Механика космического полета в элементарном изложении - Левантовский В.И.
Скачать (прямая ссылка):
Последние приведенные данные о продолжительности перелетов с солнечным парусом с околоземной орбиты на околопланетную малоутешительны.' Однако следует иметь в виду, что перелеты, не ставящие целью снижение на орбиту искусственного спутника исследуемой планеты, а ограничивающиеся лишь пролетом мимо планеты, будут мало отличаться от перелетов по логарифмической спирали. Наконец, увеличение площади парусов позволит сократить время перелета, хотя управление огромными тонкими пленками представляет тяжелую техническую задачу.
§ 4. Разработки космических аппаратов с двигателями
малой тяги
Еще не происходило никаких межпланетных полетов с малой тягой. Однако опубликованных детальных разработок аппаратов для полетов к планетам, астероидам и кометам уже очень много.
Уже в начале космической эры было высказано мнение х), что время полета к Венере и Марсу для химических и ионных ракет примерно одинаково. Но Юпитер уже может быть достигнут через 1,5 года после старта ионного космического аппарата со спутника Земли (ср. данные табл. 6 и 7 в § 4 гл. 13). Космический аппарат с начальной массой 16 т (в том числе рабочее тело 8,8 т) мог бы донести 1 т полезной нагрузки до Плутона за 3 года (вместо 19 лет при старте химической ракеты с третьей космической скоростью) при скорости истечения 200 км/с и начальном реактивном ускорении 10~4 g (мощность атомной энергетической установки предполагалась равной 1900 кВт). Еще за один год полета аппарат удалился бы на вдвое большее расстояние даже при выключенном двигателе.
Если еще учесть выигрыш, который дают электрические двигатели в полезных нагрузках, то их преимущества станут очевидны. Выведение космических аппаратов с малой тягой на орбиты искусственных спутников планет не дает выигрыша во времени по сравнению с химическими двигателями, но также приводит к увеличению полезных нагрузок.
х) Stuhlinger Е,— Flight, 1960, v. 77, № 2656. § 4. РАЗРАБОТКИ АППАРАТОВ С ДВИГАТЕЛЯМИ МАЛОЙ ТЯГИ 349
Современные зарубежные разработки космических аппаратов с электроракетными двигательными установками (ЭРДУ) предусматривают использование как солнечных ЭРДУ (СЭРДУ), снабженных большими панелями солнечных элементов, так и ядерных ЭРДУ (ЯЭРДУ), черпающих энергию от бортового ядерного генератора. При этом первые должны использоваться при полетах к Меркурию, Венере, Марсу, астероидам, в окрестность Солнца, а вторые — к планетам группы Юпитера и кометам (изредка встречаются проекты полетов к Юпитеру с СЭРДУ). Проектируются универсальные аппараты с ЭРДУ, которые можно использовать в самых различных операциях (в том числе на околоземных орбитах). В последнее время предусматривается, как правило, их первоначальный вывод на околоземную орбиту с помощью космического самолета.
В конце 60-х — начале 70-х годов в США был опубликован ряд исследований, в которых рассматривались упрощенные схемы перелетов, когда отсутствует спиральная «раскрутка» при выходе из сферы действия Земли (ее заменяет гипербола ухода с помощью ракетной ступени), а иногда и спираль снижения к планете. Это сокращает время перелета и упрощает управление, хотя и уменьшает выигрыш в полезной нагрузке.
Дата первого полета проектировавшегося в США аппарата SEPS, снабженного СЭРДУ, все время переносилась из-за сокращения ассигнований, причем в 1976—78 гг. в качестве альтернативы всерьез рассматривался солнечный парус (как квадратный, так и роторный), внезапно потерявший свою экзотичность. Причина заключалась в его относительной дешевизне. Предлагались полеты стандартизованных аппаратов с солнечным парусом к кометам, астероидам, доставка образцов грунта с Марса и др.
В одной из работ указывалось, что с помощью солнечного паруса за 500—700 сут на орбиту вокруг Марса может прилететь космический аппарат массой 5—7,5 т, на борту которого находится посадочно-взлетный отсек (масса 550 кг) для забора грунта с поверхности планеты. Таким путем на низкую орбиту вокруг Земли может быть доставлено 160 кг марсианских пород — в 200 раз больше, чем по проекту использования термохимических двигателей. Парус должен представлять собой квадрат размером 800x800 м и удерживаться ферменной конструкцией, в раскрытом виде напоминающей зонт. Поверхностная плотность паруса 33 мг/см2 [4.32].
Когда удастся производить непосредственно в космосе отражательную пленку толщиной 0,015-^-0,100 мкм, солнечные паруса, возможно, станут основным средством для полетов по Солнечной системе (включая даже полеты человека)1).
Drexler К. Е. High performance solar sails and related reflecting devices.—AIAA Pap., 1979, № 1418 (АР, 1980, № 4). Глава 15
ЗОНДИРОВАНИЕ МЕЖПЛАНЕТНОГО ПРОСТРАНСТВА
§ 1. Одноимпульсные орбиты искусственных планет
Космические аппараты, орбиты которых не задевают сфер действия каких-либо планет, называют космическими зондами. При этом под зондированием понимается исследование собственно межпланетного пространства, а не планет, их спутников, комет или их окрестностей. Если орбита зонда — эллиптическая, то его называют искусственной планетой или искусственным спутником Солнца (когда эллиптическая орбита имеет большой эксцентриситет, то иногда говорят об «искусственной комете»). Параболические и гиперболические орбиты межпланетных зондов мы в этой главе рассматривать не будем.
