Космическая скорость. Первый спутник Земли.

"Космические скорости".
Выполнила: ученица 9 "Б" класса
Краюхина Дарья
2011 год
Космические скорости первая, вторая, третья, критические значения скорости космического
аппарата в момент выхода его на орбиту (т. е. в момент прекращения работы двигателей
ракеты-носителя) в гравитационном поле. Каждая Космические скорости вычисляется по
определённым формулам и может быть физически интерпретирована как минимальная
начальная скорость, при которой космический аппарат, запускаемый с Земли, может или стать
искусственным спутником (первая Космические скорости), или выйти из сферы действия
тяготения Земли (вторая Космические скорости), или покинуть Солнечную систему,
преодолев притяжение Солнца (третья Космические скорости). В литературе встречаются 2
варианта математического определений Космические скорости В одном из вариантов
Космические скорости может быть вычислена для любой высоты над земной поверхностью
или
любого
расстояния
от
центра
Земли.
Первая Космические скорости uI на расстоянии r or центра Земли определяется по формуле
, где f — постоянная тяготения, М — масса Земли. Принимается (см.
Фундаментальные астрономические постоянные) fM = 398603 км3/сек2. В небесной механике
эта скорость называется также круговой скоростью, т. к. в задаче двух тел движение по кругу
радиуса r тела с массой m вокруг др. тела, обладающего несравнимо большей массой М (при
М
>>
m),
происходит
именно
с
такой
скоростью.
Если в момент выхода на орбиту космический аппарат имеет скорость u0 = uI,
перпендикулярную направлению на центр Земли, то его орбита (при отсутствии возмущений)
будет круговой. При u0 < uI, орбита имеет форму эллипса, причём точка выхода на орбиту
расположена в апогее. Если эта точка находится на высоте около 160 км, то сразу же после
момента выхода на орбиту спутник попадает в лежащие ниже плотные слои атмосферы и
сгорает. Т. о., для указанной высоты первая Космические скорости является минимальной
для того, чтобы космический аппарат стал спутником Земли. На больших высотах
космический аппарат может стать спутником и при u0, несколько меньших uI, вычисленной
для этой высоты. Так, на высоте 300 км космическому аппарату для этого достаточно иметь
скорость
на
45
м/сек
меньшую,
чем
uI.
Вторая Космические скорости uII на расстоянии r от центра Земли определяется по формуле
. Вторая Космические скорости называется также скоростью
освобождения (убегания, ускользания), или параболической скоростью, т. к. при начальной
скорости u0 = uII, тело с массой m в задаче двух тел будет двигаться относительно тела с
массой М (при М >>m) по параболической орбите и удалится сколь угодно далеко,
освобождаясь, в известном смысле, от гравитационного воздействиям. Скорости, меньшие
параболической, называются эллиптическими, а большие — гиперболическими, т. к. при
таких начальных скоростях движение в задаче двух тел с массами m и М (при М >> m)
происходит по эллиптической
или гиперболической
орбитам соответственно.
Значения первой и второй Космические скорости для различных высот h, отсчитываемых от
уровня моря на экваторе (h = r — 6378 км), приведены в табл. 1.
Табл. 1. — Первая (uI) и вторая (uII) космические скорости для разных высот (h) над уровнем
моря
h, км
uI км/сек
uII
км/сек
0
7,90
11,18
100
7,84
11,09
200
7,78
11,01
300
7,73
10,93
500
7,62
10,77
1000
7,35
10,40
5000
5,92
8,37
10000
4,94
9,98
Понятия Космические скорости применяются также при анализе движения космических
аппаратов в гравитационных полях любых планет или их естественных спутников, а также
Солнца. Так можно определить Космические скорости для Венеры, Луны, Солнца и др. Эти
скорости вычисляются по приведённым выше формулам, в которых в качестве М принимается
масса соответствующего небесного тела. Значения fM для некоторых небесных тел приведены
в
табл.
2.
