В настоящее время в различных странах продолжаются работы по созданию новых перспективных летательных аппаратов. Рассматриваются возможности развертывания системы малых спутников, совмещающих функции обеспечения радиосвязи и зондирования.

В России подходит к завершению разработка космического комплекса «Ресурс-ДК». Он предназначен для многозонального дистанционного зондирования земной поверхности с целью получения в масштабе времени близкому к реальному, высокоинформативных изображений в видимом и ближнем инфракрасном диапазонах электромагнитного спектра с обеспечением оперативной доставки информации по радиоканалу и последующим представлением ее широкому кругу потребителей. Срок существования КА не менее трех лет. Полоса обзора Каот 780 до 1040км, полоса захвата съемкой от 48,5 до 78 км. Разрешение на местности от 1,8 до 3 метров. Существенной особенностью данного КА является то, что при съемке в полосе обзора можно осуществлять перенацеливание съемочной аппаратуры. Съемка одного и того же участка местности со смежных орбит позволяет получать стереоскопическую модель местности.

К перспективным средствам доставки полезных грузов, а также средств дистанционного зондирования на околоземную орбиту следует отнести российский проект многоцелевой авиационно-космической системы (МАКС). Идея создания этой системы зародилась в связи со сложностью строительства и эксплуатации стационарных стартовых комплексов. С помощью данной системы появилась возможность доставки космического аппарата для запуска в любой заданный удаленный регион, например, на акваторию океана, пустыню и т.д.

МАКС состоит из самолета-носителя АН-225 (Мрия) и установленном на нем орбитальном самолете (в пилотируемом или беспилотном варианте) или грузовом контейнере с внешним топливным баком. Бак заправляется криогенными компонентами топлива. МАКС базируется на обычных аэродромах первого класса. Основные элементы данной системы выполняются в многоразовом исполнении, кроме внешнего топливного бака и блока выведения.

МАКС предназначен для решения следующих задач:

Выведения на околоземную орбиту и возврат с орбиты полезных грузов;

Транспортно-техническое обеспечения космических объектов различного назначения;

Проведения на орбите аварийно-спасательных работ;

Решения на орбите научно-технических и технологических задач;

Осуществления экологического контроля;

Дистанционного зондирования с целью изучение природных ресурсов Земли.

В Европейском космическом агентстве подходит к завершению проектирование космического корабля многоразового использования под названием «Гермес». В Германии разрабатывается орбитальный самолет «Зенгер». В Великобритании разрабатывается техническая идея самолета «Хотол», который не нуждается в ракете-носителе, а разгоняется с помощью собственного двигателя, использующего кислород воздуха, для этого на борту будет установка по снижению воздуха с последующим отделением жидкого кислорода.

3.3. Орбиты космических летательных аппаратов

Космические летательные аппараты движутся вокруг Земли по определенным орбитам. В отличие от самолета они имеют ограниченные возможности маневрирования. Для математического описания движения КЛА служат определенные элементы орбит. При характеристике эллиптических орбит используют шесть основных элементов:

Ω - долгота восходящего узла,

í - наклонение орбиты,

ω - элемент перигея,

а - большая полуось орбиты,

l - эксцентриситет орбиты

tΩ - момент прохождения КЛА через восходящий узел орбиты (точка перехода КЛА из Южного полушария в Северное).

Иногда вместо элементов а и l используют высоты орбиты в точках перигея Hn наименьшее, и апогея На наибольшее удаление над поверхностью Земли.

Для описания круговой орбиты достаточно всего четырех элементов орбиты: Ω , í , H , tΩ .

Ω - долгота восходящего узла – угол расположенный в плоскости земного экватора и отсчитываемый от направления на точку весеннего равноденствия и линией пересечения плоскости орбиты с плоскостью экватора;

í - наклонение орбиты – двугранный угол между плоскостью орбиты и плоскостью земного экватора, отсчитываемый от последней против хода часовой стрелки для наблюдателя в точке восходящего узла или угол между плоскостью орбиты и плоскостью экватора;

Н - высота круговой орбиты над поверхностью Земли;

tΩ - время прохождения КЛА через восходящий узел орбиты.

