Астероидно-кометная опасность: вчера, сегодня, завтра

По-видимому, перечисленные соображения составляют лишь малую часть проблем, сопровождающих применение ядерного заряда. К остальным следует отнести проблематичность достаточно точного обеспечения заданного результата воздействия, организационно-техническую сложность работы с ядерным зарядом, специфику его обслуживания на стадии подготовки к применению, новизну задачи обеспечения его исправности при длительном пребывании в непривычных для него условиях космического пространства и т. п.

Наконец, следует вспомнить и о том, что запрет на применение ядерных зарядов в космосе создает политические, экологические и моральные препятствия к их использованию (см. главу 11). По совокупности приведенного перечня проблем (разумеется, далеко не полного) использование ядерных взрывов представляется весьма сложным и плохо прогнозируемым способом противодействия угрожающему астероиду. Поэтому приходится признать, что мы в настоящее время находимся лишь в самом начале исследований возможного использования ядерных взрывов [Симоненко и др., 2008].

10.9.2. Кинетическое воздействие на угрожающий объект. Обратимся к другому популярному варианту противодействия астероидно-кометной опасности — столкновение специального КА с опасным объектом для изменения орбиты угрожающего тела. В литературе обсуждается, например, проект «Дон Кихот» — первая космическая миссия, имеющая целью экспериментальное изменение орбиты астероида подобным способом.

Используя оценочные формулы разделов 10.3 и 10.5, нетрудно получить оценку приращения скорости астероида массой M_а при ударе по нему космическим аппаратом с малой массой m_ка. В разделе 10.5 была получена формула, дающая приращение скорости астероида dV при ударе:

где V_отн — скорость ударяющего тела относительно астероида, а k_уд — поправочный коэффициент, учитывающий побочные эффекты при ударе КА по астероиду с большой скоростью.

В разделе 10.3 были получены выражения, дающие изменения координат астероида по бинормали z, радиус-вектору r и вдоль орбиты l, возникающие при появлении импульсов скорости dV_S, dV_T, dV_W, приложенных по осям орбитальной системы координат S, T, W. Изменения координат отнесены к гелиоцентрическому радиус-вектору астероида r₀ и в сводном виде представлены в табл. 10.4.

Таблица 10.4. Максимальные значения ухода координат небесного тела

Почти все изменения координат — периодические, за исключением ухода dl/r₀ вдоль орбиты астероида при условии, что приращение скорости произведено по оси Т. В этом случае изменение координаты dl/r₀ имеет вековой характер и линейно нарастает с ростом числа витков орбиты астероида N_в.

Все приращения скорости, создаваемые по осям S, T, W, отнесены к гелиоцентрической скорости астероида V_а.

Положим, что удар по астероиду производится по осям S, T, W. Тогда, подставив в выражения, описывающие приращения относительных координат, формулы, соответствующие приращениям скорости астероида, можно получить удобные выражения для оценок итоговых максимальных изменений относительных координат, возникающих после удара:

Здесь максимальные значения периодических изменений координат даны в смысле, рассмотренном в разделе 10.3. Максимальное изменение координаты dz_max/r₀ дается для удара, направленного по оси W. Максимальные изменения координат dr_max/r₀ и dl_max/r₀ приведены лишь для случая удара, направленного по оси T, как наиболее эффективные. При этом для координаты dl_max/r₀ указано значение на момент времени, соответствующий завершению витка орбиты после удара.

Рассмотрим численный пример, предполагая коррекцию орбиты астероида Апофис, выполняемую ударом космического аппарата в период до 2029 г. Масса Апофиса оценивается величиной M_а ∼ 5, 0 10¹⁰ кг, а его гелиоцентрическую скорость можно принять равной V_а ∼ 30 км/с. Тогда, взяв среднее значение коэффициента k_уд = 3 и предполагая, что КА массой m_ка = 10³ кг ударяет астероид с относительной скоростью V_отн∼ 10 км/c вдоль оси T, можно получить оценку максимального изменения координат астероида по радиус-вектору, равную dr/r₀ ∼ 2 10^-8. Полагая r₀ ∼ 1,5 10⁸ км, нетрудно видеть, что максимальное смещение астероида составит ∼ 3 км. Следовательно, оказывается, что удар космического аппарата с разумной массой по астероиду в принципе может вывести Апофис из зоны резонансного возврата и устранить опасность встречи Апофиса с Землей в 2036 г.