Табл. 2. — Значения гравитационной постоянной для Луны, Солнца и планет
Небесное тело
fM, км3/сек2
Луна<
4,903×103
Солнце
1,327×1011
Меркурий
2,169×104
Венера
3,249×105
Земля
3,986×105
Марс
4,298×104
Юпитер
1,267×108
Сатурн
3,792×107
Уран
5,803×106
Нептун
7,026×106
Плутон
3,318×105
Третья Космические скорости uIII определяется из условия, что космический аппарат, достигнув
границы сферы действия тяготения Земли (т. е. расстояния около 930000 км от Земли), имеет
относительно Солнца параболическую скорость (вблизи орбиты Земли эта скорость равна 42,10
км/сек). Относительно Земли в этот момент скорость космического аппарата не может быть меньше
12,33 км/сек, для чего, согласно формулам небесной механики, при запуске вблизи поверхности
Земли (на высоте 200 км) скорость космического аппарата должна составлять около 16,6 км/сек.
В др. варианте математического определения первая, вторая и третья Космические скорости
вычисляются по тем же формулам, но только для самой поверхности шаровой однородной модели
Земли (радиусом 6371 км). В этом смысле первая Космические скорости является круговой
скоростью, а вторая Космические скорости — параболической скоростью, рассчитанными для
поверхности Земли. При этих условиях Космические скорости имеют единственные значения:
первая Космические скорости равна 7,910 км/сек, вторая — 11,186 км/сек, третья — 16,67 км/сек.
При гипотетическом запуске космического аппарата с поверхности такой модели Земли,
принимаемой абсолютно гладкой и лишённой атмосферы, Космические скорости в точности
отвечают
физической
интерпретации,
указанной
в
начале
статьи.
Аналогично Космические скорости могут быть вычислены также и для поверхностей др.
небесных тел. Так, для Луны первая Космические скорости составляет 1,680 км/сек, вторая —
2,375 км/сек. Вторая Космические скорости для Венеры и Марса равна, соответственно, 10,4
км/сек и 5,0 км/сек.
"Cоздание первых искусственных
спутников Земли".
Выполнила: Мартюченко Анастасия
ученица 11 "А" класса
2011 год
Занимаясь созданием баллистических ракет дальнего действия и особенно
межконтинентальной ракеты Р-7, Сергей Павлович Королев постоянно возвращался к идее
практического освоения космоса. В 1957 году Сергей Павлович Королев писал в ЦК КПСС и
Совет Министров СССР: "Просим разрешить подготовку и проведение пробных пусков двух
ракет, приспособленных в варианте ИСЗ, в период апрель - июнь 1957 года, до официального
начала Международного геофизического года. Ракету путем некоторых переделок можно
приспособить для пуска варианта ИСЗ, имеющего небольшой полезный груз в виде приборов
весом около 25 кг. ...Разрабатывается ИСЗ весом около 1200 кг, куда входит большое
количество разнообразной аппаратуры для научных исследований, подопытные животные и т.
д. Первый запуск этого спутника установлен в 1957 году и, учитывая большую сложность,
может быть произведен в конце 1957 года..."
Его мечта приобретала реальные очертания и была близка к осуществлению.
Состоявшиеся встречи С.П. Королева с ведущими учеными страны по различным
направлениям науки, особенно по геофизике и астрономии, определили основные задачи
исследований в космическом пространстве. 16 марта 1954 года состоялось совещание у
академика М.В. Келдыша, где был определен круг научных задач, решаемых с помощью
искусственных спутников Земли. Об этих планах поставили в известность Президента
Академии наук СССР А.Н. Несмеянова.