В зависимости от целей, для которых проводится космическая съемка, при выборе орбит к ним предъявляется ряд условий:

Получение космических снимков определенного масштаба;

Наибольшее изображение территории земной поверхности на одном космическом снимке;

Возможность постоянного наблюдения за глобальными процессами одной и той же территории;

Обеспечение наименьших изменений в освещенности Солнцем земной поверхности по трассе полета космического аппарата;

Возможность покрытия съемкой практически всей земной поверхности.

Для того чтобы выполнить данные условия, орбиты должны иметь определенные параметры: высоту, форму, наклонение, период обращения, положение по отношению к Солнцу.

С высотой полета КА изменяется воздействие атмосферы на его движение. На более низких орбитах сопротивление атмосферы существенно больше, а при высоте менее 100 км торможение настолько велико, что КА не может совершить и одного оборота и сгорает падая вниз. С увеличением высоты орбиты увеличивается продолжительность существования КА, охват съемкой, но уменьшается пространственное разрешение снимков.

По высоте орбит КА подразделяются на три группы: низкоорбитальные 100-500 км, среднеорбитальные 500-2000 км и высокоорбитальные 30000-40000 км.

Первая включает орбиты пилотируемых космических кораблей и орбитальных станций с высотами орбит 200-400 км.

Вторая включает ресурсные ИСЗ с высотой 600-900 км и метеорологические - 900-14000 км.

К третьей группе с высотой орбит 30000-40000 км относятся метеорологические ИСЗ и спутники связи.

Форма орбит в зависимости от скорости КЛА может быть круговой, эллиптической, гиперболической или параболической.

Круговые орбиты широко используется для проведения космических съемок как с пилотируемых, так и автоматических космических аппаратов. Для того чтобы вывести космический аппарат на круговую орбиту он должен развить скорость равной 7905 м/с. Эта скорость называется первой космической. Скорость движения КЛА по круговой орбите зависит от удаления его от поверхности Земли или ее центра, и чем больше высота полета Н , тем меньшая потребуется скорость, чтобы удержать его на круговой орбите. Высота полета КА аппарата существенно влияет на масштаб получаемых космических снимков. Так как у круговых орбит, высоты перигея и апогея одинаковы или близки друг к другу, а значит и высота съемки всегда одинакова, то такие орбиты наиболее предпочтительны для получения космических снимков земной поверхности близких по масштабу, охвату территории и пространственному разрешению изображений.

Эллиптические орбиты в отличие от круговых имеют различные расстояния от поверхности Земли в апогее и перигее. Кроме того, в апогее КА бывает более продолжительное время над определенной территорией земной поверхности, чем в перигее. Следовательно, эти орбиты можно использовать для наблюдений за глобальными процессами, например за динамикой атмосферных явлений, когда в поле зрения аппарата в течение продолжительного времени необходимо иметь диск Земли в целом. Съемку, в данном случае, производят на участке наибольшего удаления в состоянии «зависания» спутника над Землей.

Гиперболическая и параболическая орбиты используются для полетов КЛА к другим планетам. Для вывода КА на незамкнутую гиперболическую или параболическую орбиту, он должен развить скорость способную преодолеть земное притяжение. Такой скоростью является вторая космическая, которая равна 11186 м/с.

По углу наклонения плоскости орбиты к плоскости земного экватора, орбиты разделяют на: экваториальные (1=0°), полярные (1=90°) и наклонные. К наклонным орбитам относятся прямые (0°<1< 90°) и обратные (90°< 1 < 180°). Это разделение зависит от направления запуска космического аппарата относительно вращения Земли. Наклонение орбиты определяет тот широтный пояс, в пределах которого пролетает спутник. Орбиты первых американских пилотируемых кораблей имели наклонение 30°; российские пилотируемые корабли и орбитальные станции работают на орбитах с наклонением 52°, метеорологические и ресурсные спутники запускаются на субполярные орбиты с наклонением 90°. Спутник, находясь на орбите проецируясь на земную поверхность, образует подспутниковую точку. При движении по орбите спутника, подспутниковая точка на земной поверхности, благодаря вращению Земли, описывает линию называемую трассой. Очевидно, что трасса, вдоль которой производится съемка, не может пройти через районы земного шара, географическая широта которых больше, чем наклонение орбиты. Чем ближе наклон орбиты к 90°, тем больше площадь покрытия съемкой земной поверхности.

