научная статья по теме О ВОЗМОЖНОСТИ НАВЕДЕНИЯ МАЛЫХ АСТЕРОИДОВ НА ОПАСНЫЕ НЕБЕСНЫЕ ОБЪЕКТЫ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ГРАВИТАЦИОННОГО МАНЕВРА Астрономия

Текст научной статьи на тему «О ВОЗМОЖНОСТИ НАВЕДЕНИЯ МАЛЫХ АСТЕРОИДОВ НА ОПАСНЫЕ НЕБЕСНЫЕ ОБЪЕКТЫ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ГРАВИТАЦИОННОГО МАНЕВРА»

АСТРОНОМИЧЕСКИЙ ВЕСТНИК, 2013, том 47, № 4, с. 352-360

УДК 523

О ВОЗМОЖНОСТИ НАВЕДЕНИЯ МАЛЫХ АСТЕРОИДОВ НА ОПАСНЫЕ НЕБЕСНЫЕ ОБЪЕКТЫ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ГРАВИТАЦИОННОГО МАНЕВРА

© 2013 г. Н. А. Эйсмонт1, 2, М. Н. Боярский1, 2, А. А. Ледков1, 2, Р. Р. Назиров1, 2,

Д. Данхэм2, 3, Б. М. Шустов4

Институт космических исследований РАН 2Национальный исследовательский университет "Высшая школа экономики"

4Институт астрономии РАН Поступила в редакцию 01.04.2013 г.

В работе рассматривается метод изменения траекторий опасных астероидов, орбиты которых известны за несколько лет до возможного столкновения с Землей. Метод опирается на использование небольших астероидов (астероидов-снарядов), направляемых на опасные небесные тела за счет придания снаряду импульса скорости, достаточно малого, но обеспечивающего возможность гравитационного маневра у Земли. В результате такого гравитационного маневра вектор движения астероида-снаряда может управляемо меняться в широких пределах. В качестве примера астероида-мишени рассматривается астероид Апофис. Обсуждается техническая реализуемость указанного метода. Отмечается, что, несмотря на принципиальную возможность использования этого элегантного способа, его практическая реализация требует проведения дополнительных исследований и разработок.

БО1: 10.7868/80320930X13040129

Противодействие астероидно-кометной опасности (АКО), т.е. угрозе столкновения Земли с малыми телами Солнечной системы (астероидами и кометами с размером, превышающим несколько десятков метров) с причинением серьезного ущерба населению планеты, вплоть до уничтожения человечества (Шустов, 2010), представляет собой проблему, необходимость решения которой является в настоящее время общепризнанной. Недавнее событие в небе над Челябинском как будто специально подчеркнуло ее актуальность. Предлагаются различные способы изменения орбиты астероидов (Микиша и др., 1993) с целью предотвращения их столкновения с Землей: изменение отражательных характеристик поверхности астероида (изменение альбедо), применение так называемого гравитационного буксира, когда траектория астероида изменяется за счет гравитационного воздействия со стороны космического аппарата, наведение космического аппарата на астероид с последующим столкновением с ним. Во всех этих случаях, за исключением воздействия мощного ядерного взрыва, изменение параметров орбиты астероида очень мало и сопоставимо с уровнем погрешности определения параметров орбиты самого астероида.

В ИКИ РАН, совместно с Лабораторией космических исследований МИЭМ НИУ ВШЭ, бы-

ла разработана концепция, радикально отличающаяся от перечисленных выше, — изменение орбиты опасного для Земли астероида путем попадания в него другого, меньшего во много раз по размеру, астероида-снаряда. Собственно, идея так называемого "космического биллиарда" обсуждается уже более 20-ти лет. При этом удар по опасному небесному телу (ОНТ) осуществляется управляемым небольшим астероидом-снарядом, для управления которым предлагается использовать ракетный двигатель небольшой мощности. Эта идея, впрочем, крайне трудно реализуема (Медведев и др., 1996). Ведь для того, чтобы изменить траекторию даже небольшого по космическим меркам астероида с целью его наведения на ОНТ, требуются огромные затраты рабочего тела, которые оцениваются как нереальные для современной ракетной техники. Суть же предлагаемого нами способа состоит в использовании гравитационного маневра около Земли для того, чтобы направить относительно небольшой астероид-снаряд (10— 15 м) на ОНТ. Управление ударником состоит в заблаговременном сообщении снаряду малого приращения скорости 3—15 м/с. После этого импульса малый астероид пролетает около Земли, совершая гравитационный маневр, эквивалентный сообщению астероиду импульса скорости до 7 км/с. Данная концепция проиллюстрирована

IV. Перелет к Земле

I. Старт космического аппарата с Земли

V. Гравитацис маневр у Земли

III. Перевод астероида на траекторию гравитационного маневра у Земли

Апофис

VI. Встреча астероидов

II. Перелет, посадка и закрепление КА на поверхности астероида

Рис. 1. Базовая концепция отклонения опасных астероидов.

на рис. 1. В результате астероид-снаряд переводится на траекторию столкновения с опасным астероидом, например с астероидом Апофис (Еьз-шоП и др., 2012; Назиров, Эйсмонт, 2010).

Для подтверждения того, что эта концепция работает, надо ответить на вопрос: найдутся ли такие астероиды, которые имеют достаточно малые размеры и их можно направить на Апофис малым импульсом, технически реализуемым современными средствами ракетно-космической техники?