Важное значение для положительного решения вопроса имело совещание 30 августа 1955
года у председателя ВПК В.М. Рябикова. С.П. Королев шел на заседание к Б,М. Рябикову с
новыми предложениями. По его заданию начальник сектора ОКБ-1 Е.Ф. Рязанов подготовил
данные о параметрах космического аппарата для полета к Луне. Для этого были предложены
два варианта III ступени ракеты Р-7 с компонентами топлива кислород - керосин и моноокись
фтора - этиламины, Аппарат, доставляемый к Луне, должен был иметь массу 400 кг в первом
варианте и 800-1000 кг - во втором. М.В. Келдыш поддержал идею создания трехступенчатой
ракеты для исследования Луны, однако инженер-полковник А.Г. Мрыкин выразил
озабоченность, что будут сорваны сроки разработки ракеты Р-7 и что разработка спутника
отвлечет внимание от основных работ, и предложил отложить создание спутника до
завершения испытаний ракеты Р-7. Постановление о работах по ИСЗ было принято 30 января
1956 года. Это Постановление предусматривало создание в 1957-1958 гг и выведение ракетой
типа Р-7 неориентированного ИСЗ (объект Д) массой 1000-1400 кг с аппаратурой для научных
исследований массой 200-300 кг.
Этим же Постановлением общее научное руководство и обеспечение аппаратурой для
исследований возлагалось на Академию наук СССР; создание ИСЗ как специального носителя
аппаратуры для научных исследований - на Министерство оборонной промышленности
(головной исполнитель ОКБ-1); разработка комплекса системы управления, радиотехнической
аппаратуры и телеметрических систем - на Министерство радиотехнической
промышленности; создание гироскопических приборов - на Министерство судостроительной
промышленности; разработка комплекса наземного пускового, заправочного и подъемнотранспортного оборудования - на Министерство машиностроения; проведение пусков - на
Министерство обороны.
Разработку эскизного проекта ИСЗ поручили проектному отделу, руководимому С.С.
Крюковым; научным консультантом стал М.К. Тихонравов, Над эскизным проектом работал
сектор Е.Ф. Рязанова в составе И.В. Лаврова, В.В. Молодцова, В.И. Петрова, Н.П. Кутыркина,
А.М. Сидорова, Л.Н. Солдатовой, М.С. Флорианского, Н.П. Белоусова, В.В. Носкова идр.
К июлю 1956 года эскизный проект был готов. Соответствующие проекты были
разработаны смежными организациями. К моменту завершения проекта определился состав
научных задач, решаемых спутником, что составило идейную основу новой разработки. К
концу 1956 года выяснилось, что есть реальная угроза срыва намеченных планов по запуску
ИСЗ типа Д из-за трудностей создания научной аппаратуры и более низкого удельного
импульса тяги в пустоте двигателей ракеты Р-7 (304 вместо 309-310 кгс-с/кг по проекту).
Правительством был установлен новый срок запуска - апрель 1958 года. В связи с этим ОКБ-1
внесло предложение о запуске простейшего спутника массой порядка 100 кг в апреле - мае
1957 года, до начала Международного геофизического года (июль 1957 года). В связи с новым
предложением ОКБ-1 15 февраля 1957 года было принято Постановление,
предусматривающее выведение простейшего неориентированного спутника Земли (объект
ПС) на орбиту, проверку возможности наблюдения за ПС на орбите и прием сигналов,
передаваемых с объекта ПС. Предполагалось выведение двух спутников с использованием
двух ракет Р-7 (8К71). Запуск спутников разрешался только после одного-двух пусков ракеты
Р-7 с положительными результатами.
Простейший спутник ПС-1 представлял собой контейнер сферической формы диаметром
580 мм. Его корпус состоял из двух полуоболочек со стыковочными шпангоутами,
соединенных между собой 36 болтами. Герметичность стыка обеспечивалась резиновой
прокладкой, После сборки контейнер заполнялся осушенным азотом до давления 1,3 кгс/см. В
верхней полуоболочке располагались две антенны длиной 2,4 м и две - 3,9 м, а также
пружинный механизм, разводящий штыри на угол 35° от продольной оси контейнера.
Антенны разрабатывала лаборатория М.В. Краюшкина.
