Марс всегда привлекал внимание своей загадочностью и непредсказуемостью. Дорога к этой планете сложна и может быть полна неожиданностей. Длительный перелет на миллионы километров через пустоту иногда приводит к необъяснимой потере космических аппаратов. Однако необычные события иногда происходят уже на начальном этапе путешествия к Красной планете. Приглашаем вас узнать одну любопытную историю, произошедшую совсем недавно.
Загадка подземного апогея
Запуск марсохода Perseverance, состоявшийся 30 июля 2020 года с базы ВВС США на мысе Канаверал во Флориде, прошел штатно и не выявил никаких отклонений. После работы первой ступени, обеспечившей, как обычно, суборбитальную траекторию, в дело включилась ракета-носитель Centaur, уже более 60 лет используемая для выведения аппаратов на большие высоты. Эта опытная ракета-носитель взяла на себя задачу подъема перигея, изначально расположенного в глубоких слоях атмосферы, и вывела его из земных глубин. С помощью своей тяги перигей был поднят из нижней мантии Земли, выведен за атмосферу и оставлен на высоте 166 километров, что замкнуло траекторию выведения на низкую опорную орбиту.
Через некоторое время Centaur запустился повторно, чтобы вывести Perseverance на траекторию межпланетного перелета к Марсу. По мере увеличения скорости эллипс текущей орбиты начал вытягиваться, и его дальняя часть удалялась все дальше от Земли. Теперь увеличивалась высота апогея: сначала медленно, затем все быстрее, ускоряясь постоянно и приближая момент выхода с околоземной орбиты на межпланетную траекторию. Информация о быстро растущей высоте апогея отображалась в углу всех мониторов, показывающих движение ракеты. По этим данным можно было наблюдать, как расчетный апогей – просто вычисляемая точка, не связанная с массой и инерцией – стремительно удаляется на миллионы километров.
Неожиданно, на глазах у всех, произошла необыкновенная ситуация. Телеметрические данные внезапно продемонстрировали, что высота апогея стала отрицательной, достигнув отметки минус 6378 километров. Таким образом, апогей, находящийся в дальнем космосе на расстоянии 45 миллионов километров, стремительно вошел во внутреннее, твердое железное ядро Земли и зафиксировался там.
Что за невероятные события, достойные пера Николая Васильевича Гоголя? Неужели и здесь «хитрый черт не оставил своих проказ»? Или это результат сбоя программы, поломки системы траекторных измерений и расчетов? Возможно, это связано с какими-то марсианскими тайнами?
Предыдущая американская миссия к Марсу состоялась за несколько лет до этого, 5 мая 2018 года, и имела ряд особенностей. Все предыдущие запуски к Красной планете в истории американской космонавтики осуществлялись из штата Флорида. Запуск аппарата InSight стал первым межпланетным стартом с базы ВВС Ванденберг в Калифорнии, второго по величине космодрома США, и вообще с Тихоокеанского побережья Соединенных Штатов. Кроме того, это был первый запуск на Марс с полярной опорной орбиты. Выбор столь нестандартного места старта был сделан не из-за каких-либо преимуществ в баллистике. Напротив, он повлек за собой некоторый расход энергии на запуск, поскольку в таких случаях не используется вращение Земли.
Из-за высокой занятости стартовых команд во Флориде и сложившегося плотного расписания запусков, запуск был перенесен на Ванденберг. При этом, координацию осуществляли стартовые специалисты из Флориды, из Космического центра имени Кеннеди. Этот космодром на тихоокеанском побережье предназначен для запусков в направлении Северного и Южного полюсов Земли, на полярные и околополярные орбиты, и специализируется на подобных запусках. Практически все оптические разведывательные спутники находятся на околополярных солнечно-синхронных орбитах, и Ванденберг не случайно является не только космодромом, но и Западным ракетным полигоном. С него невозможно осуществить запуск в обычном восточном направлении, поскольку к востоку расположен густонаселенный континент, над которым нельзя сбрасывать отработанные ступени.