Период обращения Т - время оборота спутника вокруг Земли - также представляет интерес с точки зрения съемки, поскольку от него зависит число витков в сутки и соответственно межвитковое расстояние, определяющее возможность перекрытия снимков соседних трасс. Для круговой орбиты скорость спутника постоянна и зависит от ее высоты Н . Для околоземных орбит период обращения спутника (в минутах) можно вычислить по формуле: .

В среднем период обращения составляет 1,5 часа или 16 витков в сутки.

В зависимости от периода обращения орбиты подразделяются на геосинхронно периодические или суточн ые, геосинхронно периодические не суточные и геостационарные.

Геосинхронно периодическими или суточными называются орбиты, для которых период обращения спутника выведенного на наклонную орбиту вокруг Земли, составляет 24 часа. Такой спутник через каждые 24 часа будет пролетать над одной и той же точкой местности.

Момент прохождения над данной точкой будет зависеть от времени вывода его на круговую орбиту. Это значит, что такой спутник будет постоянно вести съемку одной и той же трассы полета.

Геосинхронными периодическими , но не суточными называют спутники, период обращения вокруг Земли, которых будет кратен 24 часам, но не равен суткам. Это значит, что такой спутник, благодаря вращению Земли, в одно и тоже время, в течение каждых последующих суток будет пролетать над разными точками земной поверхности, т.е. будет происходить сдвиг трассы спутника. Например, на орбитах со скоростью спутника 11 км/с они имеют период обращения примерно 1,5 часа, делая за сутки около 16 витков вокруг Земли. В данном случае сдвиг трассы составит 22,5°, что на экваторе будет соответствовать 2500 км. Учитывая, что при фотографической съемке охват территории большинства видов аппаратуры значительно меньше, то разрывы между соседними трассами неизбежны. Для проведения космической съемки с некоторым поперечным перекрытием орбиты рассчитывают таким образом, чтобы каждая последующая трасса съемки обеспечивала бы определенное перекрытие предыдущей трассы. Это возможно на так называемых квазипериодических орбитах т.е. околоземных круговых орбитах с периодом обращения, не кратным данным суткам. В данном случае со сменой суток на местности будет наблюдаться положительное или отрицательное смещение трасс, называемое суточным сдвигом.

Если спутник вывести на экваториальную круговую орбиту с высотой 36 000 км, то его период обращения будет равен 24 часам, т.е. одним суткам, угловая скорость его вращения по орбите будет равна угловой скорости вращения Земли. Трасса такого спутника будет представлять собой точку, так как он будет все время находится над одной и той же точкой экватора. Такой спутник и орбиту называют геостационарными. С геостационарной орбиты, на которой спутник как бы зависает над одной и той же территорией можно вести постоянное наблюдение за определенным районом Земли. Для того чтобы держать в поле зрения всю Землю, кроме полярных шапок, требуется четыре-пять геостационарных спутников. Геостационарные орбиты используются для вывода на них метеорологических спутников и спутников связи. Структура и принципы построения подсистемы метеорологических спутников на геостационарных орбитах, выбирается с учетом следующих основных требований:

Число спутников на геостационарной орбите должно быть достаточным, чтобы обеспечить наблюдение и доведение метеоинформации в пределах широтного пояса 50° ю.ш.;

Сбор метеорологической информации должен осуществляться непрерывно;

Периодичность выдачи потребителям обновленных метеоданных не должен превышать 0,5 часа.

К 1995г. полностью развернута международная система геостационарных спутников и эти требования реализуются подсистемой из пяти спутников: двух американских, европейского, российского и японского космического аппарата.

Передача информации может осуществляться как в пределах целого полушария, так и по отдельным частям. Для этого земной шар разбивается на отдельные форматы, в пределах которого производится съемка, передача и ретрансляция информации. Например, при передаче информации метеорологической системой Мeteostat используется восемь форматов, имеющих условные буквенные обозначения "А ", "В ", "X ", "С " и т.д. (рис.2).

