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

§ 6. Искусственный спутник Юпитера

В случае, если намечается выведение космического аппарата на орбиту искусственного спутника Юпитера, соображения энергетического характера естественно требуют, чтобы его орбита перелета к планете была возможно ближе к гомановской. Поэтому в опубликованных планах, о которых дальше будет рассказываться, всюду фигурирует сезон декабрь 1981 г. — январь 1982 г. как наиболее

подходящий для старта, с прибытием к планете в конце 1984 — начале

Тормозной импульс, который нужно сообщить космическому аппарату для выхода на низкую орбиту спутника Юпитера,при гомановском перелете равен Суммарная характеристическая скорость при старте с низкой околоземной орбиты равна (табл. 11 в § 7 гл, 13). При скорости истечения для случая трех ступеней при четырех ступенях (см. табл. 16 Приложения II). Даже при полезной нагрузке начальная масса четырехступенчатого аппарата должна превышать т. е. его монтаж требует запуска двух-трех «Сатурнов-5».

В будущем, когда станут известны все данные об атмосфере Юпитера и будет осуществим весьма точный вход в нее, удастся, быть может, воспользоваться аэродинамическим торможением в атмосфере. При этом после выхода из атмосферы еще понадобится дополнительный ракетный импульс, и суммарная характеристическая скорость для всего эксперимента, вероятно, превзойдет третью космическую скорость. В § 7 гл. 13 уже говорилось о возможности использования метода тормозных эллипсов для запуска искусственного спутника Юпитера.

На практике в ближайшем будущем будут использоваться не круговые, а сильно вытянутые эллиптические орбиты. Скорость в перицентре планетоцентрической гиперболы превосходит скорость освобождения у поверхности Юпитера на малую величину. В случае перелета к Юпитеру по гомановской траектории скорость в перицентре планетоцентрической гиперболы, проходящей у верхней границы облаков, равняется При тормозном импульсе в этом перицентре космический аппарат перешел бы на эллиптическую орбиту с большой полуосью (расчет по формуле (4) в § 5 гл. 2) и соответственно апоцентрическим расстоянием где средний радиус Юпитера; ее период обращения — 60,7 сут (расчет по формуле (5) в § 5 гл. 2). При тормозном импульсе апоцентрическое расстояние период обращения 11,1 сут. (В цитируемых ниже работах размеры орбит определяются обычно в экваториальных радиусах Юпитера.)

Но низкие перицентры, даже значительно более высокие, чем наш, находящийся на нулевой высоте над поверхностью, не рекомендуются из-за опасности пояса радиации. В качестве минимального называется радиус перицентра, равный , т. е. [4.79]. Однако допускается однократный пролет на более близком от Юпитера расстоянии, если затем с помощью разгонного импульса в апоцентре перицентр будет поднят выше. Например, предлагается сначала направить аппарат по планетоцентрической гиперболе с радиусом перицентра в перицентре сообщить тормозной импульс переводящий аппарат на орбиту с апоцентром радиуса

150 г, а в апоцентре добавить разгонный импульс и тем поднять перицентр до радиуса обеспечив движение по орбите с периодом обращения 81,5 сут [4.80]. Предполагается, что один разведывательный «нырок» в «горячую» зону, опасную для аппаратуры космического аппарата, беды не принесет.

Может показаться, что подобные орбиты, на которых аппарат по месяцу и дольше будет находиться на расстояниях от Юпитера, превышающих 5 млн. не очень удобны для исследований, но скоро мы убедимся, что это совсем не так.

До 1979 г. были открыты 13 естественных спутников Юпитера (14-й был потерян астрономами вскоре после открытия, и орбита его осталась неизвестной: открытие было под сомнением). Пять из них — самые близкие к Юпитеру лежат почти в плоскости экватора и обладают почти круговыми орбитами. Из их числа четыре, открытые Галилеем, имеют наибольшие размеры и массы. Приводим большие полуоси их орбит, периоды обращения, гравитационные параметры и средние радиусы: радиус Юпитера), 1,769 сут, Европа — сут, Ганимед — 15,1 г, 7,155 сут, Каллисто сут, Как видим, гравитационные параметры у всех галилеевских спутников, кроме Европы, больше лунного, а у Ганимеда и Каллисто радиусы больше радиуса Меркурия. Впрочем, последнее обстоятельство при пертурбационном маневре (а именно им мы и займемся) как раз невыгодно.