ГРАВИТАЦИОННЫЙ МАНЕВР КАК ОСНОВНОЙ ИНСТРУМЕНТ НАВЕДЕНИЯ АСТЕРОИДА-СНАРЯДА НА ОПАСНЫЙ ОБЪЕКТ

Астероиды, которые нами рассматриваются как потенциальные снаряды, имеют массу не менее 1500 тонн, поэтому существенно изменять их скорость с помощью приложения реактивной тяги не представляется возможным. Однако, если использовать гравитационный маневр как инструмент "усиления", когда заблаговременно приложенный небольшой импульс скорости позволяет изменить высоту перицентра управляемого тела (астероида-снаряда) у планеты пролета (Земли) в достаточной мере для того, чтобы повернуть вектор относительной скорости астероида на десятки градусов, то мы получаем исключительно эффективный инстру-

мент управления орбитальным движением небесного тела столь значительной массы.

Выбором положения вектора относительной скорости тела на бесконечности относительно планеты пролета (при фиксированном радиусе перицентра) мы получаем любую требуемую плоскость относительной траектории пролета с соответствующим направлением вектора относительной скорости после пролета. Это проиллюстрировано на рис. 2, где изображен цилиндр возможных векторов относительной скорости подлета (на бесконечности) и результирующий конус векторов скорости отлета. Выбирая положение вектора подлетной скорости на цилиндре подлета, мы получаем необходимый вектор относительной скорости на конусе отлета.

Геометрия гравитационного маневра в целом иллюстрируется на рис. 3, где Ур и Уа — вектор скорости планеты облета и вектор скорости астероида в системе отсчета, связанной с Солнцем, (так сказать, векторы "абсолютной" скорости, перед пролетом Уа = Уа0, после пролета Уа = УаГ) и вектор У — скорость астероида относительно планеты на бесконечности (перед пролетом У = У0, после пролета У = Уг). После пролета вектор У поворачивается на угол а, который определяется формулой (^е^з, 1985; Е18шоП и др., 2012):

- (а)=г

1

+

гУ V И

(1)

Рис. 2. Цилиндр возможных векторов относительной скорости подлета К0 (на бесконечности) и результирующий конус векторов скорости отлета.

где г — радиус перицентра, V — относительная скорость астероида на бесконечности, ц — гравитационная постоянная планеты (Земли).

Соответственно изменяется и вектор "абсолютной" скорости астероида, он становится Уа = УаГ.

Как видно из формулы (1), с уменьшением радиуса перицентра угол поворота вектора относительной скорости растет, достигая почти 180° при значении г, близком к нулевому. Все семейство возможных векторов скорости образует в этом случае сферу радиуса V. Скорость астероида в системе отсчета, связанной с Солнцем, является суммой векторов скорости планеты (Земли) Ур и вектора скорости астероида относительно Земли У. Таким образом, вектор скорости астероида в системе отсчета, связанной с Солнцем, после пролета планеты может быть любым вектором с началом в начале вектора скорости планеты (то же начало для "абсолютного" вектора скорости

астероида) и концом на упомянутой сфере. Но это — при условии, что планета имеет почти нулевой диаметр. Если учесть ограничение по радиусу планеты, то область достижимых векторов после пролета занимает только часть сферы, ограниченную конусом. Полуугол раствора этого конуса равен атах, где атах определяется по приведенной выше формуле для радиуса перицентра, равного минимально допустимому. Ось конуса проходит вдоль вектора V = V0 относительной скорости астероида перед облетом Земли. При увеличении допустимого радиуса перицентра пролетной траектории от нуля до бесконечности область возможных векторов относительной скорости после пролета уменьшается от сферы до точки положения конца вектора прилета. Соответственно уменьшается и область возможных значений вектора "абсолютной" скорости облетающего планету тела (астероида-снаряда).

Сценарий миссии по отклонению опасного околоземного объекта от столкновения с Землей состоит из следующих этапов (рис. 1):

I — старт космического аппарата с Земли и перелет к астероиду, который планируется использовать как управляемый аппарат для его наведения на опасный объект;

II — посадка космического аппарата на этот астероид и его закрепление на поверхности за счет гашения относительной скорости аппарата и выполнения процедуры "стыковки" с астероидом;

III — сообщение астероиду сравнительно небольшого импульса скорости за счет использования ракетных двигателей пристыкованного к астероиду аппарата, переводящего астероид на траекторию полета к Земле для выполнения гравитационного маневра у Земли;

IV — выполнение гравитационного маневра у Земли, переводящего управляемый астероид на траекторию столкновения с опасным объектом, в качестве которого в нашем случае выбран астероид Апофис;

V — перелет к Апофису с последующим столкновением с ним.

Очевидно, что на всем протяжении нашей миссии производятся коррекции параметров траектории — сначала аппарата при его движении к астероиду, выбранному в качестве управляемого снаряда, затем — коррекции параметров этого управляемого астероида с целью его попадания в заданную окрестность около Земли, координаты которой позволяют получить параметры траектории отлета от Земли, приводящие к попаданию в астероид-цель. На финальной траектории также выполняются необходимые корректирующие маневры.

Задача проектирования миссии в целом состоит в том, чтобы выбрать все имеющиеся у нас свободные параметры, которые при заданной максимально допустимой массе аппарата, выводимого на низкую околоземную орбиту, позволяют получить макси

Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.

Показать целиком