Мощности ракеты Atlas V 401 с большим запасом оказалось достаточно для компенсации энергетического дефицита, вызванного таким пуском. После старта и строго вертикального участка траектории ракета начала крутой поворот на юг, над океаном вдоль побережья Калифорнии, в направлении Антарктиды, отклоняясь немного восточнее стартового меридиана. Пролетев над расположенными недалеко от берега островами Чаннэл на высоте примерно семьдесят километров и не потревожив знаменитых карликовых мамонтов Mammuthus exilis, сохранившихся в позднеплейстоценовых отложениях этих островов, ракета стремительно поднялась за пределы атмосферы. Достигнув низкой полярной орбиты, космический разгонный блок Centaur, с помощью стандартного повторного включения двигателя над Антарктидой, перевел InSight на траекторию полета к Марсу. И в момент перехода на межпланетную траекторию вновь возникла удивительная картина. Телеметрические данные, теперь отображаемые в левом верхнем углу экрана, показали отрицательную высоту апогея, равную минус 3443,92 мили:
Похоже, что во время полетов к Марсу происходит некое парадоксальное явление, и это не может быть случайностью. Но как это возможно: отрицательная высота апогея? Что это подразумевает и откуда берутся такие данные? Чтобы понять это, давайте начнем с основ и немного рассмотрим принципы орбитальной баллистики, однако без глубокого погружения в сложные детали.
Схватка непохожих бойцов
Представим себе ринг, определенное пространство, где сошлись в поединке два бойца. Один – маленький, быстрый и ловкий, его главное преимущество – скорость. Другой – крупный и массивный, подобный борцу сумо; его сильная сторона – вес. Хватка «сумоиста» молниеносна, надежна и неумолима. Однако, в отличие от настоящего сумо, где соперника выталкивают за пределы круга, он стремится удержать противника в пределах своей зоны влияния. Не обязательно в пределах круга, но в пределах своей власти. Быстрый боец делает ставку на скорость, которую он развил. Он либо одержит победу, либо проиграет борцу сумо, в зависимости от того, насколько его скорость будет достаточной. Как оценить их шансы? Возможно ли предсказать победителя?
В сущности, присутствует массивный гравитирующий объект и движущийся аппарат, космический аппарат. Каким будет их взаимодействие? Боец сумо схватит бегуна и удержит его под своим контролем. Или бегунок уклонится от тяжеловеса и продолжит движение. Как оценить их возможности? Их можно сопоставить по энергии – легко преобразуемой величине (включающей потенциальную и кинетическую формы), что делает ее универсальным параметром.
Кинетическая энергия, то есть энергия, заложенная в движущемся объекте, рассчитывается как произведение: Ек= mV2/энергию гравитационного взаимодействия, возникающую благодаря массе объекта, также называют энергией хватки — Егр = GMm/r, произведение масс
бойцов на гравитационную постоянную G, поделенное на расстояние между ними r. Чем ближе соперник, тем ощутимее становится влияние мощного сумоиста на быстрого бойца. Он будет удерживать его в непосредственной близости, сгибая под воздействием своей силы до момента сближения и не позволяя вырваться. Однако, если победит быстрый боец, он вырвется из-под контроля массивного противника и удалится от него.
Что является основополагающим — движение или гравитация? Этот вопрос не имеет смысла, поскольку гравитация может существовать бесконечно долго, оставаясь неизменной. Движение же приводит к столкновению объектов; без него их встреча попросту невозможна. При сравнении объектов в первую очередь учитывается энергия их движения, из которой вычитается энергия захвата массивного тела. В обеих этих энергиях присутствует масса быстродвижущегося тела m; разделив полученную энергию на массу летящего тела в один килограмм, мы получим его кинетическую энергию на единицу массы — удельную кинетическую энергию V2/воздействие массивного тела определяется как произведение его массы на гравитационную постоянную ( GM, это произведение называется гравитационный параметр, μ, «равно ускорению, которое испытывает тело, находящееся в этом гравитационном поле, делённому на расстояние от центра планеты до этого тела — μ/r. Это удельная гравитационная энергия, то есть энергия, связанная с гравитационным полем и приходящаяся на один килограмм движущегося тела. Кинетическая и гравитационная удельные энергии, приходящиеся на один килограмм бегуна, определяют его потенциал и результат соревнования. Разность этих удельных энергий, V2/2 – μ/r, именуется удельной орбитальной энергией и обозначается символом е:
е =V2/2 – μ/r
Кривые поражения и победы
Принцип здесь следующий: энергия, содержащаяся в килограмме движущегося тела, определяет его поведение; чем сильнее воля ведущего, тем резче поворот. Если удельная энергия гравитации массивного тела преобладает над кинетической энергией бегуна, то гравитационное поле удерживает его, заставляя двигаться по замкнутой траектории, например, по эллипсу. В этом случае кинетической энергии в каждом килограмме бегуна меньше, чем энергии гравитации. Вычитание меньшего значения из большего приводит к отрицательному значению удельной орбитальной энергии е. Легкое тело испытывает трудности при взаимодействии с более массивным партнером и не способно преодолеть его гравитационное воздействие.
