Главная > Разное > Механика космического полета в элементарном изложении
<< Предыдущий параграф
Следующий параграф >>
<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Макеты страниц

§ 3. Солнечный парус

Проблема выхода космического аппарата с солнечным парусом из сферы действия Земли была рассмотрена в § 10 гл. 5. Управление парусом вне сферы действия Земли более просто. Если заставить парус поворачиваться так, чтобы солнечные лучи все время были перпендикулярны к его поверхности, то космический аппарат окажется «погруженным в ослабленное поле тяготения» и начнет двигаться вокруг Солнца по эллиптической, параболической или гиперболической орбите.

Рис. 131. Схема полета с солнечным парусом: а) к внешним планетам; 6) к внутренним планетам. Стрелки — векторы сил тяги.

Как показывают расчеты, аппарат массой 0,5 т смог бы при парусе диаметром сделанном из пленок с поверхностной плотностью достичь Марса по полуэллиптической траектории за 286 сут. Такой парус сообщал бы на орбите Земли ускорение что составляет примерно ускорения солнечного притяжения. При диаметре паруса корабль массой смог бы покинуть Солнечную систему [4.5].

Но выгоднее всего повернуть парус так, чтобы солнечный свет «дул почти в корму» корабля в его движении вокруг Солнца. При этом солнечные лучи будут косо падать на парус (от этого уменьшится давление), но зато сила тяги паруса будет направлена почти в сторону движения. Корабль по спирали начнет удаляться от Солнца (рис. 131, с).

На первый взгляд может показаться, что солнечный парус не позволяет приблизиться к Солнцу, но это не так. Расположив парус таким образом, чтобы давление солнечного света тормозило

движение корабля, мы заставим его двигаться по спирали внутрь нашей планетной системы, т. е. к орбитам Венеры и Меркурия (рис. 131, б).

Достигнув района планеты назначения, аппарат с солнечным парусом может пролететь мимо планеты, но может также в течение нескольких недель совершить сложное маневрирование парусом, учитывающее вблизи планеты существование затененной области пространства, чтобы снизиться к планете и выйти на орбиту ее искусственного спутника.

Если управление парусом осуществляется таким образом, что солнечные лучи падают на него под неизменным углом (это управление просто по идее, но не является оптимальным), то движение космического аппарата вне сферы действия Земли происходит по так называемой логарифмической спирали. Такой программе управления примерно соответствуют траектории, изображенные на рис. 131 (логарифмическая спираль пересекает все круговые орбиты под одинаковыми углами). Подобные перелеты должны быть выгодны с точки зрения их продолжительностей. Описанный выше парус диаметром при должной неизменной ориентации относительно солнечных лучей доставил бы полезный груз в к Марсу за 247 сут [4.5, 4.291.

По другим расчетам, тот же корабль, но с парусом диаметром сможет достичь Марса за 118 сут (не считая нескольких недель для выхода из сферы действия Земли) [4.5, 4.30]. Заметим, что импульсный гомановский перелет требует 259 сут (см. табл. 6).

К сожалению, однако, дело обстоит сложнее, чем может показаться. Логарифмическая спираль пересекает орбиту Земли (как и другие орбиты) под некоторым углом. Например, для указанного выше случая -суточного перелета этот угол должен составлять 8,5°. Для соответствующего направления гелиоцентрической скорости выхода из сферы действия Земли геоцентрическая скорость выхода должна, как показывает несложный расчет, равняться 4,4 км/с [4.29]. Но может ли аппарат с солнечным парусом, стартовавший с околоземной орбиты, выйти к границе сферы действия Земли с такой скоростью? Это сомнительно. Скорее всего эту скорость придется добавлять с помощью химического двигателя. Но тогда уж проще добавить эту скорость в нужном направлении и достичь Марса за гораздо более короткое время. По аналогичной причине понадобится дополнительный тормозной импульс при достижении планеты назначения, чтобы стал возможным выход на орбиту ее искусственного спутника.

Однако доказано, что перелет с орбиты Земли на орбиту другой планеты с помощью солнечного паруса возможен (при определенной программе изменения наклона паруса) по траектории, не пересекающей, а лишь касающейся орбит Земли и планеты назначения, причем начальная и конечная гелиоцентрические скорости равны орбитальным скоростям Земли и планеты. Но, к сожалению,

продолжительность перелета теперь будет гораздо больше. Например, при описанном выше парусе диаметром создающем при нагрузке если солнечные лучи падают на него отвесно, на расстоянии 1 а. от Солнца ускорение перелет с орбиты Земли до орбиты Марса продолжался бы 405 сут. Даже если бы ускорение увеличилось вдвое (для чего при той же нагрузке диаметр паруса должен был бы равняться примерно 500 м), полет до Марса продолжался бы 322 сут, до Венеры — 164 сут, до Меркурия — 0,53 года, до Юпитера — 6,6 года, до Сатурна — 17 лет, до Урана — 49 лет, до Нептуна — 96 лет, до Плутона — 145 лет [4.31].

Последние приведенные данные о продолжительности перелетов с солнечным парусом с околоземной орбиты на околопланетную малоутешительны! Однако следует иметь в виду, что перелеты, не ставящие целью снижение на орбиту искусственного спутника исследуемой планеты, а ограничивающиеся лишь пролетом мимо планеты, будут мало отличаться от перелетов по логарифмической спирали. Наконец, увеличение площади парусов позволит сократить время перелета, хотя управление огромными тонкими пленками представляет тяжелую техническую задачу.

<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Оглавление