Большая Советская Энциклопедия (КО)

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 — 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'рости первая, 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_I на расстоянии r or центра Земли определяется по формуле

, где f — постоянная тяготения, М — масса Земли. Принимается (см. Фундаментальные астрономические постоянные ) fM = 398603 км³ /сек² . В небесной механике эта скорость называется также круговой скоростью, т. к. в задаче двух тел движение по кругу радиуса r тела с массой m вокруг 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 = u_I , перпендикулярную направлению на центр Земли, то его орбита (при отсутствии возмущений) будет круговой. При u < 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 , несколько меньших u_I , вычисленной для этой высоты. Так, на высоте 300 км космическому аппарату для этого достаточно иметь скорость на 45 м/сек меньшую, чем u_I .

  Вторая К. с. u_II на расстоянии r от центра Земли определяется по формуле

. Вторая К. с. называется также скоростью освобождения (убегания, ускользания), или параболической скоростью, т. к. при начальной скорости u = u_II , тело с массой m в 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 m и 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	uI км/сек	uIIкм/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 М принимается масса соответствующего небесного тела. Значения fM для некоторых небесных тел приведены в табл. 2.

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

Небесное тело	fM, км3 /сек2
Луна	4,903×103
Солнце	1,327×1011
Меркурий	2,169×104
Венера	3,249×105
Земля	3,986×105
Марс	4,298×104
Юпитер	1,267×108
Сатурн	3,792×107
Уран	5,803×106
Нептун	7,026×106
Плутон	3,318×105

  Третья К. с. u_III определяется из условия, что космический аппарат, достигнув границы сферы действия тяготения Земли (т. е. расстояния около 930000 км от 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.