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

§ 5. Через Юпитер — к Солнцу и подальше от плоскости эклиптики

С помощью Юпитера можно достичь близких окрестностей Солнца при малых энергетических затратах и за приемлемое время — в отличие от прямого полета к Солнцу и перехода через бесконечность (§ 5 гл. 15). При этом за один полет объектами исследования становятся два самых крупных тела Солнечной системы.

На рис. 156 представлена траектория облета Юпитера, требующая начальной характеристической скорости (включая потери 1,22 км/с). Пройдя на расстоянии 5,3 радиуса Юпитера от

центра планеты, космический аппарат выйдет из сферы действия Юпитера, описав вокруг него петлю, сильно напоминающую петлю при облете Луны, и будет отброшен к центру Солнечной системы. Через 3 года после старта он пройдет со скоростью на расстоянии 0,2 а. е. от Солнца [4.77]. Попытка достичь этого расстояния прямым путем потребовала бы начальной скорости у поверхности Земли без учета потерь; расчет по формулам (8), (5) и (4) главы 13).

Рис. 156 Полет к Солнцу через Юпитер [4 77]

Было показано [4.71], что при начальной характеристической скорости (учитывающей потери, принимаемые за 1,22 км/с) облет Юпитера на должном расстоянии от его поверхности обеспечивает попадание на Солнце. При такой скорости можно было бы достичь Сатурна. Прямой путь к Солнцу потребовал бы, как мы знаем, четвертой космической скорости или, как минимум, начальной скорости поверхности Земли (без учета потерь).

Нельзя ли возвратить на Землю космический аппарат, совершивший облет Юпитера, как бы перехватив его во время следования к центру Солнечной системы? Оказывается, что совершенно невозможно добиться, чтобы Земля в момент пересечения ее орбиты оказалась сколько-нибудь близко от точки пересечения. Например, на рис. 156 пересечение орбиты Земли происходит через 3 года после отлета с Земли, и Земля в это время находится вблизи точки 30, а следовало бы ей находиться левее положение Земли в момент облета Юпитера). Если бы весь полет был значительно более длительным, как, например, при облетах более далеких планет, то было бы, видимо, легче привести в соответствие его продолжительность с движением Земли и обеспечить возвращение зонда на Землю.

Заметим, что сближения с Солнцем можно добиться также пролетом Сатурна или следующих за ним планет, но такие операции нецелесообразны из-за слишком большой их длительности.

С помощью поля тяготения Юпитера можно значительно удалиться от плоскости эклиптики. При движении по траектории, близкой к гомановской, при должном входе в сферу действия Юпитера плоскость движения после выхода из сферы действия может быть отклонена от плоскости эклиптики на угол немногим более 23°. Можно добиться поворота на угол 90°, но для этого требуется большая скорость отлета с Земли [4.47].

Можно поставить задачу выхода из сферы действия Юпитера в плоскости, перпендикулярной к плоскости эклиптики, и последующего пролета на заданном расстоянии от Солнца [4.78]. Чем теснее при этом сближение с Солнцем, тем меньше удается удалиться от плоскости эклиптики, но и тем меньше необходимая скорость отлета. Так, при старте в июне 1975 г. при заданном перигелийном расстоянии 0,05 а. максимальное удаление от эклиптики в северном направлении составляло бы 0,45 а. и требовало геоцентрической скорости выхода из сферы действия Земли в южном — 0,54 а. е. и 11,09 км/с. Соответствующие данные для перигелийного расстояния 0,2 а. Указанные скорости примерно соответствуют минимальной скорости достижения Урана (см. табл. 6 в § 4 гл. 13). Маневр обеспечивается пролетом на расстоянии 460-7-510 тыс. от центра Юпитера. Сближение с Солнцем происходит через года после старта [4.78]. Близкая к рассчитанной ситуация будет в июне 1987 г.

Однако большего эффекта при тех же скоростях отлета с Земли можно достичь, если не стремиться повернуть в результате облета Юпитера плоскость движения непременно на 90°, а постараться максимизировать только перпендикулярную к плоскости эклиптики составляющую гелиоцентрической скорости выхода из сферы действия Юпитера. Таким путем можно увеличить отклонение от плоскости эклиптики примерно на 6 а. е. [4. 47].

По проекту ISPM специалисты США и западноевропейского космического агентства должны создать два космических аппарата для исследования Солнца, которые будут запущены в феврале 1983 г. с помощью одной ступени IUS, стартующей с борта МТКК «Шатл». В мае 1984 г. они пролетят около Юпитера и после выхода из его сферы действия направятся к Солнцу по траекториям, лежащим в плоскостях, наклоненных к плоскости эклиптики под углами, близкими к 90°. Аппараты достигнут своих перигелиев одновременно в марте 1987 г., причем расстояния от Солнца будут несколько более 1 а. е. (Flight International, 1979, v. 115, № 3656).

Сравнительно сильно была отклонена от плоскости эклиптики траектория космического аппарата «Пионер-11», после того как он пролетел мимо Юпитера.

<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Оглавление