В ситуации, когда удельные энергии скорости и тяготения равны, их разность составит ноль, что означает нулевую удельную орбитальную энергию тела, е = здесь нет победителя: быстрое тело устремляется в бесконечность, но там же останавливается, а гравитирующий партнер замедляет его движение, но на бесконечном расстоянии, за пределами своей зоны влияния. Он не может притянуть его к себе из этого места. Это тупиковая ситуация. И это вторая космическая скорость: быстрое тело покинет зону гравитационного притяжения массивного объекта, удалившись на бесконечное расстояние, но под воздействием этого притяжения в конечном итоге остановится и утратит свой импульс.
В какой форме проявится эта концепция абсолютного равенства? По мере приближения к ней с нарастанием интенсивности, траектория, напоминающая эллипс, будет достигать все более высокой и отдаленной высшей точки, апогея. И когда апогей достигнет бесконечности, произойдет разрыв эллипса. Орбита превратится в незамкнутую кривую — параболу.
Параболическая орбита служит отправной точкой для классификации всех остальных орбит, отделяя их от бесконечного множества эллипсов и бесконечности гипербол, представляющих собой разомкнутые траектории, характеризующиеся преобладанием кинетической энергии. Эта граница весьма условна и определяется исключительно расчетами; для поверхности тела, обладающего гравитацией, существует только одна параболическая орбита, в отличие от множества замкнутых эллипсов и такого же количества разомкнутых гипербол. В любой точке параболической орбиты скорость тела соответствует второй космической скорости, или скорости убегания от гравитирующего объекта. Недостаток энергии приводит к тому, что полет переходит в эллиптическую траекторию. Избыток энергии — и полет продолжится в бесконечности.
Аппарат, имея достаточный запас энергии, сможет преодолеть гравитацию и покинет планету, сохранив определенную скорость. Он не остановится в бесконечности, подобно объекту, движущемуся по параболе. Такие траектории классифицируются как гиперболические.
По мере увеличения скорости движущегося тела, все последующие кривые также будут незамкнутыми. Удельная кинетическая энергия на них превышает удельную энергию гравитационного поля. Обладая достаточным запасом энергии, аппарат преодолеет гравитацию и покинет планету с некоторой остаточной скоростью. Он не остановится на бесконечном расстоянии, как это происходит на параболической траектории. Такие траектории классифицируются как гиперболические. На них скорость «превосходит» гравитацию, удельная кинетическая энергия больше удельной энергии тяготения, а удельная орбитальная
энергия е положительна — бегун в плюсе перед тяготением тяжелого партнера и этим побеждает его. Кроме того, быстрое тело в бесконечном удалении от планеты сохраняет
остаточную скорость, называемую гиперболическим избытком скорости. На такую
гиперболическую траекторию и вышел Perseverance на момент странных
телеметрических данных — на траекторию покидания Земли с ненулевой остаточной
скоростью, с которой он отправился к Красной планете.