Продолжительность передачи информации зависит от размеров наблюдаемого участка и используемых спектральных каналов. Так, минимальная продолжительность передачи данных (в формате "В ") составляет 1,4 мин, максимальная продолжительность передачи информации (в формате "А ") составляет 30 мин. Для того, чтобы исключить наложения передаваемых данных в системе используются ежечасные защитные интервалы длительностью 4 минуты.

Солнечно-синхронный тип орбит выбирается в тех случаях, когда съемку необходимо выполнять многократно и при некоторых заданных условиях освещенности поверхности Земли вдоль трассы полета КА. При невозмущенном кеплеровском движении спутника плоскость его орбиты, двигаясь вместе с Землей вокруг Солнца, сохраняет неизменное положение в мировом пространстве. Следовательно, угол между плоскостью такой орбиты и солнечными лучами в течение года меняется на 360°, т.е. приблизительно на один градус в сутки. Однако известно, что сплюснутость Земли, или экваториальное вздутие, поворачивает орбиту. Величина этого поворота существенно зависит от наклонения и в меньшей степени от высоты орбиты спутника. Можно точно рассчитать и подобрать наклонение и высоту орбиты так, чтобы угловая скорость поворота орбиты соответствовала скорости вращения Земли вокруг Солнца. В таком случае угол между плоскостью орбиты и солнечными лучами остается почти неизменным. Поэтому высота Солнца в момент прохождения спутника над определенной точкой Земли всегда одна и та же, вследствие этого освещенность трассы во время съемки изменяется только в зависимости от времени года. Расчеты показали, что солнечно-синхронная орбита по наклонению должна быть обратной, т.е. в пределах от 90° до 180°, а высота не превышать 1000 км. В зависимости от времени пролета ИСЗ над районом съемки различают утренние, полуденные и сумеречные орбиты. Солнечно-синхронные обратные орбиты используются для ресурсных и метеорологических спутников.


4. ФИЗИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ И ПРИРОДНЫЕ УСЛОВИЯ ПОЛУЧЕНИЯ АЭРОКОСМИЧЕСКИХ СНИМКОВ

При дистанционных методах исследования информация об объекте переносится к регистрирующему прибору с помощью электромагнитных волн. Электромагнитное излучение относится к наиболее важным посредникам при дистанционных наблюдениях окружающей среды. Представляя единственную форму переноса энергии в открытом космосе, электромагнитное излучение отличается большим разнообразием свойств и проявлений. Чтобы разобраться в различных методах дистанционных наблюдений, нужно иметь представление об электромагнитном спектре . Под электромагнитным спектром следует понимать классификацию электромагнитных волн по их длинам.

Электромагнитные волны различных излучений занимают вполне определенные участки в спектре. Чаще используемые в аэрокосмических методах электромагнитные колебания относятся к участкам оптических и ультракоротких радиоволн. Для удобства изучения электромагнитный спектр разбивают на ряд участков.

Участок оптических волн (0,001-1000 мкм) включает ультрафиолетовый (< 0,4 мкм), видимый (0,4-0,8 мкм) и инфракрасный (0,8-1000 мкм) диапазоны. В ультрафиолетовом диапазоне выделяют ближнюю (400-300 нм), среднюю (300-200 нм) и дальнюю (< 200 нм) области. Видимый диапазон, в котором глаз способен различать цветовые различия, делят на цветовые зоны со следующими названиями цветов и границами в нанометрах: фиолетовый 390-450, синий 450-480, голубой 480-510, зеленый 510-550, желто-зеленый 550-575, желтый 575-585, оранжевый 585-620 и красный 620-800. Диапазон инфракрасного (ИК) излучения подразделяется на поддиапазоны ближнего (< 1,5 мкм), среднего (1,5-3 мкм) и дальнего (> 3 мкм) инфракрасного излучения. В ближнем и среднем ИК-поддиапазонах преобладает отраженное (солнечное) излучение, а в дальнем, называемым тепловым, собственное излучение Земли. Волны длиной 0,1-1 мм иногда называют субмиллиметровыми.

