Может ли космический аппарат летать со скоростью самолета ТУ-104?

На первый взгляд, вопрос наивен. Самолет ТУ-104 летает со скоростью около 900 км/час, или 250 м/сек. В то же время при одном упоминании о космосе и космических аппаратах мы сразу же начинаем оперировать скоростями 7, 8, 11 и даже 30 километров в одну секунду. Разве их можно сравнивать со скоростью полета самолета ТУ-104, ведь это, кажется, величины разных порядков?

Мы только что убедились в том, что одной из особенностей движения по эллиптической орбите является периодическое от витка к витку изменение величины скорости полета: в перигее скорость полета имеет наибольшее значение; по мере перемещения вдоль орбиты она начинает убывать, достигнет минимального значения в апогее, после чего начинается ее возрастание до первоначального значения. Затем эта картина повторяется. Очевидно, что чем больше эксцентриситет орбиты, т. е. чем сильнее орбита вытянута, тем меньше будет скорость в апогее. Например, желая подняться до высоты стационарной орбиты, равной 35809 км, при старте с круговой орбиты спутника высотой 200 км, мы должны в момент старта иметь скорость 10248 м/сек и в момент достижения стационарной орбиты будем лететь со скоростью 1600 м/сек. Заметим, что круговая скорость на стационарной орбите составляет 3076 м/сек и поэтому мы не можем самопроизвольно остаться на ней. Для обеспечения последующего полета по стационарной орбите необходимо увеличить скорость полета на 3076 - 1600= 1476 м/сек.

Теперь мы можем ответить на поставленный вопрос: может ли космический аппарат лететь со скоростью самолета ТУ-104? Может, но для этого необходимо подобрать соответствующую эллиптическую орбиту. Расчеты показывают, что при высоте перигея 200 км (обычно с этой высоты стартуют космические корабли) необходимо апогей орбиты поднять над Землей примерно на 300000 км. Если вам удастся подняться на эту высоту на самолете ТУ-104, то через иллюминатор можно спокойно обозревать летящий рядом космический аппарат. Последующее повышение высоты апогея повлечет к отставанию космического аппарата от ТУ-104. Например, если подняться до высоты орбиты Луны, составляющей 378000 км (конечно, Луна в это время должна быть далеко в стороне от космического аппарата, иначе она целиком исказит движение), то будем лететь со скоростью 186 м/сек. Чтобы оказаться на орбите Луны, потребуется увеличить скорость полета на 816 м/сек. Значит, оказавшись в районе орбиты Луны, космический аппарат просто так, без дополнительного увеличения скорости не может остаться на этой орбите.

Еще большее увеличение высоты апогея приведет к дальнейшему уменьшению скорости. При высоте апогея 960 тыс. км, т. е. на границе сферы действия Земли, скорость полета будет составлять всего 78 м/сек.

Необходимо отметить, что величина скорости полета на границе сферы действия Земли носит чисто условный характер, поскольку, удалившись на такое расстояние от Земли, космический аппарат сойдет со своей эллиптической орбиты. Дальнейший характер движения будет зависеть от взаимного положения его относительно Земли и Солнца. Когда аппарат, удаляясь от Земли, будет одновременно приближаться к Солнцу, то сила солнечного притяжения, постепенно искажая орбиту аппарата, оторвет его от Земли и превратит в собственный спутник. Если же аппарат отлетит от Земли в сторону, противоположную Солнцу, то совместное притяжение Земли и Солнца вернет его к Земле, но по несколько искаженной орбите.

Но это не все. Если при полете в сфере действия где-то на пути космического аппарата поблизости окажется Луна, то ее притяжение может самым неожиданным образом исказить последующее движение, когда вообще не будет смысла говорить об апогее отлетной орбиты.

Эллиптические орбиты с высоким апогеем имеют большую чувствительность и к изменению величины скорости в перигее. Например, при старте с круговой орбиты спутника Земли с высотой 200 км для достижения орбиты Луны необходима скорость 10925 м/сек, а сферы действия Земли - 10982 м/сек. Значит, для изменения высоты полета почти на 580 тыс. км потребуется увеличить скорость полета лишь на 57 м/сек. Грубо говоря, на этих высотах изменение скорости полета в перигее только на 1 м/сек приведет к повышению или понижению высоты апогея на 1000 км. Эти цифры со всей очевидностью свидетельствуют о необходимой точности работы системы управления двигателем ракеты, чтобы обеспечить выход к Луне.