Ситуация с большой полуосью
Мы ненадолго вернемся к изучению орбитальной баллистики и рассмотрим путь, пролегающий по простой геометрии. У эллиптической орбиты расстояние между перигеем и апогеем, то есть между наиболее удаленными точками, определяет большую ось эллипса (которая является его самой длинной частью; малая ось и полуось расположены поперек эллипса). Большая полуось – это половина этого максимального расстояния в эллипсе а. Удельную орбитальную энергию движущегося тела можно представить как разность удельных кинетической и гравитационной энергий, а также через гравитационный параметр μ планеты и длину большой полуоси а эллиптической орбиты
летящего тела: е = —μ/2а. Обратим
внимание на минус перед дробью.
Специфическая энергия тела, движущегося по эллиптической траектории, является отрицательной (что указывает на необходимость преодоления гравитационного притяжения планеты) и равна е = —μ/2а. Из этой же формулы большая полуось определяется как а = —μ/2е. Отрицательная для эллипса удельная энергия е вместе с
минусом формулы дает положительную длину
большой полуоси эллипса а.
Поскольку апогей параболы стремится к бесконечности, то и длина ее большой оси, а также величина полуоси также неограниченно возрастают. На гиперболических траекториях удельная энергия превышает параболический предел и становится положительной: тело удаляется от гравитационного поля, обладая избыточной скоростью, что и определяет гиперболический характер траектории. Однако, чтобы удельная энергия тела стала положительной, необходимо, чтобы какой-либо компонент в формуле приобрел отрицательное значение, при условии, что перед ним стоит знак «минус.
Гравитационный параметр не может иметь отрицательное значение: это результат умножения массы планеты на число, μ = GM, а отрицательной массы не бывает. Остается большая полуось а.
У гиперболы в действительности отсутствует полуось — существует лишь неограниченная ось, бесконечная прямая, для которой понятие половины теряет смысл. Так же, как отсутствует и апогей. Ее ветви простираются в бесконечность и не имеют общей точки, до которой можно было бы отложить ось и измерить расстояние. Математически длина большой полуоси у гиперболы вынуждена быть отрицательной. При направленных расстояниях возможны изменения знаков. Учет направления откладывания или отсчета требует описания его противоположного изменения каким-либо параметром. Геометрически это разворот на 180 градусов, математически — смена знака. Если нормальная большая полуось нормального эллипса находится внутри эллипса, то при смене знака отрицательная полуось должна отложиться в противоположном направлении – наружу кривизны. Геометрическая интерпретация большой полуоси гиперболы — это расстояние от перигея гиперболы до точки пересечения ее асимптот, вдоль которых уходят в бесконечность ветви гиперболы. Этот отрезок расположен не внутри изгиба кривой, как у эллипса, а снаружи гиперболы, в противоположном направлении, меняя знак от привычной внутренней части эллипса на противоположность откладывания наружу.
Как только траектория начинает отклоняться от параболической формы и переходит в гиперболическую область, гипербола характеризуется близким расположением асимптот, образующих узкий V-образный угол. Внутри этого угла гипербола приближается из бесконечности, изменяет направление вокруг центра масс, достигает перигея (для удобства будем использовать термин «перигей» вместо общего «перицентр»), и возвращается обратно в бесконечность. Следовательно, точка пересечения асимптот может располагаться на значительном расстоянии от перигея гиперболы, который находится в пределах этого «узкого клюва», образованного асимптотами. При почти параллельных асимптотах это расстояние может быть очень большим, стремящимся к бесконечности.
А при дальнейшем увеличении скорости полета гипербола разворачивается своими асимптотами и ветвями под все более тупым углом, стремясь к прямой при неограниченном росте скорости. Это объясняется тем, что тело, движущееся по гиперболе с относительно невысокой скоростью, долгое время находится вблизи перигея, где гравитационное притяжение планеты наиболее ощутимо, а сила, отклоняющая траекторию, максимальна. Низкая скорость позволяет гравитации существенно повлиять на изгиб пути. И наоборот, чем выше скорость гиперболического облета планеты, тем меньше времени тело проводит вблизи перигея, оно пролетает эту зону быстрее и не дает гравитации возможности существенно изменить свою траекторию. Поэтому при быстром пролете гипербола испытывает меньшее влияние тяготения планеты.