Участок спектра, охватывающий ультракороткие радиоволны, принято разбивать на диапазон миллиметровых, сантиметровых, дециметровых и метровых радиоволн. Сантиметровые и дециметровые волны часто объединяют в диапазон радиоволн сверхвысоких частот (СВЧ). В переводной литературе миллиметровые и сантиметровые волны относят к одному диапазону, называемому микроволновым.

Со времен Кеплера и Ньютона астрономам известно, что в поле тяготения массивного центрального тела движение происходит по классическим траекториям — эллипсам, параболам и гиперболам. Однако современные космические трассы часто сильно отличаются от классических. И порой только благодаря изощренной фантазии навигаторов удается найти нестандартные решения, позволяющие осуществить, казалось бы, невыполнимые космические проекты. Рис. вверху NASA

В начале XX века, когда принципиальная выполнимость космических полетов была научно обоснована, появились первые соображения об их возможных траекториях. Прямолинейный полет от Земли к другой планете энергетически крайне невыгоден. В 1925 году немецкий инженер Вальтер Гоман (Walter Hohmann) показал, что минимальные затраты энергии на перелет между двумя круговыми орбитами обеспечиваются, когда траектория представляет собой «половинку» эллипса, касающегося исходной и конечной орбит. При этом двигатель космического аппарата должен выдать всего два импульса: в перигее и апогее (если речь идет об околоземном пространстве) переходного эллипса. Данная схема широко используется, например, при выведении на геостационарную орбиту. В межпланетных полетах задача несколько осложняется необходимостью учитывать притяжение Земли и планеты назначения соответственно на начальном и конечном участках траектории. Тем не менее полеты к Венере и Марсу выполняются по орбитам, близким к гомановским.

Биэллиптические траектории

Пожалуй, первым примером более сложного космонавигационного приема могут служить биэллиптические траектории. Как доказал один из первых теоретиков космонавники Ари Абрамович Штернфельд, они оптимальны для перевода спутника между круговыми орбитами с разным наклонением. Изменение плоскости орбиты - одна из самых дорогих операций в космонавтике. Например, для поворота на 60 градусов аппарату надо добавить такую же скорость, с какой он уже движется по орбите. Однако можно поступить иначе: сначала выдать разгонный импульс, с помощью которого аппарат перейдет на сильно вытянутую орбиту с высоким апогеем. В ее верхней точке скорость будет совсем невелика, и направление движения меняется ценой относительно небольших затрат топлива. Одновременно можно скорректировать и высоту перигея, немного изменив скорость по величине. Наконец, в нижней точке вытянутого эллипса дается тормозной импульс, который переводит аппарат на новую круговую орбиту.

Этот маневр, называемый «межорбитальным перелетом с высоким апогеем», особенно актуален при запуске геостационарных спутников, которые первоначально выводятся на низкую орбиту с наклонением к экватору, равным широте космодрома, а потом переводятся на геостационарную орбиту (с нулевым наклонением). Использование биэллиптической траектории позволяет заметно сэкономить на топливе.

Гравитационные маневры

Многие межпланетные миссии при современных технических возможностях просто неосуществимы без обращения к экзотическим навигационным приемам. Дело в том, что скорость истечения рабочего тела из химических ракетных двигателей составляет около 3 км/с. При этом по формуле Циолковского каждые 3 км/с дополнительного разгона втрое увеличивают стартовую массу космической системы. Чтобы с низкой околоземной орбиты (скорость 8 км/с) отправиться к Марсу по гомановской траектории, надо набрать около 3,5 км/с, к Юпитеру - 6 км/с, к Плутону - 8-9 км/с. Получается, что полезная нагрузка при полете к дальним планетам составляет лишь несколько процентов от выведенной на орбиту массы, а та, в свою очередь, лишь несколько процентов стартовой массы ракеты. Вот почему 700-килограммовые «Вояджеры» (Voyager) запускались к Юпитеру 600-тонной ракетой «Титан» (Titan IIIE). А если ставится цель выйти на орбиту вокруг планеты, то возникает необходимость брать с собой запас топлива для торможения, и стартовая масса возрастает еще больше.

