БСЭ. Большая Советская Энциклопедия (КО)

  Лит.:Гинзбург В. Л., Сыроватский С. И., Происхождение космических лучей, М., 1963; Дорман Л. И., Вариации космических лучей и исследование космоса, М.. 1963; Дорман Л. И., Мирошниченко Л. И., Солнечные космические лучи, М., 1968; Дорман Л. И., Смирнов В. С., Тясто М. И., Космические лучи в магнитном поле Земли, М., 1971; Мурзин В. С., Сарычева Л. И., Космические лучи и их взаимодействие, М., 1968; Бугаев Э. В., Котов Ю. Д., Розенталь И. Л., Космические мюоны и нейтрино, М., 1970; Бондаренко В. М., Использование космических лучей в геологии, М., 1965. Популярная лит.: Росси Б., Космические лучи, пер. с англ., М., 1966; Добротин Н. А., Космические лучи, М., 1963; Жданов Г. Б., Частицы высоких энергии, М., 1965; Гинзбург В. Л., Происхождение космических лучей, М., 1968.

  Г. Б. Жданов.

Рис. 5. Одиннадцатилетний цикл солнечной активности, характеризуемой числом групп пятен W на Солнце (а), и относительных изменений интенсивности I космических лучей всех энергий, по данным наблюдений высокоширотной станции (б). По оси абсцисс отложены годы.

Рис. 9. Каскадные кривые, показывающие изменение числа электронов (и позитронов) в зависимости от толщины пройденного ливнем слоя свинца при начальных энергиях электронов 1,1 и 3 Гэв.

Рис. 1. Следы ядер первичных космических лучей в ядерной фотоэмульсии (Z - атомный номер химического элемента).

Рис. 8. Фотография, показывающая развитие электронно-фотонного ливня в латунных пластинках, установленных в камере Вильсона.

Рис. 4. Схема, иллюстрирующая характер солнечного ветра и структуру регулярного межпланетного магнитного поля (спираль) в области модуляции галактических космических лучей; штриховая окружность - орбита Земли.

Рис. 2. Карта изокосм - линий равной интенсивности космических лучей - на высотах ~ 200 км, по данным третьего советского корабля-спутника (1960) [сплошная жирная линия - геомагнитный экватор]; прерывистые линии - менее надёжные данные, основанные на малом числе измерений. Интенсивность указана в относительных единицах.

Рис. 3. Энергетический спектр первичных космических лучей (в логарифмическом масштабе): а - дифференциальный спектр (зависимость интенсивности I от энергии E) в области умеренной энергии для протонов (р) и a-частиц; нанесены также экспериментальные точки; б - интегральный спектор (для всех частиц) в области высоких энергий [экспериментальные точки получены на спутниках серии «Протон» (1, 2, 3)]; в - в области сверхвысоких энергий [пунктирные линии ограничивают экспериментальные значения I].

Рис. 12. Пример разведки полезных ископаемых при помощи измерения интенсивности проникающей (мюонной) компоненты космических лучей: а - разрез полиметаллического месторождения (I - наносы, II - известняк, III - богатая руда, IV - бедная руда, V - вкрапленное оруденение); б - интенсивность I космических лучей, измеренная телескопом счётчиков (вертикальные линии на кривой указывают ошибки измерений).

Рис. 10. Зависимость интенсивности I вертикального потока проникающей (мюонной) компоненты космических лучей от глубины t относительно уровня моря (масштаб логарифмический).

Рис. 11. Схема ядерно-каскадного процесса в атмосфере, с образованием трёх основных компонент вторичных космических лучей: электронно-фотонной (мягкой), ядерно-активной и мюонной (проникающей); р - протон; n - нейтрон; p ,p ⁰- пионы; m - мюоны; е - позитрон и электрон; n - нейтрино; g - квант.

Рис. 6. Фотография множественного рождения частиц при взаимодействии тяжёлого ядра первичного космического излучения с одним из ядер фотоэмульсии; образовано (помимо нейтральных) свыше 300 заряженных частиц, главным образом пионов.

Рис. 7. Поглощение космических лучей в атмосфере - зависимость интенсивности I космических лучей (для 50° с. ш.) от толщины t пройденного слоя: 1 - ядерно-активная компонента (протоны и a-частицы); 2 - мягкая компонента; 3 - проникающая компонента (мюоны); 4 - полная интенсивность.

Космические обсерватории

Косми'ческие обсервато'рии,то же, что внеатмосферные обсерватории.