Поле тяготения Ио или Ганимеда может быть использовано для маневра, сопровождающего импульс двигателя с целью перевода космического аппарата на сильно вытянутую эллиптическую орбиту вокруг Юпитера. Например, с помощью Ио и реактивного импульса можно получить орбиту (период обращения 106 сут) [4.811, а с помощью Ганимеда и импульса -суточную орбиту с перицентром (без Ганимеда импульс нужен был бы на больше) [4.79]. Маневры совершаются при пересечении орбиты естественного спутника снаружи внутрь. Радиационная опасность, видимо, делает нецелесообразным использование Ио, не говоря уже о Европе.

Пролет искусственного спутника Юпитера (ИСЮ) мимо естественного спутника (ЕСЮ) может уменьшить или увеличить плането-центрическую скорость и соответственно уменьшить или увеличить период обращения, изменить наклонение, повернуть линию апсид. Возникает возможность, например, с помощью 20 пролетов мимо Каллисто превратить первоначальную экваториальную сильно

вытянутую орбиту в круговую радиуса и наклонением 60° [4.79]. Когда период обращения ИСЮ делается соизмерим с периодом обращения другого (не того, который «раскачивает» орбиту), орбиту которого он пересекает, становится возможной его встреча с этим и таким образом возможна передача космического аппарата от одного к другому.

В 1975-1976 гг. в США было рассчитано множество таких траекторий. На рис. 157 приведена одна из них — «орбита-цветок» [4.80] (изображены для ясности лишь отдельные витки). На 1-м витке орбиты ИСЮ находится на расстояниях от центра Юпитера (период 84,7 сут, прохождение через перицентр 27 января 1983 г.), на витке проходит перицентр в ноябре 1986 г. (ось апсид этого витка направлена на Солнце). На рис. 158,а показана другая орбита на первых витках — раскачка с помощью Ио (большая начальная орбита уменьшается), далее пролеты над терминаторами сначала Каллисто (в частности, витки 16—18), затем Ганимеда (в их числе витки 45—48), и потом постепенный поворот плоскости орбиты с помощью Каллисто.

Рис. 157. «Орбита-цветок» искусственного спутника Юпитера [4.80]

Рис. 158 Раскачка и раскрутка орбиты искусственного спутника Юпитера [4.81].

На рис. 158,б мы видим последний этап, как он должен наблюдаться со стороны Земли.

Легко понять, какие перспективы сулят подобные орбиты При затратах топлива только на коррекцию можно обследовать все галилеевские спутники и другие которые можно будет изучать издали, а также планету и ее магнитосферу (особенно важен для последней задачи постепенный поворот линии апсид). Но

насколько реальны такие орбиты? Автономная навигация вблизи Юпитера затруднена из-за огромной яркости планеты и больших «видимых» размеров ЕСЮ. Указывается, что из-за неуверенности в расстояниях первый облет будет на расстоянии от поверхности примерно а последующие

Если учесть, что вытянутые орбиты ИСЮ будут испытывать сильные возмущения от Солнца вблизи апоцентра и от сплюснутости Юпитера вблизи перицентра, то с учетом сказанного выше делается ясно, что такие орбиты очень неустойчивы и, при отсутствии управления, вполне возможно непредвиденное столкновение Не подвержены такой опасности лишь круговые орбиты, радиусы которых не менее чем на радиус Юпитера отличаются от радиусов орбит галилеевых спутников, а также две особые орбиты: 1) орбита с радиусом перицентра, равным 3 радиусам Юпитера и наклонением 63°; 2) орбита выше орбиты Ганимера с периодом, кратным периоду Каллисто, движение по которой происходит так, что ИСЮ находится в перицентре, когда Каллисто — в точности на противоположной стороне Юпитера [4.82]. Очень тесно в системе Юпитера!

Для полноты картины заметим, что орбита стационарного спутника Юпитера должна иметь радиус, равный 2,3 радиуса Юпитера, что опасно, как мы знаем, для аппаратуры. С такого спутника было бы видно лишь 56% поверхности одного полушария Юпитера.

<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Оглавление