Но баллистики не сдаются - для экономии топлива они приспособили ту самую гравитацию, на преодоление которой при старте уходит значительная часть энергии. Гравитационные, или на профессиональном языке пертурбационные маневры практически не требуют расхода топлива. Все что нужно - это наличие вблизи трассы полета небесного тела, обладающего достаточно сильной гравитацией и подходящим для целей миссии положением. Подлетая к небесному телу, космический аппарат под действием его поля тяготения ускоряется или замедляется.

Здесь внимательный читатель может заметить, что аппарат, ускорившись гравитацией планеты, ею же и тормозится после сближения с небесным телом и что в результате никакого ускорения не будет. Действительно, скорость относительно планеты, используемой в качестве «гравитационной пращи», не изменится по модулю. Но она поменяет направление! А в гелиоцентрической (связанной с Солнцем) системе отсчета окажется, что скорость меняется не только по направлению, но и по величине, поскольку складывается из скорости аппарата относительно планеты и, по крайней мере частично, скорости самой планеты относительно Солнца . Таким способом можно без затрат топлива изменить кинетическую энергию межпланетной станции. При полетах к дальним, внешним, планетам Солнечной системы гравитационный маневр используется для разгона, а при миссиях к внутренним планетам - напротив, для гашения гелиоцентрической скорости.

Впервые идею гравитационного маневра высказали Фридрих Артурович Цандер и Юрий Васильевич Кондратюк еще в 1920-1930-х годах. Официально считается, что впервые подобный маневр выполнила в 1974 году американская станция «Маринер-10» (Mariner 10), которая, пролетев вблизи Венеры, направилась к Меркурию . Впрочем, первенство американцев оспаривают российские историки космонавтики, считающие первым гравитационным маневром облет Луны, который в 1959 году осуществила советская станция «Луна-3», впервые сфотографировавшая обратную сторону нашего естественного спутника.

Возмущения и коррекции

На картинках траектории межпланетных полетов выглядят очень просто: от Земли станция движется по дуге эллипса, дальний конец которой упирается в планету. Эллиптичность орбиты вокруг Солнца диктуется первым законом Кеплера. Рассчитать ее по силам даже школьнику, но если по ней запустить реальный космический аппарат, он промахнется мимо цели на многие тысячи километров. Дело в том, что на движение аппарата помимо Солнца влияет тяготение обращающихся вокруг него планет. Поэтому точно рассчитать, где окажется аппарат спустя месяцы, а то и годы полета, можно только сложным численным моделированием. Задаются начальное положение и скорость аппарата, определяется, как относительно него расположены планеты и какие силы действуют с их стороны. По ним рассчитывается, где окажется аппарат спустя небольшое время, скажем, спустя час, и как изменится его скорость. Затем цикл вычислений повторяется, и так шаг за шагом просчитывается вся траектория. Скорее всего, она попадет не совсем туда, куда нужно.

Тогда начальные условия немного меняют и повторяют расчет, пока не будет получен требуемый результат. Но как бы тщательно ни была рассчитана траектория, ракета не сможет идеально точно вывести на нее аппарат. Поэтому с самого начала рассчитывается целый пучок слегка расходящихся траекторий - изогнутый конус, внутри которого аппарат должен оказаться после старта. Например, при полете к Венере отклонение начальной скорости от расчетной всего на 1 м/с обернется у цели промахом в 10 000 километров - больше размера планеты. Поэтому уже во время полета параметры движения аппарата уточняются по телеметрическим данным (скорость, например, до миллиметров в секунду), а затем в расчетный момент включаются двигатели и орбиты корректируются.

Коррекции тоже не бесконечно точны, после каждой из них аппарат попадает в новый конус траекторий, но они не так сильно расходятся у точки назначения, поскольку часть пути уже пройдена. Если у цели аппарату предстоит гравитационный маневр, это повышает требования к точности навигации. Например, при пролете в 10 000 километрах от той же Венеры ошибка в навигации на 1000 километров приведет к тому, что после маневра станция собьется с курса примерно на градус. Исправить такое отклонение коррекционным двигателям, скорее всего, окажется не под силу. Еще жестче требования к точности навигации при использовании аэродинамического торможения в атмосфере. Ширина коридора составляет всего 10-20 километров. Пройди аппарат ниже - и он сгорит в атмосфере, а выше - ее сопротивления не хватит, чтобы погасить межпланетную скорость до орбитальной. К тому же расчет таких маневров зависит от состояния атмосферы, на которую влияет солнечная активность. Недостаточное понимание физики инопланетной атмосферы тоже может оказаться фатальным для космического аппарата.