Космические скорости

Косми'ческие ско'ростипервая, 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 К. с. 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 К. с.), или выйти из сферы действия тяготения Земли (вторая К. с.), или покинуть Солнечную систему, преодолев притяжение Солнца (третья К. с.). В литературе встречаются 2 варианта математического определений К. с. В одном из вариантов К. с. может быть вычислена для любой высоты над земной поверхностью или любого расстояния от центра Земли.

  Первая К. с. u _Iна расстоянии ror центра Земли определяется по формуле ,где f- постоянная тяготения, М -масса Земли. Принимается (см. Фундаментальные астрономические постоянные ) fM= 398603 км ³/сек ².В небесной механике эта скорость называется также круговой скоростью, т. к. в задаче двух тел движение по кругу радиуса rтела с массой mвокруг 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 u ₀= u _I,перпендикулярную направлению на центр Земли, то его орбита (при отсутствии возмущений) будет круговой. При u ₀< u _I, 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 К. с. является минимальной для того, чтобы космический аппарат стал спутником Земли. На больших высотах космический аппарат может стать спутником и при u ₀,несколько меньших u _I,вычисленной для этой высоты. Так, на высоте 300 кмкосмическому аппарату для этого достаточно иметь скорость на 45 м/секменьшую, чем u _I.

 Вторая К. с. u _IIна расстоянии rот центра Земли определяется по формуле . Вторая К. с. называется также скоростью освобождения (убегания, ускользания), или параболической скоростью, т. к. при начальной скорости u ₀= u _II,тело с массой mв 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 mи М(при М >> m) происходит по эллиптической или гиперболической орбитам соответственно.

  Значения первой и второй К. с. для различных высот h,отсчитываемых от уровня моря на экваторе ( h= r- 6378 км) ,приведены в табл. 1.

Табл. 1. - Первая ( u _I) и вторая ( u _II) космические скорости для разных высот (h) над уровнем моря

h, км	u Iкм/сек	u II 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 К. с. применяются также при анализе движения космических аппаратов в гравитационных полях любых планет или их естественных спутников, а также Солнца. Так можно определить К. с. для Венеры, Луны, Солнца и др. Эти скорости вычисляются по приведённым выше формулам, в которых в качестве Мпринимается масса соответствующего небесного тела. Значения fMдля некоторых небесных тел приведены в табл. 2.

Табл. 2. - Значения гравитационной постоянной для Луны, Солнца и планет

Небесное тело	fM, км 3/сек 2
Луна	4,903Ч10 3
Солнце	1,327Ч10 11
Меркурий	2,169Ч10 4
Венера	3,249Ч10 5
Земля	3,986Ч10 5
Марс	4,298Ч10 4
Юпитер	1,267Ч10 8
Сатурн	3,792Ч10 7
Уран	5,803Ч10 6
Нептун	7,026Ч10 6
Плутон	3,318Ч10 5

  Третья К. с. u _IIIопределяется из условия, что космический аппарат, достигнув границы сферы действия тяготения Земли (т. е. расстояния около 930000 кмот 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 К. с. вычисляются по тем же формулам, но только для самой поверхности шаровой однородной модели Земли (радиусом 6371 км) .В этом смысле первая К. с. является круговой скоростью, а вторая К. с. - параболической скоростью, рассчитанными для поверхности Земли. При этих условиях К. с. имеют единственные значения: первая К. с. 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, К. с. в точности отвечают физической интерпретации, указанной в начале статьи.

  Аналогично К. с. могут быть вычислены также и для поверхностей др. небесных тел. Так, для Луны первая К. с. составляет 1,680 км/сек,вторая - 2,375 км/сек.Вторая К. с. для Венеры и Марса равна, соответственно, 10,4 км/секи 5,0 км/сек.

  Лит.:Дубошин Г. Н., Небесная механика. Основные задачи и методы, М., 1963; Левантовский В. И., Механика космического полета в элементарном изложении, М., 1970; Руппе Г. О., Введение в астронавтику, пер. с англ., т. 1, М., 1970.

  Ю. А. Рябов.