При увеличении скорости тела от эллиптической траектории к гиперболической удельная энергия изменяется непрерывно. Удельная орбитальная энергия, принимая отрицательные значения для эллипсов с небольшой эксцентриситетом, постепенно уменьшается по мере увеличения их вытянутости, приближаясь к нулю на параболе. При пересечении параболы энергия плавно переходит через ноль и далее возрастает, сохраняя положительные значения на гиперболических траекториях.
Длина большой полуоси изменяется иным образом. При вытягивании эллипсов она увеличивается (в геометрическом смысле) и стремится к бесконечности в случае параболы. При переходе к гиперболе длина большой полуоси становится отрицательной (располагается за пределами кривизны) и также неограниченно возрастает. Она уменьшается по мере дальнейшего увеличения гиперболической скорости, «расползания» гиперболических асимптот и сокращения расстояния между точкой их пересечения и перигеем.
Орбитальные задачи можно рассматривать как отражение точек перигея и апогея
По мере углубления анализа становится понятнее, как в полетных данных формируется пик с отрицательной высотой. Для этого необходимо учитывать детали, характерные для обычных задач и условий запуска, определяемых стартовыми командами.
Для искусственных спутников, вращающихся по замкнутым орбитам вокруг Земли, высоты апогея и перигея имеют большое значение. Эти параметры определяют ряд особенностей орбитального движения и позволяют получить представление о текущей баллистической обстановке или поставленной задаче. Например, высота геостационарной орбиты, наряду с нулевым наклонением, является важным и определяющим параметром. Точное поддержание высоты геостационарной орбиты необходимо, а круговая форма этой орбиты характеризуется равенством высот перигея и апогея, что фактически означает их отсутствие, поскольку любая точка на орбите одновременно является и апогеем, и перигеем. Круговая форма орбиты достигается путем уравнивания апогея и перигея.
В иной ситуации необходимо определить, на какую высоту относительно перигея должна поднять вторая ступень ракеты. Также важно установить, где и насколько опустить перигей в атмосферу, чтобы прекратить орбитальное движение. К примеру, если требуется смягчить вход и уменьшить перегрузки при торможении в атмосфере для экипажа, не следует опускать перигей ниже семидесяти километров. При приближении к такому перигею аппарат будет длительное время двигаться почти горизонтально в верхних, слабонасыщенных слоях атмосферы, что позволит постепенно и плавно снижать скорость без значительных перегрузок и накопления энергии снижения.
Существует также обратная задача — вывод спутника с орбиты над определенной территорией таким образом, чтобы при его разрушении в атмосфере несгоревшие фрагменты не вышли за границы ограниченной зоны падения. Для этого спутник следует направить на более крутую траекторию входа, что уменьшит его горизонтальное распространение: перигей можно опустить под поверхность Земли на несколько сотен километров — при движении к нему спутник войдет в атмосферу под более крутым углом, подвергнется более высоким силовым и тепловым нагрузкам, сильнее разрушится и более полно сгорит, а оставшиеся фрагменты упадут с меньшим разбросом. Безусловно, для более глубокого погружения перигея потребуется больший запас топлива для торможения; однако здесь подбираются решения, которые соответствуют всем ограничениям, ресурсам и возможностям.
Поэтому при работе с пусками удобно использовать высоту апогея и перигея в качестве контролируемых параметров движения, а также как полезные и понятные показатели. Они позволяют оценить, куда и как движется объект, достигнута ли требуемая высота, и как он движется при заданных значениях апогея и перигея. Это – понятная геометрическая, физическая и реальная характеристика. Поэтому при отображении данных об орбитальных полетах всегда используют высоту апогея и перигея, рассчитанную для конкретного движения и текущего момента времени. Для определения высоты перигея и апогея, разделенных большой осью, часто используют ее половину – большую полуось, ее длину. Чем выше апогей, тем более вытянутый эллипс, его большая продольная ось и большая полуось.
