კოსმოსური სიჩქარე

პირველი ($v_{I}$) და მე- ორე ($v_{II}$) კოსმოსური სიჩქარეები ზღვის დო- ნიდან სხვადასხვა სი- მაღლისათვის ($h$)
$h$ (კმ)	$v_{I}$ (კმ/წმ)	$v_{II}$ (კმ/წმ)
0	7.91	11.19
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	6.98

კოსმოსური სიჩქარე (პირველი $v_{I}$, მეორე $v_{II}$, მესამე $v_{III}$) — მინიმალური სიჩქარეები, რომლებიც უნდა მიენიჭოს დედამიწიდან გაშვებულ კოსმოსურ აპარატს, მატარებელი რაკეტის მუშაობის შეწყვეტის მომენტში, რომ ის გახდეს დედამიწის ხელოვნური თანამგზავრი ($v_{I}$), ან გავიდეს დედამიწის მიზიდულობის მოქმედების სფეროდან ($v_{II}$), ან დაძლიოსმზის მიზიდულობა და გავიდეს მზის სისტემიდან ($v_{III}$).

ცის მექანიკიდან ცნობილია: თუ რომელიმე $m$ მასის მქონე სხეული მოძრაობს გაცილებით დიდმასიანი ($M\gg m$) სხეულის ირგვლივ r რადიუსიან წრეწირზე, მაშინ მისი სიჩქარე განისაზღვრება ფორმულით:

$v_{\text{წრ}}={\sqrt {G{\frac {M}{R}}}}$ (1),

სადაც G გრავიტაციული მუდმივაა. ამ სიჩქარეს წრიული სიჩქარე ეწოდება.

თუ მოძრაობს პარაბოლურ ორბიტაზე, მაშინ სიჩქარე განისაზღვრება ფორმულით:

$v_{\text{პარ}}={\sqrt {2G{\frac {M}{R}}}}$ (2).

და მას პარაბოლური სიჩქარე ეწოდება.

პირველი კოსმოსური სიჩქარე

პირველი კოსმოსური სიჩქარე ($v_{I}$) 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}\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

მეორე კოსმოსური სიჩქარე ($v_{II}$) დედამიწის მახლობლად გამოითვლება (2) ფორმულით. დაშვებები იგივეა, რაც (1) ფორმულის შემთხვევაში. თუ ჩავსვამთ სათანადო მონაცემებს, მივიღებთ, რომ $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 $V_{0}$ აკმაყოფილებს პირობას $v_{II}>v_{0}>v_{I}$, მაშინ იგი დედამიწის გარშემო ელიფსურ ორბიტაზე მოძრაობს, ხოლო თუ $v_{0}>v_{I}$ პირობას, მაშინ თანამგზავრი დედამიწის მიმართ ჰიპერბოლურ ორბიტაზე იმოძრავებს. ორბიტაზე გასვლის $v_{0}$ სიჩქარეს პირველ შემთხვევაში ელიფსური სიჩქარე ეწოდება, ხოლო მეორე შემთხვევაში — ჰიპერბოლური სიჩაქარე.

მესამე კოსმოსური სიჩქარე

მესამე კოსმოსური სიჩქარე ($v_{III}$) 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.

ციური სხეულების კოსმოსური სიჩქარეები

ამის ანალოგიურად განისაზღვრება და გამოითვლება პირველი, მეორე და მესამე კოსმოსური სიჩქარეები სხვა ციური სხეულებისთვისაც.

ლიტერატურა

• ქართული საბჭოთა ენციკლოპედია, ტ. 5, თბ., 1980. — გვ. 693.