Космический корабль

Косми'ческий кора'бль,космический летательный аппарат, предназначенный для полёта людей (пилотируемый космический летательный аппарат). Отличительная особенность К. к. - наличие герметичной кабины с системой жизнеобеспечения для космонавтов. К. к. для полёта по геоцентричным орбитам называются кораблями-спутниками, а для полёта к др. небесным телам - межпланетными (экспедиционными) К. к. Разрабатываются транспортные К. к. многократного использования для доставки людей и грузов с Земли на низкую геоцентрическую орбиту и обратно, например для связи с долговременной орбитальной станцией. Транспортировка людей и грузов с низкой геоцентрической орбиты на более высокую, вплоть до стационарной, и обратно предусматривается с помощью автоматических космических ракет-буксиров. Изучаются проекты автоматических и К. к.-буксиров для перехода с геоцентрической орбиты на селеноцентрическую, планетоцентрическую и обратно.

  Созданы и осуществили полёты: советские К. к.-спутники серии «Восток» , «Восход», «Союз»(последний может служить транспортным кораблём одноразового действия); американские К. к.-спутники серии «Меркурий», «Джемини»и экспедиционные К. к. «Аполлон» для полёта на Луну. К. к. «Аполлон» может использоваться как транспортный одноразового действия для полёта на геоцентрическую и селеноцентрическую орбиты. Перечисленные К. к. состоят из нескольких отсеков и снабжены системами: жизнеобеспечения, двигательных установок, навигации и управления, энергопитания, связи, аварийного спасения, возвращения на Землю и др.

  Лит.:Пилотируемые космические корабли. Проектирование и испытания. Сб. ст., пер. с англ., М., 1968; Освоение космического пространства в СССР, М., 1971.

  Г. А. Назаров.

Космический летательный аппарат

Косми'ческий лета'тельный аппара'т(КЛА), аппарат, предназначенный для полёта в космос или в космосе, например ракеты-носители (космические ракеты), искусственные спутники Земли (ИСЗ) и др. небесных тел. Наименование КЛА - общее, включает различные виды таких аппаратов, в том числе использующие и нереактивный принцип движения (например, солнечный парус и др.). Ракеты-носители (космические ракеты) являются средством достижения необходимой скорости для осуществления космического полёта КЛА, которые можно разделить на 2 основные группы: а) околоземные орбитальные КЛА, движущиеся по геоцентрическим орбитам, не выходя за пределы сферы действия Земли (ИСЗ); б) межпланетные КЛА, которые в полёте выходят за пределы сферы действия Земли и входят в сферу действия Солнца, планет или их естественных спутников. При этом различают автоматические КЛА (автоматические ИСЗ, искусственные спутники Луны - ИСЛ, Марса - ИСМ, Солнца - ИСС и т. п., автоматические межпланетные станции - АМС) и пилотируемые (космические корабли-спутники, обитаемые орбитальные станции, межпланетные космические корабли). Большая часть указанных типов КЛА уже создана; ведётся разработка межпланетных кораблей для полёта и высадки на др. планеты, транспортных космических кораблей многократного использования и др.

  Полёт КЛА делится на следующие участки: выведения - КЛА сообщается необходимая космическая скорость в заданном направлении; орбитальный, на котором движение КЛА происходит в основном по инерции, по законам небесной механики; участок посадки. В ряде случаев КЛА снабжаются ракетными двигателями, позволяющими на орбитальном участке изменять (корректировать) траекторию движения или тормозить КЛА при посадке. Для современных КЛА, использующих химические ракетные двигатели, протяжённость участков полёта с работающими двигателями (выведение, коррекция, торможение) значительно меньше, чем участков орбитального полёта.

   Ракета-единственное доступное средство для полётов в космическое пространство. Максимальная скорость ракеты зависит от скорости истечения реактивной струи, определяемой видом топлива и совершенством двигателя, и отношения массы топлива к общей (начальной) массе ракеты, т. е. от совершенства конструкции ракеты, а также от массы полезного груза. Скорость истечения реактивной струи из двигателя при современных химических топливах составляет 3000-4500 м/сек;при этом одноступенчатая ракета рациональной конструкции практически не способна развить скорость, необходимую для космического полёта (около 8 км/сек) .Поэтому распространены составные ракеты,у которых в полёте, по мере расходования топлива, отделяются части конструкции (топливные баки, двигатели). Основные ракеты, применяемые в космонавтике (ракеты-носители), имеют от 2 до 4 ступеней. Конструктивные схемы этих ракет весьма разнообразны; их отличительная особенность - малая относительная масса конструкции (вместе с двигательной установкой обычно не превышает 10-12% от массы топлива). Создание такой конструкции с высокой жёсткостью и прочностью - сложная техническая задача. Ракета работает в очень напряжённых режимах статических и динамических нагрузок, поэтому необходимо максимальное использование прочности материалов, конструктивное совершенство отдельных узлов при значительных размерах конструкции в целом. В состав оборудования ракеты входит ряд систем и агрегатов для управления в полёте, разделения ступеней, наддува топливных баков, регулирования подачи топлива к двигателям и др. Двигательные установки космических ракет, как правило, состоят из нескольких двигателей, работа которых синхронизируется.

