Оценки допустимых масс полезных нагрузок (ПН) принимались, исходя из следующих исходных предпосылок:
— диапазон характеристик РН выбирался по данным, имеющимся в литературе, с учетом планируемого развития РН на ближайшие годы;
— из имеющегося набора конфигураций «ракета-носитель (РН) и разгонный блок (РБ)» были выбраны самые выигрышные по энергетике варианты;
— в качестве исходных данных при выводе ПН в различные области космического пространства принимался вывод полной стартовой массы, включающей РБ и ПН на начальную орбиту ИСЗ высотой 200 км;
— масса ПН определялась как конечная масса космического аппарата, остающаяся после вывода с орбиты ИСЗ на траекторию перелета к астероиду за вычетом массы соответствующего РБ.
Полученные результаты показывают ориентировочные возможности космических аппаратов в деле исследования околосолнечного пространства. Они также дают общее представление о технических возможностях космических экспедиций к малым небесным телам.
Например, видно, что существует принципиальная возможность посылки исследовательского КА к астероиду с использованием носителя среднего и относительно недорогого класса. Данный набор носителей ограничивает предельную массу ПН, транспортируемую на орбиту того или иного астероида. Как следует из крайней правой графы таблицы, эта масса не может превышать 5–6 т.
Данные таблицы 10.1 получены применительно к пролетным траекториям вблизи выбранных объектов. Если же ставится задача выхода на орбиту астероида и посадки на него, то масса ПН должна быть уменьшена вследствие необходимого дополнительного запаса топлива, используемого для проведения таких операций.
Таблица 10.1. Сравнительные характеристики некоторых средств выведения
Массы ПН, приведенные в таблице, следует рассматривать как оценки снизу, поскольку они не учитывают применения перспективных двигательных установок КА, еще не вышедших из стадии разработок и испытаний.
По-видимому, можно считать, что применение электрореактивных двигательных установок (ЭРДУ) позволит дополнительно повысить массу ПН на десятки процентов. Кроме того, дополнительное увеличение массы ПН (также на десятки процентов и даже более) можно получить, используя схемы полета, применяющие один или несколько гравитационных маневров при пролете вблизи планет (Земли, Марса и Венеры) или Луны. Существенным недостатком таких схем является значительное увеличение времени полета до цели. Дополнительным недостатком является также необходимость выполнять требование определенного взаимного расположения планет. Последнее обстоятельство существенно ограничивает выбор времени старта перелета.
Данные таблицы 10.1 следует рассматривать как характеризующие скорее рассмотренные средства вывода, чем конкретные объекты перелета. Однако учет специфики конкретных небесных тел и схем перелета к ним позволяет уточнить оценки досягаемости этих тел. Представляет смысл рассмотреть подмножество конкретных угрожающих астероидов, обсуждавшееся ранее, учесть их специфику и получить дополнительную информацию о возможностях полета к ним.
Именно такой анализ параметров досягаемости возможных объектов противодействия и был проведен для схемы прямого перелета Земля — астероид, включая выход на астероидоцентрическую орбиту. При этом в расчетах принималась следующая последовательность этапов полета:
— вывод на опорную круговую орбиту высотой 200 км с помощью РН, рассмотренных в табл. 10.1;
— разгон с опорной орбиты на межпланетную траекторию перелета с помощью соответствующего РБ, причем при необходимости учитывалось дополнительное включение двигательной установки самого КА;
— поэтапное торможение у астероида, т. е. постепенное выравнивание скоростей КА и астероида.
Расчеты были проведены для двигательной установки КА, работающей на химических компонентах топлива. Принятый диапазон рассматриваемых дат старта был принят в интервале 2013–2023 гг. Из всех возможных вариантов перелета выбирался тот, который обеспечивал доставку максимальной массы на орбиту вблизи конкретного астероида. Дополнительно предполагалось, что при перелете КА совершает менее одного полного витка по гелиоцентрической орбите. Длительность самого перелета к астероиду находилась в пределах до полутора лет.
