997 мгц и 19,995 мгц;

счетчик космических лучей;

радиосистема, с помощью которой определяется траектория полета космической ракеты и прогнозируется ее дальнейшее движение;

аппаратура для образования искусственной натриевой кометы.

Контейнер расположен в верхней части последней ступени космической ракеты и защищен от нагрева при прохождении ракетой плотных слоев атмосферы сбрасываемым конусом.

Контейнер состоит из двух сферических тонких полуоболочек, герметично соединенных между собой шпангоутами с уплотнительной прокладкой из специальной резины. На одной из полуоболочек контейнера расположены 4 стержня антенн радиопередатчика, работающего на частота 183,6 мгц. Эти антенны закреплены на корпусе симметрично относительно полого алюминиевого штыря, на конце которого расположен датчик для измерения магнитного поля Земли и обнаружения магнитного поля Луны. До момента сброса защитного конуса антенны сложены и закреплены на штыре магнитометра. После сброса защитного конуса антенны раскрываются. На этой же полуоболочке расположены две протонные ловушки для обнаружения газовой компоненты межпланетного вещества и два пьезоэлектрических датчика для изучения метеорных частиц.

Полуоболочки контейнера выполнены из специального алюминиево-магниевого сплава. На шпангоуте нижней полуоболочки крепится приборная рама трубчатой конструкции из магниевого сплава, на которой расположены приборы контейнера.

Внутри контейнера размещена следующая аппаратура:

1. Аппаратура для радиоконтроля траектории движения ракеты, состоящая из передатчика, работающего на частоте 183,6 мгц, и блока приемников.

2. Радиопередатчик, работающий на частоте 19,993 мгц.

3. Телеметрический блок, предназначенный для передачи по радиосистемам на Землю данных научных измерений, а также данных о температуре и давлении в контейнере.

4. Аппаратура для изучения газовой компоненты межпланетного вещества и корпускулярного излучения Солнца.

5. Аппаратура для измерения магнитного поля Земли и обнаружения магнитного поля Луны.

6. Аппаратура для изучения метеорных частиц.

7. Аппаратура для регистрации тяжелых ядер в первичном космическом излучении.

8. Аппаратура для регистрации интенсивности и вариаций интенсивности космических лучей и для регистрации фотонов в космическом излучении.

Радиоаппаратура и научная аппаратура контейнера получают электропитание от серебряно-цинковых аккумуляторов и окисно-ртутных батарей, размещенных на приборной раме контейнера.

Контейнер наполнен газом при давлении 1,3 атм. Конструкция контейнера обеспечивает высокую герметичность внутреннего объема. Температура газа внутри контейнера поддерживается в заданных пределах (около 20°С). Указанный температурный режим обеспечивается приданием оболочке контейнера определенных коэффициентов отражения и излучения за счет специальной обработки оболочки. Кроме того, в контейнере установлен вентилятор, обеспечивающий принудительную циркуляцию газа. Циркулирующий в контейнере газ отбирает тепло от приборов и отдает его оболочке, являющейся своеобразным радиатором.

Отделение контейнера от последней ступени космической ракеты происходит после окончания работы двигательной установки последней ступени.

Отделение контейнера необходимо с точки зрения обеспечения теплового режима контейнера. Дело в том, что в контейнере расположены приборы, выделяющие большое количество тепла. Тепловой режим, как указано выше, обеспечивается сохранением определенного баланса между теплом, излучаемым оболочкой контейнера, и теплом, получаемым оболочкой от Солнца.

Отделение контейнера обеспечивает нормальный режим работы антенн контейнера и аппаратуры для измерения магнитного поля Земли и обнаружения магнитного поля Луны; в результате отделения контейнера устраняются магнитные влияния металлической конструкции ракеты на показания магнитометра.

Общий вес научной и измерительной аппаратуры с контейнером, вместе с источниками питания, размещенными на последней ступени космической ракеты, составляет 361,3 килограмма.

В ознаменование создания в Советском Союзе первой космической ракеты, ставшей искусственной планетой солнечной системы, на ракете установлены два вымпела с Государственным гербом Советского Союза. Эти вымпелы расположены в контейнере.

Один вымпел выполнен в виде тонкой металлической ленты. На одной стороне ленты имеется надпись: «Союз Советских Социалистических Республик», а на другой изображены гербы Советского Союза и надпись: «Январь 1959 Январь». Надписи нанесены специальным, фотохимическим способом, обеспечивающим длительное их сохранение.

Второй вымпел имеет сферическую форму, символизирующую искусственную планету. Поверхность сферы покрыта пятиугольными элементами из специальной нержавеющей стали. На одной стороне каждого элемента вычеканена надпись: «СССР Январь 1959 г.», на другой — герб Советского Союза и надпись «СССР».

***

Из публикаций в "Правде".