Обитаемые космические станции
Шрифт:
Экваториальные и близкие к ним орбиты совершенно непригодны для геофизических наблюдений поскольку с таких орбит обзору доступна лишь небольшая полоса вдоль экватора. Увеличение высоты экваториальной орбиты не улучшает обзор, так как при этом уменьшаются видимые размеры деталей на земной поверхности. Поверхность, доступная для наблюдения, увеличивается с ростом угла наклона плоскости орбиты к экватору. Полярные орбиты, плоскость которых проходит через полюса Земли, обеспечивают полный охват наблюдениями всей земной поверхности и не подвержены прецессии. Например, при полярной орбите с высотой 600 км полное «покрытие» поверхности Земли
Полярные орбиты очень выгодны для ОКС, предназначенных для использования в качестве межпланетных станций, Космические корабли, стартующие с борта такой ОКС, могут иметь относительно небольшую антирадиационную защиту. Ведь конфигурация околоземных радиационных зон такова, что в районе полюсов интенсивность радиации близка к нулю. Околополярные районы, через которые периодически проходит станция при движении по полярной орбите, представляют собой естественные ворота для безопасного выхода кораблей в дальний космос и возвращения их на Землю.
Для астрономических наблюдений имеет значение еще и другая ориентация орбиты — относительно плоскости эклиптики, т. е. плоскости, в которой лежит орбита Земли (ось вращения Земли составляет ней угол 66°33'). Продолжительность непрерывного наблюдения за Солнцем, планетами я звездами находится в прямой зависимости от этой ориентации, причем максимальная продолжительность наблюдения Солнца, любой из планет или звезд получается в каждом отдельном случае при определенном угле между плоскостями эклиптики и орбиты ОКС.
Например, полярная орбита ОКС, лежащая в плоскости, перпендикулярной плоскости эклиптики, дает возможность два раза в год непрерывно в течение 52 дней наблюдать Солнце.
Выбор наивыгоднейшей ориентации орбиты ОКС для наблюдения за планетами значительно сложнее, нежели в случае наблюдения за Солнцем. В лучшем случае удастся добиться нескольких часов в год непрерывного наблюдения за той или иной планетой.
При выборе оптимальной ориентации ОКС для астрономических наблюдений необходимо учитывать, что плоскости орбиты с углом наклона менее 60° к плоскости эклиптики являются малопригодными, поскольку при движении по такой орбите станция постоянно будет проходить через тень Земли, закрывающую как Солнце, так и планеты.
В качестве примера приведем данные орбиты, предназначенной для ОКС фирмы «Локхид» (США), в какой-то мере удовлетворяющие большинству из рассмотренных требований:
высота апогея — 720 км;
высота перигея — 560 км;
период обращения — 97,2 мин;
угол наклона к плоскости экватора — 80°;
скорость прецессии в западном направлении — 1° в день.
Такая орбита (рис. 7) обеспечивает почти полное «покрытие» поверхности Земли, необходимое для целей геофизики, метеорологии, картографии, геодезии, навигации и т. д. Со станции, движущейся по такой орбите, можно будет дважды в год по 50 дней непрерывно вести наблюдения за Солнцем. Западное направление прецессии орбиты, при котором станция как бы несколько от стает от Земли в ее движении вокруг Солнца, способствует продолжительности наблюдений за планетами.
Такая орбита несколько уступает полярным орбитам в отношении оптимальных условий, необходимых для научных исследований, но зато дает преимущества с точки зрения возможностей существующих ракет-ускорителей, поскольку запуск на нее можно осуществлять в восточном направлении, т. е. с использованием скорости вращения Земли. Конечная скорость, которую надо было бы развить ракете-носителю для достижения полярной орбиты с такими же значениями высот апогея и перигея, на 65 м/сек больше.
Предлагаемая орбита имеет еще одно достоинство: требуемая точность управления ракетой при выведении ОКС на такую орбиту относительно невысока (допустимая ошибка по направлению ±0,5°, а допустимое отклонение конечной скорости от расчетной ±15 м/сек).
Возникает и такой вопрос: как мыслится технически решить проблему поддержания постоянства формы орбиты? Специалисты американской фирмы «Локхид» считают, что эта проблема вполне разрешима, если два — три раза в год кратковременно включать специальный двигатель коррекции с небольшой тягой. А если на борту станции будут находиться плазменные или ионные двигатели для создания небольшой постоянной тяги, тогда точность и продолжительность поддержания параметров орбиты еще более увеличатся.
Заслуживает внимания предложение об использовании более низких орбит (150 км и ниже) для забора и накопления воздуха верхних слоев атмосферы. Движущаяся по орбите ОКС сможет собирать этот воздух в ожиженном состоянии в специальные резервуары с последующим разделением его на кислород и азот. Жидкие газы найдут на борту ОКС самое широкое применение. Кислород можно использовать для дозаправки стартующих с Земли межпланетных кораблей. Кроме того, жидкие кислород и азот, собранные на низкой орбите, можно применять для нужд самой ОКС. Кислород будет использоваться для поддержания жизнедеятельности членов экипажа и как окислитель в двигателях изменения параметров орбиты.
Азот может также применяться как рабочее тело корректирующих двигательных установок (ионных, плазменных). Таким образом, корректировка низкой орбиты, на параметры которой будет сильно влиять сопротивление среды, потребует земного запаса топлива лишь на начальной стадии орбитального полета.
Зарубежные авторы считают, что при запуске ОКС на высокую орбиту можно снизить стартовый вес почти на 75 % при увеличении полезной нагрузки на 40 %, если предварительно накопить воздух на высоте около 100 км. Стартовый вес такой станции может быть даже меньше орбитального (в два раза), а вес захваченного и сжиженного кислорода составит 80–90 % общего веса топлива [25].
До сих пор все космические корабли строились целиком на Земле и на активном участке траектории полета являлись органической частью последней ступени ракеты-носителя. После выхода на орбиту космический корабль отделялся от последней ступени и практически тотчас же. был готов к работе. Требовалось лишь сбросить защитные кожухи и обтекатели, раскрыть солнечные батареи и выпустить антенны.
Такой способ вполне пригоден и для создания небольших ОКС. Орбитальная станция, например рассчитанная на экипаж из трех — четырех человек и месяц полета, будет весить, по подсчетам специалистов, около 10 т [17]. Такая полезная нагрузка вполне доступна для ракетной техники сегодняшнего дня.