  Полёт ракеты по заданной траектории, стабилизацию её относительно центра масс, управление двигателями (регулирование тяги, включение и выключение), выдачу команд на разделение ступеней обеспечивает система управления. Она представляет собой сложный комплекс приборов и агрегатов (гироскопических, электронных, электромеханических и др.) и в ряде случаев включает бортовую электронную вычислительную машину. Космические ракеты - одно из крупнейших достижений современной науки и техники; создание ракетно-космических комплексов требует высокого уровня развития многих отраслей науки и техники - металлургии, химии, радиоэлектроники, вычислительной техники и многого др.

  Отличительная особенность большинства КЛА - способность к длительному самостоятельному функционированию в условиях космического пространства. Во многих отношениях (законы движения, тепловой режим и др.) такие КЛА подобны самостоятельным небесным телам, на которых созданы необходимые условия для работы аппаратуры и существования людей. На КЛА имеются системы регулирования теплового режима, энергопитания бортовой аппаратуры, управления движением в полёте, радиосвязи с Землёй. В КЛА с экипажем в герметичной кабине обеспечиваются необходимые условия для жизни и работы человека - осуществляется регенерация атмосферы с регулированием её температуры и влажности, снабжение водой и пищей. Решение проблем жизнеобеспечения экипажа особенно сложно для обитаемых орбитальных станций и межпланетных кораблей. Многие КЛА имеют системы для ориентации в пространстве. При ориентации КЛА обычно выполняются определённые функции (научное наблюдение объекта, радиосвязь, освещение солнечных батарей и др.). В зависимости от задачи точность ориентации может составлять от 10-15° до нескольких угловых секунд. Изменение траектории (её коррекция, маневрирование КЛЛ, торможение перед спуском на Землю или др. планету и т. п.) необходимо для реализации любой достаточно сложной схемы космического полёта. Поэтому все пилотируемые КЛА и большинство автоматических КЛА снабжены системой управления движением и бортовыми ракетными двигателями. Специфической задачей является поддержание на борту КЛА требуемой температуры. В отличие от наземных условий, в космическом пространстве между отдельными телами осуществляется только лучистый теплообмен; на КЛА воздействуют внешние тепловые потоки - излучение солнца, земли или др. близкой планеты, обычно переменные (заход КЛА в тень Земли, полёт на различных удалениях от Солнца). В свою очередь, КЛА должен излучать в окружающее пространство определённое количество тепла (зависящее от поглощения внешних тепловых потоков и внутреннего тепловыделения). КЛА обычно имеют радиационную поверхность (часть его оболочки или отдельный радиатор-излучатель), которая за счёт специальной обработки обладает большим собственным излучением тепла при малом поглощении его извне. Изменяя теплоподвод к радиационной поверхности и её собственное излучение (например, с помощью специальных жалюзи), регулируют тепловой баланс КЛА, т. е. его температуру. Для тепловых процессов на борту КЛА характерно отсутствие конвективного теплообмена в связи с состоянием невесомости в полёте; поэтому одна из функций системы терморегулирования - организация внутреннего теплового режима. Проблема энергопитания бортовой аппаратуры КЛА решается в нескольких направлениях: а) использование солнечного излучения, преобразуемого в электроэнергию с помощью солнечных батарей, - способ энергопитания, наиболее широко применяемый на современных КЛА, - обеспечивает длительность работы аппаратуры до нескольких лет; б) установка новых источников тока с высокой энергоотдачей на единицу массы - топливных элементов, вырабатывающих электроэнергию в результате электрохимических процессов между 2 рабочими веществами, например кислородом и водородом (полученная при этом вода может использоваться в системах жизнеобеспечения пилотируемых кораблей); в) применение бортовых ядерных энергетических установок с реакторами и изотопными генераторами. Химические источники тока (аккумуляторы) применяются только на КЛА с малым временем работы аппаратуры (до 1-3 недель) или в качестве буферных батарей в системах энергопитания (например, в сочетании с солнечными батареями). Полёт автоматических и пилотируемых КЛА невозможен без радиосвязи с Землей, передачи на Землю телеметрической и телевизионной информации, приёма радиокоманд, периодических измерений траектории