Снаружи верхняя полуоболочка была покрыта защитным экраном, а на ее внутренней
поверхности находился кронштейн для крепления радиопередатчика (разработчик В.И. Лаппо
из НИИ-885, главный конструктор М.С. Рязанский). Блок электропитания, состоящий из трех
батарей на основе серебряно-цинковых элементов, был создан в Институте источников тока
под руководством Н.С. Лидоренко. В состав апаратуры ПС-1 входили также дистанционный
переключатель, вентилятор системы терморегулирования, сдвоенное термореле и
контрольные термо- и барореле,
Радиопередатчик мощностью 1 Вт периодически излучал сигналы длительностью 0,4 с
попеременно на волнах 7,5 и 15 м. Длительность сигналов изменялась при повышении (выше
50°С) или понижении (ниже 0°С) температуры и при падении давления ниже 0,35 кгс/см за
счет срабатывания одного из контрольных термо- или барореле, Температура в ПС-1
поддерживалась вентилятором, срабатывающим от термореле при температуре выше 23°С.
Источники энергопитания были рассчитаны на беспрерывную работу в течение двух недель.
Общая масса ПС-1 составила 83,6 кг Для стыковки ПС-1 с ракетой предусматривался
специальный переходный отсек. Система отделения обеспечивала сброс головного обтекателя
и отделение спутника от центрального блока ракеты.
Работа производственников и конструкторов при изготовлении первого ИСЗ проводилась
одновременно из-за очень сжатых сроков, Основная трудность была в изготовлении
сферических полуоболочек гидровытяжкой, их сварке со шпангоутом и полировке наружных
поверхностей: на них не допускалась даже малейшая царапина, сварка швов должна быть
герметичной и контролировалась рентгеном, а герметичность собранного контейнера
проверялась гелиевым течеискателем ПТИ-4.
При экспериментальной отработке спутника проводились макетирование размещения
бортовой аппаратуры, кабельной сети и механизмов; проверка на герметичность спутника
после его сборки с помощью гелиевого течеискателя; отработка процессов сброса головного
обтекателя и отделения спутника от ракеты-носителя (макетный образец спутника
многократно стыковался и отстыковывался от РН с одновременным сбросом головного
обтекателя); исследование теплового режима в целях определения реальных температур
спутника, Экспериментальная отработка спутника подтвердила высокую надежность его
конструкции, аппаратуры, что позволило принять решение о его запуске. Подготовка
спутника к полету на полигоне проводилась в монтажно-испытательном корпусе технической
позиции РН, где было организовано для этого специальное рабочее место, Все системы
спутника подвергались проверке на функционирование.
Подготовка ракеты 8К71ПС на технической позиции шла под особым контролем и
наблюдением, причем особое внимание уделялось контролю правильности прохождения
команд на сброс головного обтекателя и отделение спутника.
Запуск ракеты с первым искусственным
спутником Земли осуществлялся в соответствии с
"Программой
проведения
пробных
запусков
простейших неориентированных ИСЗ (объект ПС) с
помощью изделия 8К71ПС", утвержденной Д.Ф,
Устиновым, В.Д. Калмыковым, А.Н. Несмеяновым,
В.М, Рябиковым, М.И. Неделиным. Пуск ракетыносителя 8К71ПС № М1-ПС с первым ИСЗ состоялся
4 октября 1957 года в 22 ч 28 мин по московскому
времени (это был пятый пуск ракеты Р-7). II ступень
ракеты со спутником вышла на орбиту с перигеем
228 и апогеем 947 км и временем одного оборота
вокруг Земли 96,2 мин. ИСЗ отделился от II ступени
ракеты-носителя на 315-й секунде после старта.
Таким образом, подводя итоги, можно сказать,
что с помощью первых советских искусственных
спутников Земли получены сведения о прохождении
радиоволн с космических аппаратов, о плотности
атмосферы на больших высотах, некоторые
характеристики
космического
пространства;
получены первые данные о поведении и жизни
животного в космическом полете; подтверждена
правильность инженерных решений при создании
космической техники.
Внутреннее устройство Первого ИСЗ
1 — сдвоенное термореле системы терморегулирования;
2 — радиопередатчик;
3 — контрольные термо- и барореле;
4 — антенна;
5 — аккумуляторная батарея;
6 — вентилятор;
7 — диффузор;
8 — дистанционный переключатель;
9 — экран