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

§ 3. Полеты к Юпитеру и Сатурну через планеты земной группы

Естественна мысль воспользоваться полем тяготения Марса, чтобы на пути к Юпитеру и Сатурну получить от него дополнительней даровой импульс скорости. К сожалению, точный анализ (учитывающий эксцентриситет и наклон орбиты Марса) [4.66] показывает, что в большинстве случаев слабое поле тяготения Марса при том радиусе Марса, который, увы, реально существует, не может самостоятельно разогнать космический аппарат, вошедший в его сферу действия, чтобы он мог достичь Юпитера; требуется еще сообщить аппарату дополнительный импульс в перицентре пролетной гиперболы с помощью бортового двигателя. В результате для перелетов в период, например, с 1979 по 1990 год суммарная характеристическая скорость (без учета коррекций) оказывается меньше минимальной скорости при прямом перелете в том же году на величину от (в 1988 г.) до (в 1979 г.), а в двух случаях (1986 и 1990 гг.) она даже больше ее. При этом в сезон максимальной выгоды (1979 г.) продолжительность перелета увеличивается на... 1003 сут (более, чем вдвое) по сравнению с прямым перелетом. Дорогая цена!

Рис. 151. Разгон в сфере действия Земли после попутного облета Венеры на пути к питеру и Сатурну.

Если рассматривать планеты земной группы, то остаются Земля и Венера. (Меркурий приходится отбросить сразу: к нему самому нужно лететь с посторонней помощью Как это ни удивительно, с помощью Венеры возможен разгон в сфере действия Земли [4,67, 4.68]. Рассмотрим пример. Космический аппарат направляется внутрь орбиты Земли, двигаясь по эллиптической орбите с периодом обращения 250 сут, пересекающей орбиту Венеры. Через 1 3/4 оборота вокруг Солнца, аппарат встречает Венеру, которую огибает на определенном расстоянии с ночной стороны и, получив от нее дополнительный импульс, переходит на эллиптическую орбиту с афелием за орбитой Марса. Пройдя афелий, он приближается к Земле, огибая ее с дневной стороны как можно ближе к ней, и получает от ее гравитации дополнительный импульс что позволяет ему достичь Сатурна. На рис. 151 показана соответствующая траектория в случае старта в 1986 г. с «энергией запуска» [4.68], т. е. с начальной скоростью (у поверхности Земли), равной Возможны различные варианты: разные начальные скорости, разные числа оборотов вокруг Солнца до

пролета Венеры, разные расстояния от Венеры, разные точки встречи с Землей и т.д. Юпитер может быть почти достигнут при «энергии запуска» (начальная скорость Достаточно небольшого реактивного импульса в перицентре облетной гиперболы у Земли, и Юпитер достигнут. Выигрыш по сравнению с прямыми путями к Юпитеру и Сатурну столь велик (примерно 2 и 3 км/с), что позволяет доставить к этим планетам вдвое большую полезную нагрузку [4.67].

Рис. 152. Разгон в сфере действия Земли после маневра в поясе астероидов на пути к планетам группы Юпитера.

Рис. 153. Разгон в сфере действия Земли после маневра с помощью солнечной электроракетной двигательной установки на пути к планетам группы Юпитера (пунктир — пассивный полет, числа на траектории указывают число суток после старта).

Цена, которая за это платится, — два года «бесполезного» движения вокруг Солнца до пролета мимо Земли.

На разгоне в сфере действия Земли основаны еще две идеи.

Космический аппарат направляется на эллиптическую орбиту с афелием, расположенным где-то за Марсом, в поясе астероидов (рис. 152). В афелии он получает такой тормозной импульс от бортового двигателя, чтобы встретить Землю в точке или В и разгоняется Землей, облетая ее с дневной стороны в точке А или с ночной в точке В (как можно ближе к поверхности). Таким образом может быть достигнут Сатурн, несмотря на то, что суммарная характеристическая скорость будет меньше начальной скорости, нужной для прямого полета к Юпитеру, и даже Уран [4.70]. Правда, полет от Земли до Земли продолжается 2—3 года [4.68, 4.691, но, в отличие от предыдущего случая, он может начаться, как и прямой полет, один раз в год.

Наконец, для той же цели предварительного ухода в пояс астероидов и последующего возвращения к Земле может успешно служить бортовая солнечная электроракетная двигательная установка, которая увеличивает скорость входа в сферу действия Земли, причем перестает действовать после облета Земли (рис. 153).

Продолжительность перелета до планет группы Юпитера (при одинаковых полезных нагрузках) сокращается. Уран может быть достигнут за 8,25 года 14.70].

<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Оглавление