Александр Сергеев

Юпитер нам поможет

Многие межпланетные зонды использовали для разгона тяготение Юпитера. Первыми были аппараты «Пионер-10» и «Пионер-11» (Pioneer), а вслед за ними «Вояджер-1» и «Вояджер-2». В 1992 году Юпитер помог выйти из плоскости эклиптики «Улиссу» (Ulysses) - зонду, исследующему полярные области Солнца, вокруг которого он обращается по орбите, почти перпендикулярной земной. Другим способом вывести аппарат на такую орбиту при современном уровне развития космической техники просто невозможно. Выполнил пертурбационный маневр у Юпитера и зонд «Новые горизонты» (New Horizons), запущенный Соединенными Штатами к Плутону 19 января 2006 года. Увеличив скорость на 4 км/с и на 2,5 градуса отклонившись от плоскости эклиптики, он сможет прибыть к цели в 2015 году, прежде чем на Плутоне (который в этом столетии удаляется от Солнца) станет замерзать атмосфера, снижая тем самым ценность будущих исследований.

Разумеется, для выполнения гравитационных маневров дата старта должна быть выдержана весьма точно. Баллистики оперируют понятием «окно запуска» - это интервал дат, в пределах которого эффективность запланированных гравитационных маневров максимальна. Ближе к краям «окна» эффект становится меньше, а потребности в топливе - больше. Если же выйти за его границы, то носитель просто не сможет вывести аппарат на нужную орбиту, что приведет к срыву полета или недопустимому возрастанию его длительности. Например, запуск «Новых горизонтов» неоднократно переносился по погодным и техническим причинам. Задержись старт еще на несколько дней, и зонд отправился бы в полет уже без расчета на «гравитационную помощь» Юпитера и с меньшими шансами на успех.

Выполнять маневры у планет-гигантов удобнее всего. Благодаря их большой массе поворачивать возле них можно по широкой плавной дуге и требования к точности навигации остаются довольно мягкими. Однако нередко в качестве «пращи» используют Венеру, Землю, Марс и даже Луну. Тут уже ошибаться нельзя, в противном случае аппарат уйдет от планеты совсем не в том направлении, как было запланировано.

Ари Абрамович Штернфельд (1905-1980) - один из пионеров космонавтики. Родился в Польше в еврейской семье. Высшее образование получил во Франции. Увлекся идеей космических полетов, выучил русский язык, чтобы читать работы Циолковского и переписываться с ним. Готовил в Сорбонне докторскую диссертацию по теме расчета космических орбит, однако ученый совет в 1934 году отверг ее как фантастическую. Угроза фашизма и коммунистические симпатии склонили его к эмиграции в СССР, где он стал работать в Реактивном научно-исследовательском институте вместе с Королевым и Глушко. В конце 1930-х руководство института было арестовано, а Штернфельд уволен. Он никогда больше не работал в области ракетной техники, но читал лекции и писал научные, научно-популярные и научно-фантастические книги. Его политические убеждения резко изменились, и после войны он безуспешно пытался вернуться в Польшу. К французским работам Штернфельда восходят такие термины советской ракетно-космической техники, как «космонавт», «космодром», «космонавтика», «перегрузка», «скафандр». На основе его расчетов строились траектории первых советских и американских межпланетных станций.

Космический гравсерфинг

Наиболее сложны - но тем и интересны! - траектории с пертурбационными маневрами не у одного, а у нескольких небесных тел. К примеру, станция «Галилео» (Galileo), чтобы добраться до Юпитера, осуществила гравитационный маневр в поле тяготения Венеры, а потом еще два возле Земли. Такие полеты возможны не всегда, а лишь при определенном расположении планет. Самый знаменитый подобный «большой тур» совершил «Вояджер-2», который последовательно пролетел вблизи Юпитера, Сатурна, Урана и Нептуна. Его близнец «Вояджер-1» тоже мог бы пройти подобным маршрутом, однако ученые предпочли поближе рассмотреть загадочный спутник Сатурна Титан, и его тяготение необратимо отклонило траекторию станции от направления на Уран. Это было трудное, но верное решение. Именно данные «Вояджера-2» позволили спустя 24 года осуществить посадку на Титан зонда «Гюйгенс» (Huygens).

