ПИСЬМА В АСТРОНОМИЧЕСКИЙ ЖУРНАЛ, 2015, том 41, № 8, с. 482-489
СПОСОБ ЗАХВАТА АСТЕРОИДОВ НА ОРБИТУ СПУТНИКА ЗЕМЛИ
(© 2015 г. А. А. Ледков*, Н. А. Эйсмонт, Р. Р. Назиров, М. Н. Боярский
Институт космических исследований РАН, Москва Поступила в редакцию 26.03.2015 г.
В настоящее время в качестве одного из способов исследования астероидов в рамках пилотируемых миссий предлагается захват подходящего астероида на орбиту спутника Земли. После того, как астероид переведен на такую орбиту, планируется экспедиция с участием космонавтов на поверхность астероида, где проводятся исследовательские работы, отбор образцов породы астероида и их последующая доставка на Землю. Именно так на текущем этапе планирования и предварительных разработок описывается американский проект Keck. В предлагаемой работе задача захвата решается способом, альтернативным планируемому в проекте Keck.
Ключевые слова: околоземные астероиды, астероидная опасность, соударение астероидов, динамика полета.
DOI: 10.7868/S0320010815080057
ВВЕДЕНИЕ
Известно, что стандартным способом изменения орбит космических аппаратов является применение ракетных двигателей, в том числе для захвата пролетного космического аппарата на орбиту спутника планеты (например, Земли). Однако для астероидов такой способ не может быть использован в чистом виде в силу того, что масса даже малых астероидов на порядки превышает массу современных космических аппаратов. Поэтому в американском проекте Keck (Брофи, Муирхед, 2013), задачей которого является доставка малого астероида на орбиту спутника Земли для последующего изучения, предусматривается наряду с ракетным двигателем использовать гравитационный маневр у Луны, иными словами, достаточно близкий облет Луны. В результате такого маневра астероид переходит с гиперболической относительно Земли орбиты на орбиту ее спутника. Но при этом за счет двигателя предполагается перед гравитационным маневром весьма заметно снизить гиперболическую скорость почти до уровня параболической, что требует большого расхода топлива, поскольку величина этого снижения в проекте Keck достигает величин, превышающих, даже в лучших случаях, много сотен метров в секунду. Иначе гравитационного маневра оказывается недостаточно для захвата астероида, и последний после этого маневра навсегда покинет сферу действия Земли.
В излагаемой ниже концепции указанная трудность преодолевается за счет проведения специальным образом планируемой последовательности
Электронный адрес: aledkov@rssi.ru
операций по захвату астероида на орбиту спутника Земли, главной частью которых являются многократные гравитационные маневры в окрестности Луны и окрестности Земли, так что необходимое суммарное изменение скорости астероида за счет включения ракетного двигателя удерживается в пределах 20 метров в секунду.
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ОРБИТ, РЕЗОНАНСНЫХ С ДВИЖЕНИЕМ ЗЕМЛИ
Следует отметить, что гравитационные маневры астероида только у Земли не могут изменить величину скорости астероида относительно Земли после их выполнения, а могут изменить лишь ее направление, в отличие от скорости в системе отсчета, связанной с Солнцем. Тем не менее, уже такого рода маневры расширяют возможности исследования астероидов, поскольку с их помощью можно изменить величину скорости астероида относительно Солнца. В работах (Ледков и др., 2015; Эйсмонт и др., 2013) приводятся результаты анализа гравитационных маневров у Земли, имеющих целью перевод астероидов на орбиты, резонансные с движением Земли, т.е. имеющие орбитальный период, соотносящийся с периодом Земли как целые числа. В частности, приводится список астероидов, которые можно перевести гравитационным маневром у Земли на орбиты с периодом в один земной год при условии, что необходимый импульс, который сообщается астероиду для перевода его на траекторию маневра, не превышает 20 м/с. Далее показывается, что после выведения астероида на резонансную орбиту
Орбита Земли
Орбита астероида до маневра
Перелет
к Земле""-————, i
4. Гравитационный маневр
1. Перелет с Земли на астероид космического аппарата
3. Сообщение астероиду импульса скорости
2. Закрепление аппарата на поверхности астероида
Рис. 1. Первые четыре этапа миссии по захвату на орбиту спутника Земли астероида 2014 QN66. После четвертого шага астероид находится на орбите, резонансной с орбитой Земли.
появляется возможность, сохраняя резонансность, изменять параметры орбиты, такие как наклонение и эксцентриситет, в довольно широких пределах. Тем самым достигаются условия, когда можно отправлять космические аппараты на астероид и возвращать их каждый год, а для случая, когда астероид переведен на орбиту с максимальным наклонением к плоскости эклиптики, — каждые полгода. На рис. 1 представлена схема операций по переводу астероида на резонансную с движением Земли орбиту с использованием гравитационного маневра у Земли.
Ниже излагается способ использования еще одного преимущества резонансных орбит: возможность многократных гравитационных маневров у Луны в условиях, когда орбита астероида в движении относительно Земли остается гиперболической, т.е. после каждого маневра у Луны астероид покидает сферу действия Земли, но в движении вокруг Солнца период астероида остается неизменным, равным одному году.