Сводные результаты такого расчета, проведенного по всем выбранным астероидам и четырем типам ракет-носителей, даны на рис. 10.10. Они показывают, что при увеличении числа угрожающих объектов необходимо либо изыскивать более легкое средство противодействия (с массой, существенно меньшей 2000 кг), но при этом надежно решающее свою задачу, либо предпринимать строительство нового носителя супертяжелого класса (например, приближающегося к классу «Энергия» или «Сатурн-5»).
К сожалению, как показал опыт прошедших десятилетий, строительство такого нового носителя может быть оправдано лишь при условии его достаточно широкого, частого и разнообразного применения в различных космических программах. Опыт проведения национальных зарубежных программ «Аполлон», «Шаттл» и, в особенности, отечественной программы «Буран» показал это достаточно наглядно. К сожалению, следует признать, что одна лишь проблема астероидной опасности пока, в ее текущем состоянии, еще не может служить необходимым и достаточным основанием для разработки подобных носителей супертяжелого класса.
Рис. 10.10. Доля досягаемых астероидов при различных средствах выведения
Отсюда следует довольно важный вывод о том, что средство противодействия, доставляемое в ближайшую окрестность угрожающего астероида или, тем более, на его поверхность, практически не может иметь массу в десятки и сотни тонн. В частности, это обстоятельство значительно сужает диапазон способов противодействия, представляющих интерес для ближайших исследований.
Вторым, не менее важным выводом является необходимость ограничиваться в первую очередь рассмотрением практических мер противодействия применительно к конкретным обнаруженным и действительно угрожающим объектам, притом таким, практическая досягаемость которых поддерживается имеющейся космической технологией. По состоянию проблемы астероидной опасности таким объектом пока, к счастью, является единственный астероид — Апофис.
10.7. Модельное рассмотрение основных схем противодействия
Рассмотрим некоторые модельные ситуации астероидной угрозы и меры по ее предотвращению. Рассмотрение таких задач оправдано тем, что оно поможет читателю осмыслить некоторые количественные оценки динамики противодействия и почувствовать технологическую реальность решения некоторых простых, но очевидных ситуаций.
Эти модельные задачи должны продемонстрировать порядок интервалов времени, на которых должна развертываться операция противодействия некоторому астероиду, находящемуся на траектории, ведущей к удару по Земле. Они же дадут оценки основных характеристик средств предотвращения удара по Земле. Для иллюстративных целей общая схема опасной ситуации специально выбирается предельно упрощенной, а ряд деталей (впрочем, весьма существенных) опускается. Например, при рассмотрении приложения реактивной тяги к астероиду проблемы, создаваемые его вращением вокруг центра масс, игнорируются. Аналогично, сложности монтажа тех или иных конструкций на поверхности астероида не рассматриваются.
10.7.1. Модель поражающего астероида. Упрощенную модель относительно небольшого поражающего астероида зададим всего лишь тремя параметрами — его диаметром Dа, массой mа и относительной скоростью сближения с Землей Vотн. Будем, для примера, считать, что Dа ≈ 100 м, руководствуясь следующими соображениями.
Во-первых, величина такого астероида заметно превышает предположительные размеры Тунгусского тела. Следовательно, астероид уже представляет собой вполне серьезную угрозу для Земли и требуется принимать меры по предотвращению его столкновения с Землей при падении в густонаселенном районе.
Во-вторых, еще можно как-то оценивать меры активного противодействия типа увода или разрушения астероида таких размеров, тогда как это становится весьма проблематичным для астероидов, имеющих размеры, измеряемые несколькими километрами или более.
В-третьих, наблюдение такого небольшого астероида в пределах всей его орбиты затруднено. Кроме того, если астероид обладает орбитой земного типа, то условия его освещения Солнцем могут оказаться весьма неблагоприятными. В итоге представляется, что обнаружение астероида вероятно лишь незадолго до его столкновения с Землей. Поэтому в связи с ограниченным временем подлета (остающимся до столкновения) организация противодействия столкновению с ним будет осуществляться в очень жестких временных рамках.