Апогей не спутника
Определение высоты апогея не позволяет выявить важный момент — переход замкнутого орбитального движения аппарата в гиперболическое. Трудно различить очень далекий апогей от бесконечно удаленного, поскольку с увеличением расстояния апогея его разница с бесконечностью становится незначительной и неощутимой. Более эффективным и точным способом отслеживания перехода аппарата на гиперболу является анализ удельной орбитальной энергии: необходимо наблюдать, как отрицательное значение удельной орбитальной энергии спутника постепенно приближается к нулю, пересекает параболическую границу и далее возрастает до положительных величин, что свидетельствует о переходе полета в гиперболическое.
Запуски на гиперболическую траекторию, предназначенные для межпланетных перелетов, встречаются гораздо реже, чем околоземные.
В связи с этим, расчетная модель, представляющая текущие данные о полете в виде высоты апогея и перигея, для межпланетных миссий остается такой же, как и для околоземных.
Это объясняется тем, что большинство космических аппаратов, запускаемых в космос, являются искусственными спутниками Земли.
Для определения траектории космического аппарата, прекращающего свое существование как спутник, используются спутниковые модели движения, которые учитывают его ключевые параметры в околоземном пространстве.
Расчетная модель движения спутников оптимизирована для стандартных эллиптических параметров, включающих перигей и апогей. Эта модель, описывая ключевые параметры орбитального движения, сталкивается с необходимостью продолжать расчеты даже для аппарата, который больше не является спутником. Поэтому при переходе движения в гиперболическую фазу, не являющуюся спутниковой, модель демонстрирует свои расчетные возможности, математически вычисляя, как и запрограммировано, мнимый апогей для начавшейся гиперболической траектории, подобно тому, как она делает это для привычного эллипса. Такие расчеты математически корректны — это не ошибка, не сбой и не противоречие — однако в гиперболическом движении некоторые результаты уже имеют комплексную природу. В результате в данных о движении, отображаемых на экране, появляется мнимый апогей гиперболы и его отрицательная высота.
Внимательный читатель, или же орбитальный баллистик, для которого некоторые параметры стали настолько знакомыми, как таблица умножения, заметит, что расстояние в 6378 километров и 3443,9 морских мили – это одно и то же значение. Более того, оно соответствует среднему радиусу Земли. Таким образом, вычислительная модель движения расположила апогей в центре нашей планеты. Причина такого расположения объясняется особенностями упрощения модели, и дальнейшие пояснения были бы излишне утомительными. И, возможно, на вопрос о том, почему выбран такой глубокий уровень, модель движения с лукавой улыбкой ответила бы, что глубже просто некуда…
Но эти вычислительные ошибки никак не влияют на фактическое движение межпланетного аппарата. Поэтому возникший отрицательный апогей автоматически удаляется из телеметрических данных через несколько секунд, а межпланетный аппарат продолжает свой гиперболический путь, начавшийся в этот момент, под одобрительные аплодисменты сотрудников Центра управления полетами и их пожелания удачи. И мы еще раз подчеркнем этот внешне незаметный парадокс с отрицательной высотой апогея, но теперь уже как знакомое явление.
Дополнения
По гиперболическим траекториям происходят не только межпланетные запуски, но и облеты планет при так называемых пертурбационных, или гравитационных, маневрах. При этом скорость аппарата относительно планеты в начале облета равна скорости после его завершения, только изгибается траектория и меняется направление движения. Но относительно Солнца, в гелиоцентрической системе отсчета, после облета планеты меняется и величина скорости аппарата: он получает приращение скорости, положительное или отрицательное. Соответственно, аппарат изменяет свою орбиту вокруг Солнца. На новой орбите он может двигаться быстрее, улетать дальше от светила или, наоборот, замедлившись, приблизиться к внутренней области Солнечной системы и ее планетам. Гравитационные маневры на базе гиперболического облета применяются очень широко. В одном полете они могут проводиться многократно; например, в программе солнечного зонда Parker — семь гравитационных маневров торможения возле Венеры, из которых три он уже выполнил (первые два возле внутренней, к Солнцу, дневной стороны Венеры; третий раз — месяц назад впервые снаружи нее, по ночной стороне), а четыре остаются впереди.
Какую траекторию сейчас имеет Perseverance? Не гиперболическую.