ГРАВИТАЦИОННЫЕ МАНЕВРЫ У ЛУНЫ
Доступность ежегодных полетов к астероидам после их перевода на резонансную орбиту дает заметные преимущества для автоматических миссий, однако для пилотируемых миссий серьезным недостатком остается невозможность достаточно быстрого возвращения экипажа на Землю в случае аварийной ситуации. Именно это обстоятельство побудило разработчиков проекта Keck выбрать для размещения захватываемого астероида орбиту, близкую к лунной. В этом варианте орбиты при возникновении аварийной ситуации экипаж можно вернуть на Землю за одну — две недели. Это дает основания для поиска эффективных методов захвата астероида на орбиту спутника Земли.
Как упоминалось выше, в случае равенства периодов астероид ежегодно возвращается к Земле. Параметры его пролета в окрестности Земли достигаются малыми корректирующими импульсами скорости, сообщаемыми астероиду с помощью ракетного двигателя. При каждом таком пролете, по
Таблица 1. Выбранные астероиды для захвата на орбиту спутника Земли
Астероид 2014 (^N266 2012 AP10
Абсолютная звездная величина 26.3 26.4
Размер астероида 15 « 30 м 15 « 30 м
Дата старта КА с Земли 2028-04-27 2038-01-20
Разгонный импульс при старте с низкой круговой орбиты 3.3 км/с 3.48 км/с
Дата посадки КА на астероид 2029-02-21 2038-05-14
АУ торможения для посадки КА на астероид 590 м/с 870 м/с
Масса КА после посадки 6073 кг 5838 кг
Дата выполнения маневра для перехода на резонансную орбиту 2040-05-16 2042-07-11
Величина АУ маневра для перевода КА на резонансную с Землей орбиту 18.77 м/с 11.85 м/с
Дата достижения перигея 2041-03-15 2043-01-01
Номер маневра у Луны Дата маневра у Лун скорости относител ы и уменьшение ьно Земли, км/с
1 2043-03-15 3.19 ^ 2.77 2050- 12-30 3.77 ^ 3.63
2 2044-03-15 2.77 ^ 2.19 2054- 12-29 3.63 ^ 3.41
3 2047-03-15 2.19 ^ 1.96 2056- 12-28 3.41 ^ 3.11
4 2048-03-15 1.96 ^ 1.05 2059- 12-28 3.11 ^ 3.02
5 2062- 12-27 3.02 ^ 2.57
6 2063- 12-27 2.57 ^ 2.11
7 2064- 12-26 2.11 ^ 1.38
существу, выполняется гравитационный маневр. За счет выбора и реализации управляющих параметров можно поддерживать резонансность орбиты, а также изменять при этом склонение вектора относительной скорости пролета Земли относительно плоскости эклиптики. Кроме того, можно изменять параметры пролета Луны. Таким образом, удается реализовать двойной гравитационный маневр: в сфере действия Земли в системе Солнце—Земля и в сфере действия Луны в системе Земля—Луна.
Термин "сфера действия" используется здесь в методологических целях для описания процедуры выбора параметров орбиты, проходящей в близкой окрестности Луны, таким образом, что за счет влияния гравитационного поля Луны в сочетании с гравитационным воздействием Земли величина вектора скорости астероида относительно Земли уменьшается, а модуль скорости его движения в системе отсчета, связанной с Солнцем, остается равным скорости Земли. В результате этого период
Рис. 2. Гравитационные маневры у Луны по захвату астероида 2014 QN266.
движения астероида по орбите около Солнца удерживается равным орбитальному периоду Земли. Поэтому через год астероид вновь возвращается к Земле, если после первого пролета его скорость относительно Земли осталась больше параболической, т.е. астероид покинул сферу действия Земли. Новый пролет системы Земля—Луна планируется аналогично предыдущему. При этом главным условием каждого пролета является сохранение резо-нансности (с земной орбитой) управляемого нами астероида в его движении относительно Солнца при выполнении задачи уменьшения (в крайнем случае, невозрастания) скорости астероида относительно Земли до тех пор, пока эта скорость не станет меньше параболической. Тем самым при достаточном числе пролетов Луны астероид будет захвачен на орбиту спутника Земли.
Иными словами, ключевой особенностью предлагаемого способа является достигаемая здесь многократность гравитационных маневров у Луны, при каждом из которых скорость астероида относительно Земли уменьшается, а относительно Солнца остается постоянной.
ПРИМЕРЫ ЗАХВАТА АСТЕРОИДА НА ОРБИТУ СПУТНИКА ЗЕМЛИ
В качестве примера в табл. 1 на последних семи строках приводится последовательность операций и их характеристики для миссий по захвату на орбиту спутника Земли астероидов 2014 рЫ266 и 2012 AP10.
Из табл. 1 видно, что вся миссия по захвату астероида 2014 рЫ266 занимает 20 лет, начиная с момента старта космического аппарата с низкой круговой орбиты и заканчивая выполнением последнего гравитационного маневра у Луны, который переводит астероид на орбиту спутника Земли. Всего требуется четыре маневра у Луны.
На рис. 2 представлены векторы скорости астероида и Луны до и после выполнения операций по захвату у Луны как иллюстрация выполняемых в окрестности Луны гравитационных маневров для астеро
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.