движения КЛА, телефонной и телеграфной связи с космонавтами. Эти функции выполняют бортовые радиосистемы и наземные командно-измерительные пункты (см. Космическая связь ). Одна из наиболее сложных проблем космических полётов - спуск КЛА на поверхность Земли и др. небесных тел, когда космическая скорость КЛА должна быть уменьшена до нуля в момент посадки. Возможны 2 способа торможения КЛА: использование тормозящей реактивной силы; с помощью аэродинамических сил возникающих при движении аппарата в атмосфере. Для реализации 1-го способа КЛА или его часть (спускаемый аппарат) должен быть снабжен тормозной ракетной двигательной установкой и большим запасом топлива поэтому спуск с ракетным торможением применяется только для посадки на небесные тела, лишённые атмосферы, например на Луну. Спуск с аэродинамическим торможением более выгоден в весовом отношении и является основным при осуществлении посадки КЛА на Землю. При спуске по баллистической траектории перегрузки достигают 8-10; спуск по планирующей траектории когда на спускаемый аппарат, кроме силы сопротивления, действует и подъемная сила, позволяет уменьшить эти перегрузки в 1,5-2 раза. На участке спуска при движении в атмосфере имеет место интенсивный аэродинамический нагрев спускаемого аппарата. Поэтому он снабжается теплозащитным покрытием, создаваемым на основе керамических или органических материалов, обладающих высокой термостойкостью, малой теплопроводностью. В конце траектории спуска, на высотах в несколько км,скорость движения снижается до 150-250 м/сек.Дальнейшее снижение скорости перед приземлением осуществляется обычно с помощью парашютной системы. На советских кораблях «Восход» и «Союз» применялась система мягкой посадки, позволяющая уменьшить скорость приземления практически до нуля. Конструкция КЛА отличается рядом особенностей, связанных со специфическими факторами космического пространства - глубоким вакуумом, наличием метеорных частиц, интенсивной радиации, невесомости. В вакууме изменяется характер процессов трения, возникает явление т. н. холодной сварки, что требует подбора соответствующих материалов для механизмов, герметизации отдельных узлов и др. Воздействие наиболее мелких метеорных частиц на поверхности КЛА при длительном полёте может вызвать изменение оптических характеристик иллюминаторов, некоторых приборов, радиационных поверхностей и солнечных батарей, что требует специальных покрытий, особой обработки поверхности и др. Вероятность метеорного пробоя оболочки гермоотсеков современных КЛА невелика; для больших космических кораблей и орбитальных станций, совершающих длительный полёт, должна предусматриваться противометеорная защита. Космическая радиация (потоки заряженных частиц в радиационном поясе Земли и при солнечных вспышках) может влиять на солнечные, батареи, детали из органических соединений и др. элементы КЛА, поэтому в ряде случаев на них наносят защитные покрытия. Особые меры принимаются для защиты космонавтов от всплесков космической радиации. Высокая надёжность существенна для всех видов КЛА, особенно при наличии экипажа. Она обеспечивается комплексом мероприятий на всех этапах создания и подготовки к полёту КЛА, включая повышение надежности его элементов, аппаратуры и оборудования, строгий технологический контроль на всех стадиях изготовления, тщательную отработку систем и агрегатов имитацией условий космического полёта, проведение комплексных предполётных испытаний и др. Для повышения надежности на КЛА применяют дублирование, триплирование, резервирование отдельных агрегатов и приборов, а также автоматические схемы распознавания отказов приборов, а также элементов и их замены. См. Космонавтика, Ракета-носитель, Искусственные спутники Земли, Искусственные спутники Луны, Искусственные спутники Марса, Искусственные спутники Солнца, Автоматическая межпланетная станция, Космический корабль, Орбитальная станция.

  Лит.:Александров С. Г., Федоров Р. Е., Советские спутники и космические корабли, 2 изд., М., 1961; Космическая техника, пер. с англ., М., 1964; Справочник по космонавтике, М., 1966; Пилотируемые космические корабли, пер. с англ., М., 1968; Инженерный справочник по космической технике, М., 1969; Левантовский В. И., Механика космического полета в элементарном изложении, М., 1970; Космонавтика, 2 изд., М., 1970 (Маленькая энциклопедия); Освоение космического пространства в СССР. Официальные сообщения ТАСС и материалы центральной печати. 1957-1967 М., 1971.