Траектория аппарата была гиперболической лишь относительно Земли и ее окрестностей,
на этапе покидания планеты. Относительно Солнца Perseverance движется по эллиптической
орбите, являясь, таким образом, спутником звезды; его движение представляет собой обращение вокруг
Солнца, и в настоящее время он совершает часть этого оборота. К Марсу аппарат приблизится также с гиперболической
скоростью относительно планеты, после чего начнется вход в атмосферу.
Центр гравитационного поля, центр Земли — а что такое, собственно, центр Земли? Земная поверхность имеет сложную форму, которую невозможно описать аналитически, то есть точно выразить с помощью математических формул. Для поверхности сложной формы центр не будет находиться на одинаковом расстоянии от всех точек, как это происходит у шара; что же считать центром такой поверхности? Если говорить о центре гравитационного поля Земли — аналогично, реальное гравитационное поле имеет достаточно сложное и «неровное» строение. При этом геометрический центр поверхности нашей планеты, каким бы образом его ни определяли, не обязательно должен совпадать с центром гравитационного поля (тоже как бы его ни определяли). Различная плотность горных пород в разных регионах даже при идеальной форме шара Земли создает неравномерности гравитационного поля, которые не соответствуют особенностям поверхности. Какой из этих центров — геометрический или гравитационного поля — выбрать для отсчета? Вокруг чего обращаются спутники? Для центра обращения в орбитальной баллистике используется отдельное понятие — барицентр. Все спутники малой массы обращаются вокруг барицентра планеты. Название произошло от греческого слова βαρύς («барис») — «тяжесть». От этого же слова произошло название баритериев — первых крупных и реально тяжелых, эоценовых хоботных, весом около пары тонн. С точки зрения распределения массы по объему Земли барицентр — это ее центр масс. Можно сказать, это точка, которая заменяет собой всю планету в ее движении и взаимодействии с другими телами. Поэтому движение спутника вокруг реальной планеты упрощенно рассматривается как обращение его вокруг барицентра Земли.
Солнечно-синхронные орбиты — на солнечно-синхронных орбитах под каждой точкой орбиты на поверхности Земли поддерживается постоянное местное солнечное время. Это означает, что в каждой подспутниковой точке угловое положение Солнца над горизонтом остается приблизительно неизменным. В результате обеспечиваются практически постоянные условия освещения, например, всегда одинаковая длина тени от объекта, над которым проходит спутник. Изменение длины тени свидетельствует лишь об изменении высоты объекта. Постоянное освещение упрощает регистрацию изменений на местности. Поэтому для спутников оптической разведки предпочтительны солнечно-синхронные орбиты. Существуют и другие задачи, такие как баллистическое обеспечение непрерывной освещенности низкоорбитального спутника. Это необходимо для постоянного электропитания, необходимого для мощного оборудования, например, для непрерывного радиолокационного наблюдения и работы бортовых излучающих устройств. Для этого аппарат выводится на солнечно-синхронную орбиту, которая проходит над сумеречной зоной поверхности Земли. На такой орбите спутник не попадает в тень планеты, постоянно находясь на освещенной стороне. Запуск на солнечно-синхронные орбиты осуществляется не строго на Северный полюс, а смещением примерно на восемь-десять градусов западнее, что обеспечивает наклонение орбиты в пределах 98-100°. Высота орбиты формируется в диапазоне от 600 до 1000 километров. Для таких запусков база ВВС Ванденберг в Калифорнии является оптимальным местом, поскольку траектории запуска отсюда проходят по океану как в северном, так и в южном направлениях.
Низкая опорная орбита. Минимальная высота составляет приблизительно 180-200 километров. В Соединенных Штатах часто используется значение в 185 километров, что является круглым числом, соответствующим 100-мильной орбите. На низкой опорной орбите не всегда совершают полный оборот — обычно пролетают лишь часть пути. Это связано с тем, что аппарат покидает ее для выполнения дальнейших задач: в случае временного размещения она и является опорной. Если же дальнейшие действия не запланированы, то это просто низкая орбита. В английском языке для обозначения такой орбиты используется термин «parking orbit», что подразумевает временную «парковку» аппарата. Низкая опорная орбита необходима для того, чтобы относительно легко переместиться к заданной точке над Землей и выполнить запланированное действие, а также осуществить импульс для перехода на другую орбиту. Для повышения эффективности этот перелет часто осуществляется через половину оборота, на противоположной стороне Земли — туда и осуществляется доставка опорной орбитой, быстро и удобно. Время пребывания на ней невелико, поэтому атмосферное торможение, хоть и происходит, но незначительно (редко можно найти спутники с рабочей орбитой в 200 километров — они слишком быстро сходят с нее), и в целом не представляет опасности — оно незначительно изменяет высоту за короткий промежуток времени.
