Астероидно-кометная опасность: вчера, сегодня, завтра

где g₀ — ускорение астероида, вызванное притяжением Солнца, T_p — постоянно действующее ускорение. Заметим, что g₀ = µ_c/r₀² (µc — гравитационный параметр Солнца) и T_p = F_p/m_a. Тогда, учитывая известный закон Кеплера P_a² = 4π²r₀³/µ_c, а также то, что время действия ускорения составляет N_вP_а, получим выражение для обобщенного параметра увода в случае маневра астероида:

U_a = P_p(1,5P_аN_в), (10.22)

аналогичное (10.20).

Таким образом, в рамках разгонной схемы потребный импульс также вдвое больше, чем в импульсной схеме, точно так же, как это имело место в случае перехвата. Поэтому использование импульсной схемы при маневре астероида и здесь остается предпочтительным.

Обращаясь к представленным относительно случая перехвата оценкам, видим, что уменьшение необходимого импульса примерно в 110 раз (и это при минимальном времени маневра — один виток) позволяет теперь обойтись одним бустером с РДТТ и притом с тягой, в 10 раз меньшей. По порядку величины это соответствует одной-двум твердотопливным ракетам класса «Минитмен-3» (тяга 80–90 тс при массе 35 т) [Алешков и др., 1972]. При увеличенном времени маневра, занимающем 2–4 витка орбиты, одной такой ракеты будет вполне достаточно. К сожалению, доставка и организация работы такого средства на астероиде по-прежнему представляются весьма неопределенно. Тем не менее, полученный выигрыш в величине потребного импульса силы стимулирует оценку других возможных технических средств разгона с малой тягой.

Согласно импульсной схеме, величина импульса увода составляла P_и ≈ 1, 5 10¹⁰ кг м/с. Теперь же, при времени маневра, равном ∼ 1 году, импульс уменьшается в 110 раз и становится равным P_и ≈ 1,35 10⁸ кг м/с. Вспомним, что в рамках разгонной схемы необходимый импульс увеличивается вдвое, и тогда при длительности витка 1 год (т. е. t_p = 3,15 10⁷ с) потребная тяга (действующая в течение года) и создаваемое ей ускорение приобретут значения:

F_p = (2,7 10⁸ кг м/с) /(3 3,15 10⁷ с) ≈ 3 Н ≈ 300 гс,

g_p = F_p/m_a ≈ 3 10^-9 м/с². (10.23)

Возникает естественное желание, получив такие значения реактивной тяги и ускорения, оценить технологические рамки их реализации.

Допустим, что предполагается получить такую тягу за счет использования солнечного паруса. Известно [Эльясберг, 1965; Левантовский, 1980], что один грамм-силы на орбите Земли можно получить, применяя парус площадью ≈ 2000 м². Следовательно, для маневра, выполняемого в течение года, понадобится парус с увеличенной в 300 раз площадью, а его размеры составят ≈ 800 × 800 м. Естественно, при увеличении срока маневра необходимая площадь паруса уменьшится обратно пропорционально. Так, для маневра, выполняемого в течение 4 лет, потребуется парус размером всего лишь (!) 400 × 400 м, монтируемый на астероиде (напомним, его диаметр 100 м).

Теперь предположим, что для этого используется электроракетная двигательная установка (ЭРДУ) имеющегося в настоящее время типа. Допустим многократное резервирование, что обеспечит ее непрерывную работу в течение года. Тогда, приняв оценочное удельное значение потребной мощности ≈ 150 Вт/1 гс, получим, что мощность устройства, питающего ЭРДУ, должна составлять∼ 45 кВт. Логично предположить питание от солнечных батарей. Тогда, приняв, что для них типичная удельная мощность равна 1 кВт при площади ∼ 5 м² [Скребушевский, 1992], увидим, что требуемая мощность может быть получена от солнечных батарей с общей площадью ≈ 250 м² и размерами 16 × 16 м.

Проявив некоторый оптимизм и предположив безотказную работу ЭРДУ в течение 4 лет, получим соответственно потребную мощность батарей, равную ≈ 12 кВт, что при размерах панелей солнечных батарей ≈ 11 × 11 м уже вполне приемлемо. Для полноты представления оценим дополнительно требуемый запас рабочего тела ЭРДУ, исходя из весьма консервативной оценки удельного импульса величиной J ≈ 2000 c. Тогда для создания тяги 300 гс в течение года потребуется масса рабочего тела, равная M_p = F_pt_p/J ≈ 4,5 т, что тоже не выходит за рамки возможного.

Разумеется, все эти оценки являются нижним пределом, поскольку не учитывались эффекты вращения астероида и прочие факторы, приводящие в конечном счете к неизбежным потерям при реализации потенциальных возможностей. Хотя рассмотренные модельные примеры могут показаться несколько искусственными, тем не менее, они позволяют сделать некоторые выводы и предложения.

10.7.5. Результаты рассмотрения модельных схем противодействия.

1. Схемы увода объектов, даже минимальных размеров, в ситуациях перехвата явно не могут быть реализованы при текущем состоянии технологических средств космической техники. Опыт освоения космического пространства за прошедшее пятидесятилетие показывает, что упомянутая задача не может быть реализована также и в ближайшее пятидесятилетие при прогнозируемом развитии космической технологии.