39
та и увеличивая а тах> можно резко сократить время пе-
релета. Если в качестве даты старта взять, например,
28 сентября 1960 г. и Y = 11,54 м 2 /с 3 , то при к.п.д. 70%
и К = 13 кг/кВт оказывается, что доля полезной нагруз-
Рис, 16. Изолинии характеристик полета к Марсу. Сплошные ли-
нии — изолинии максимальных ускорений [мм/с 2 ]; пунктирные —
изолинии значений Y [м 2 /с 3 ]
ки составит 45% от стартового веса. Оценка оптималь-
ной скорости истечения дает при этом значение 44 км/с,
т. е. удельный импульс более 4000 с. Доля полезного
груза резко уменьшается с ростом К и при К =
= 100 кг/кВт она оказывается уже меньше 1%.
Условие постоянства Р характерно для идеально ре-
гулируемых двигателей с малой тягой и внешним источ-
ником энергии. Существуют также ситуации, когда ско-
рость истечения постоянна, а мощность в принципе не
ограничена. Этот случай реализуется в полетах с ис-
56
пользованием химических ракетных двигателей (напри-
мер, ЖРД). Поскольку соответствующая формула
масс — это формула Циолковского, то оптимизации
(минимизации) подлежит уже величина характеристи-
ческой скорости v = ах.
Космический электрокар. В области от низких орбит
до геостационарной орбиты создан и все разрастается
комплекс орбитальных станций, лабораторий и спутни-
ков самого различного назначения. Для успешного
функционирования этого «многоэтажного» комплекса
необходимо обеспечить долговечность и бесперебой-
ность работы космических объектов. Кроме того, необ-
ходимо сделать сам процесс космического запуска де-
шевым и универсальным (ведь количество запусков с
каждым годом возрастает), с возможно большей долей
полезного груза. Эти проблемы могут быть успешно ре-
шены при совместном использовании ракетных двига-
телей большой тяги и ЭРД.
Применяемые в настоящее время ракеты-носители —
это системы однократного использования. В процессе
запуска отработавшие ступени ракеты отделяются от
КА и сгорают в нижних слоях атмосферы. Каждый та-
кой запуск обходится весьма дорого. Поэтому для до-
ставки груза на низкую околоземную орбиту высотой
200—400 км сейчас усиленно разрабатывается транс-
портный космический корабль — летательный аппарат
многократного использования (ТКК). ТКК представля-
ет собой сверхвысотный крылатый реактивный самолет-
ракету и выводится на орбиту с помощью химических
РД. Посадку на Землю ТКК совершает так же, как
обычный самолет. Ожидается, что каждый ТКК можно
будет использовать не менее 100 раз, выводя на низкую
орбиту около 20 т груза за каждый запуск. Использо-
вание ТКК для заброски грузов на высоты, большие,
чем 200—400 км, значительно менее целесообразно: при
этом возрастает масса горючего для его двигателей и
падает доля полезной нагрузки. В то же время исполь-
зование двигателей малой тяги (ЭРД) для транспорти-
ровки грузов непосредственно от низкой орбиты до гео-
стационарной также не всегда рационально. Дело в том,
что вокруг Земли, примерно от высоты 500 км до высоты
14 000 км, расположены так называемые радиационные
пояса, состоящие из энергичных заряженных частиц,
захваченных магнитным полем Земли. Если требуется