Вторая космическая скорость

Первая космическая скорость обеспечивает выход космического аппарата на круговую орбиту спутника планеты. В результате даже незначительного увеличения первой космической скорости происходит преобразование круговой орбиты в эллиптическую. Продолжая увеличение скорости полета в перигее, будем получать все более вытянутые эллиптические орбиты. Высота апогея будет также непрерывно возрастать, а эксцентриситет приближаться к единице. Можно, наконец, достичь такой скорости, когда большая полуось эллипса устремится в бесконечность, а эксцентриситет станет равным точно единице. Математический анализ показывает, что в этом предельном случае эллиптическая орбита превращается в параболическую и, начав движение по ней, космический аппарат никогда не вернется к Земле. Соответствующая этой орбите скорость носит название второй космической скорости. Величина второй космической скорости определяется по следующей формуле:

где V_кр - скорость полета по круговой орбите. Вторая космическая скорость примерно на 40% выше первой. Величина скорости, так же, как и в случае кругового движения, зависит от высоты вершины параболы над поверхностью планеты. У поверхности Земли она составляет 11189 м/сек, а на высоте 200 км понижается до 11018 м/сек.

Вторая космическая скорость, как и первая, имеет строго определенное значение для заданной высоты полета. Реализовать ее в конкретных пусках из-за воздействия различного рода возмущений практически невозможно. Малейшее снижение скорости превращает орбиту в сильно вытянутый эллипс, а повышение - в гиперболу (рис. 20). Поэтому отлет от Земли к планетам Солнечной системы производится по гиперболическим орбитам. Кроме того, гиперболическая орбита обладает еще одним преимуществом по сравнению с параболической. Оно заключается в следующем.

Когда космический аппарат, стартуя с Земли, начинает полет по параболической орбите, то скорость полета его по мере удаления от Земли станет уменьшаться. На высоте 1000 км она снизится до 10403 м/сек, на высоте 10000 км - до 6980 м/сек, а на высоте 100000 км скорость ракеты составит всего 2740 м/сек. В конце концов, удаляясь по параболической орбите, скорость космического аппарата будет стремиться к нулю, исчерпав весь запас кинетической энергии. Значит, достигнув второй космической скорости, аппарат преодолеет силу земного притяжения, так сказать, на пределе своих возможностей. Покинув сферу действия Земли, космический аппарат не возвратится к Земле, но и не удалится от ее орбиты, совершая вместе с нею по одинаковой или почти одинаковой орбите полет вокруг Солнца. Значит, покидая Землю с параболической скоростью, невозможно достигнуть других планет солнечной системы. Для полета к ним необходимы более высокие скорости полета, значительно превышающие вторую космическую скорость. Из этих соображений и вытекает необходимость использования гиперболических орбит и их преимущество перед параболическими. Например, для полета к Венере скорость отлета от Земли должна составлять примерно 11460 м/сек, т. е. превышать вторую космическую скорость на 270 м/сек. Для достижения Марса превышение над параболической скоростью должно быть не менее 380 м/сек.