Искусственный спутник земли

1 — спутник; 2 — носовой конус, предохраняющий спутник от нагрева при подъеме; 3 — выбрасывающий механизм (взрывной или пружинный); 4 — третья ступень ракеты; 5 — источник электроэнергии третьей ступени; 6 — бак с гелием для подачи топлива в двигатель; 7 — бак для горючего второй ступени (диметилгидразин); 8 — бак для окислителя (азотная кислота); 9 — двигатель второй ступени; 10 — источник электроэнергии второй ступени; 11 — бак для горючего первой ступени (75% этилового спирта, 25% бензина с добавкой силиконового масла); 12 — бак для перекиси водорода; 13 — бак для окислителя (жидкий кислород); 14 — турбонасосы, работающие на перекиси водорода; 15 — двигатель первой ступени

Характерной особенностью ракеты является отсутствие у всех трех ступеней стабилизаторов и рулей; управление по тангажу[23] и рысканью[24] на первой и второй ступенях будет осуществляться путем поворота жидкостных реактивных двигателей, смонтированных на карданных шарнирах. Отклонение на угол до 5° будет производиться с помощью электрогидравлического привода, получающего команды от гироскопов гироскопического блока, с помощью которого первая и вторая ступени ракеты будут управляться в полете. Гироблок располагается на второй ступени. Управление по крену будет осуществляться с помощью небольших, тангенциально расположенных жидкостных ракетных двигателей. Неуправляемая третья ступень будет ориентирована по высоте, положению и направлению второй ступенью, которая придает ей также стабилизирующее вращение, прежде чем начнет работать двигатель третьей ступени.

Общая длина ракеты на старте составит 22 м, максимальный диаметр 1,15 м.

В качестве первой ступени ракеты для запуска спутника предполагалось использовать несколько измененную исследовательскую ракету «Викинг» с новым форсированным двигателем. Этот двигатель должен обеспечить разгон ракеты до 15% орбитальной скорости. Тяга этого двигателя составит 12,2 т, а время работы 125–140 сек. Двигатель будет работать на смеси спирта с бензином и жидком кислороде, подаваемых из баковых отсеков с помощью турбонасосов. По мере расходования топлива баки будут заполняться гелием.

ЖРД второй ступени ракеты будет работать на дымящей азотной кислоте и гидрозине, подаваемых в камеру сгорания под давлением сжатого гелия. Большое число миниатюрных реактивных двигателей стабилизации обеспечит управление ракетой после окончания работы двигателя второй ступени, когда вторая и третья ступени будут набирать орбитальную высоту. Ожидается, что вторая ступень наберет 32% орбитальной скорости. Носовой конус второй ступени будет перекрывать третью ступень и самый спутник, предохраняя их от аэродинамического нагревания; конус будет сброшен во время начальной стадии работы второй ступени, когда плотность воздуха уменьшится и соответственно уменьшится нагревание ракеты.

Как мы уже говорили, третья ступень ракеты неуправляемая; для обеспечения устойчивости в полете она будет вращаться вокруг продольной оси.

После выхода на орбиту третья ступень и спутник могут быть разделены и продолжать свой путь по орбите как два самостоятельных спутника. Это целесообразно сделать во избежание проникновения тепла от двигателя к чувствительным приборам спутника, а также для удобства размещения телеметрических антенн.

4. Запуск ракет-носителей и выход их на орбиту

Как же запускается на орбиту ракета-носитель ИСЗ? Казалось бы, выгоднее всего запустить ракету вертикально вверх, так как в этом случае она полетела бы к орбите по кратчайшему пути. Однако такой метод осуществления запуска оказывается самым невыгодным с точки зрения потребного расхода топлива.

Рассмотрим этот вопрос подробнее.

Ракета, запущенная вертикально, набирает скорость не мгновенно, а в течение некоторого времени. Сила же притяжения Земли, действующая постоянно в течение этого же времени, вызывает обратный снос ракеты к центру Земли (так называемый гравитационный снос).