კოსმოსური სიჩქარე

კოსმოსური სიჩქარე (პირველი v I {\displaystyle v_{I}} , მეორე v I I {\displaystyle v_{II}} , მესამე v I I I {\displaystyle v_{III}} ) — მინიმალური სიჩქარეები, რომლებიც უნდა მიენიჭოს დედამიწიდან გაშვებულ კოსმოსურ აპარატს, მატარებელი რაკეტის მუშაობის შეწყვეტის მომენტში, რომ ის გახდეს დედამიწის ხელოვნური თანამგზავრი ( v I {\displaystyle v_{I}} ), ან გავიდეს დედამიწის მიზიდულობის მოქმედების სფეროდან ( v I I {\displaystyle v_{II}} ), ან დაძლიოსმზის მიზიდულობა და გავიდეს მზის სისტემიდან ( v I I I {\displaystyle v_{III}} ). ცის მექანიკიდან ცნობილია: თუ რომელიმე m {\displaystyle m} მასის მქონე სხეული მოძრაობს გაცილებით დიდმასიანი ( M ≫ m {\displaystyle M\gg m} ) სხეულის ირგვლივ r რადიუსიან წრეწირზე, მაშინ მისი სიჩქარე განისაზღვრება ფორმულით: v წრ = G M R {\displaystyle v_{\text{წრ}}={\sqrt {G{\frac {M}{R}}}}} (1), სადაც G გრავიტაციული მუდმივაა. ამ სიჩქარეს წრიული სიჩქარე ეწოდება. თუ მოძრაობს პარაბოლურ ორბიტაზე, მაშინ სიჩქარე განისაზღვრება ფორმულით: v პარ = 2 G M R {\displaystyle v_{\text{პარ}}={\sqrt {2G{\frac {M}{R}}}}} (2). და მას პარაბოლური სიჩქარე ეწოდება. პირველი კოსმოსური სიჩქარე ( v I {\displaystyle v_{I}} ) დედამიწის ზედაპირიდან გაშვებული კოსმოსური აპარატისათვის (თუ დედამიწას სიმკვრივის სფერული განაწილების მქონე სფეროდ ჩავთვლით და ატმოსფეროს უგულებელვყოფთ გამოითვლება (1) ფორმულით. თუ ამ ფორმულაში G გრავიტაციულ მუდმივას, დედამიწის M მასისა და r რადიუსის სათანადო მნიშვნელობებს ჩავსვამთ, მივიღებთ, რომ v I ≈ {\displaystyle v_{I}\approx } 7.91 კმ/წმ. თუ ეს სიჩქარე დედამიწის ცენტრისაკენ მიმართულების პერპენდიკულარულია, მაშინ ხელოვნური თანამგზავრი დედამიწის ზედაპირთან წრეწირზე იმოძრავებს. რადგანაც დედამიწას ატმოსფერო აკრავს, დედამიწის ზედაპირის მახლობლად ასეთი ორბიტის განხორციელება პრაქტიკულად შეუძლებელია. ამის გამო ხელოვნურ თანამგზავრს უშვებენ დედამიწიდან 160 კმ-ზე მეტი სიმაღლიდან. მეორე კოსმოსური სიჩქარე ( v I I {\displaystyle v_{II}} ) დედამიწის მახლობლად გამოითვლება (2) ფორმულით. დაშვებები იგივეა, რაც (1) ფორმულის შემთხვევაში. თუ ჩავსვამთ სათანადო მონაცემებს, მივიღებთ, რომ v I I ≈ {\displaystyle v_{II}\approx } 11.2 კმ/წმ. ამ სიჩქარეს განთავისუფლების (გაქცევის, გასხლტომის) სიჩქარესაც უწოდებენ. ასეთი საწყისი სიჩქარით გაშვებული სხეული დედამიწის მიმართ იმოძრავებს პარაბოლურ ორბიტაზე. თუ ორბიტაზე თანამგზავრის გასვლის სიჩქარე V 0 {\displaystyle V_{0}} აკმაყოფილებს პირობას v I I > v 0 > v I {\displaystyle v_{II}>v_{0}>v_{I}} , მაშინ იგი დედამიწის გარშემო ელიფსურ ორბიტაზე მოძრაობს, ხოლო თუ v 0 > v I {\displaystyle v_{0}>v_{I}} პირობას, მაშინ თანამგზავრი დედამიწის მიმართ ჰიპერბოლურ ორბიტაზე იმოძრავებს. ორბიტაზე გასვლის v 0 {\displaystyle v_{0}} სიჩქარეს პირველ შემთხვევაში ელიფსური სიჩქარე ეწოდება, ხოლო მეორე შემთხვევაში — ჰიპერბოლური სიჩაქარე. მესამე კოსმოსური სიჩქარე ( v I I I {\displaystyle v_{III}} ) განისაზღვრება შემდეგი პირობით: კოსმოსურ აპარატს დედამიწის გრავიტაციული მოქმედების სფეროდან გასვლის მომენტში (დედამიწიდან დაახლოებით 930 000 კმ-ზე) მზის მიმართ უნდა ჰქონდეს პარაბოლური სიჩქარე, რომლის სიდიდე დედამიწის ორბიტის მახლობლად 42.10 კმ/წმ-ია. ამ მომენტში დედამიწის მიმართ კოსმოსური აპარატის სიჩქარე არ შეიძლება 12.33 კმ/წმ-ზე ნაკლები იყოს (რადგანაც დედამიწის ორბიტალური სიჩქარე საშუალოდ 29.77 კმ/წმ-ია). ამიტომ დედამიწის ზედაპირის მახლობლად კოსმოსურ აპარატს, ცის მექანიკის ფორმულების თანახმად, უნდა მიენიჭოს სულ მცირე 16.67 კმ/წმ სიჩქარე. ეს არის მესამე კოსმოსური სიჩქარე. ამის ანალოგიურად განისაზღვრება და გამოითვლება პირველი, მეორე და მესამე კოსმოსური სიჩქარეები სხვა ციური სხეულებისთვისაც. ქართული საბჭოთა ენციკლოპედია, ტ. 5, თბ., 1980. — გვ. 693.