Суборбитальными траекториями называются околоземные орбиты с подземным перигеем. Если тело входит в землю — перигей его орбиты был подземным, а тело двигалось именно к нему. У суборбитального эллипса две части: одна часть реальная — по нему движется тело; вторая — подземная. А так это обычный кеплеровский эллипс, независимо от того, что у него есть подземная часть. Она говорит лишь о том, что полного оборота не будет. Место пересечения нисходящей части эллипса с поверхностью Земли станет точкой падения, в реальности, конечно, районом падения. Все баллистические ракеты движутся по суборбитальным траекториям. По сути, вся боевая баллистика ракет, начиная с оперативно-тактических и до межконтинентальных, — это боевая суборбитальная баллистика. В ней проработано и разработано огромное количество всевозможных специальных вопросов. Многие числовые значения параметров движения секретные. В боевом суборбитальном движении добавляются особенности, связанные с надежностью выполнения боевой задачи, боевые черты движения. Например, возможное маневрирование на активном участке, выполняемое в рамках осложнения перехвата разгоняющейся баллистической ракеты противоракетными средствами противника. Это требует большей тяговооруженности и специальной логики построения таких маневров. По сравнению с боевой областью суборбитальная траектория космического выведения на этапе первой ступени во многом проще. Это типовой, оптимизированный только энергетически этап выведения. Хотя и на нем бывают неожиданные баллистические казусы. Но о них в другой раз.
Разрушение в атмосфере имеет своеобразие в плане космических и суборбитальных аппаратов. Спутники входят очень полого, картина их разрушения довольно растянутая. Помимо них, есть два типа чисто суборбитальных аппаратов — боевых. Это боеголовки, спроектированные преодолевать все нагрузки атмосферы, и ступени разведения, или боевые ступени, которые летят за боеголовками и примерно в тех же местах входят в атмосферу. Последние — никак не приспособленные для входа в атмосферу изделия, в их конструкции заложено только сопротивление стартовым перегрузкам да точная работа в космосе. Ступени разведения входят обычно на полминуты позже последних боеголовок — и хотя с достаточно пологими углами наклона траектории, но все же круче орбитальных вторженцев. На более крутом входе быстро вырастающие аэродинамические силы нагревают и ломают боевую ступень — потом еще раз, далее фрагменты, многократно. Иногда на земле после выпадения кусков видно подробности разрушения конструкции гиперзвуковым потоком. С каким разломом на краях Эол крушил дела Вулкана, поток разламывал спецсплав. Визуально разрушение боевых ступеней выглядит как полет непривычно большой оранжево-красной звезды, обычно с длинной полосой огня, как у факела. Вокруг ярко светящейся основной «кометы» видны несколько раз близкие высверки белого света, похожие на вспышки фотоаппарата или электросварки, — это сгорают фрагменты из магниевых сплавов. Постепенно краснея огнем, ступень растягивается в ровную полосу оранжевых углей тормозящихся фрагментов, быстро охлаждаемых морозом нижней стратосферы до невидимости. Ночью в небе остается зеленый светящийся след, тускнеющий и гаснущий за полминуты, — видно свечение рекомбинации ударной ионизации воздуха этапа, когда все горело. Лучше всего и с самого большого удаления разрушение ступени видно во время зимних антициклонов с ясными спокойными ночами, средними морозами и плотным сухим воздухом. В сильные морозы часто мешает скапливающаяся в приземном слое морозная дымка, размывающая детали до невнятности, как и преломления на неоднородностях воздуха.
Мамонты… о них в другой раз.