В наши дни еще более сложный полет выполняет станция «Мессенджер» (MESSENGER). Ее основная задача - выход на орбиту вокруг Меркурия для детального изучения его характеристик. Миссия, рассчитанная на семь лет пути, в январе 2008 года вышла на заключительный этап. Аппарат уже выполнил четыре гравитационных маневра: один около Земли, два возле Венеры и один у самого Меркурия, а между ними производились маневры двигателями, чтобы каждый раз правильно входить в гравитационную «воронку» планеты. «Мессенджеру» предстоит совершить еще пять маневров (два гравитационных и три - двигателями), прежде чем он станет спутником ближайшей к Солнцу планеты. За это время он «намотает» вокруг Солнца 8 миллиардов километров - больше, чем до Плутона! Однако, не будь траектория столь сложной, при современном состоянии ракетно-космической техники этот полет вообще не мог бы состояться.

Лестница Лагранжа

Несмотря на коррекции и гравитационные маневры, орбиты большинства межпланетных станций все же близки к классическим дугам эллипсов и гипербол. Но в последнее время астронавигаторы все чаще используют куда более изощренные траектории, пролегающие в тех областях пространства, где приходится в равной мере учитывать притяжение сразу двух небесных тел.

Рассмотрим, например, орбиту Земли вокруг Солнца. Она почти круговая с радиусом 150 миллионов километров и периодом обращения, равным году. Соотношение радиуса и периода определяется силой солнечного притяжения, заставляющей Землю двигаться по искривленной траектории. На большем расстоянии притяжение Солнца окажется слабее, а соответствующая орбитальная скорость ниже. Космический аппарат на такой орбите отстает от Земли (а на орбите меньшего радиуса обгоняет ее). Математически это выражается третьим законом Кеплера. Однако из этого правила есть исключение. Допустим, мы запустили станцию так, чтобы она пришла в некую точку, расположенную на продолжении земной тени, причем на строго определенном расстоянии от Земли (примерно полтора миллиона километров). Тогда притяжение нашей планеты, добавленное к солнечному, окажется как раз таким, что период обращения по расширенной орбите будет в точности равен году. Получится, что станция как бы все время прячется от Солнца позади Земли. Аналогичная траектория есть и внутри земной орбиты, где притяжение планеты, наоборот, ослабляет солнечное ровно настолько, чтобы на более короткой орбите период обращения был равен году. На таких орбитах станции будут обращаться вокруг Солнца, оставаясь неподвижными относительно Земли, - в направлении к Солнцу и от него. Это так называемые точки Лагранжа L1 и L2, где космический аппарат может неподвижно висеть, не расходуя топлива. Этим уже пользуются: в L1 работает солнечная обсерватория SOHO, а в L2 - астрофизический зонд WMAP. Туда же планируется вывести 6-метровый телескоп имени Джеймса Вебба, который строится на смену стареющему «Хабблу».

Но полеты в точках Лагранжа не лишены трудностей. Дело в том, что равновесие в них неустойчиво. Стоит аппарату немного отклониться из-за возмущений со стороны других планет или погрешностей навигации, как он начинает описывать вокруг точки Лагранжа медленно расходящиеся петли. Если вовремя не скорректировать орбиту, аппарат может быть выброшен в космос или даже упасть на Землю. Рассчитать движение по такой траектории очень трудно: она очень сильно «крутит хвостом» - при малейшей ошибке в начальных условиях может повернуться в противоположном направлении.

И все же NASA уже удалось воспользоваться такой сложной орбитой для миссии по сбору образцов солнечного ветра. Аппарат «Генезис» (Genesis) был запущен по тончайшим образом выверенной траектории, которая после нескольких витков вокруг точки L1 вернула его к Земле, причем так, что капсула с образцами по касательной вошла в атмосферу и совершила посадку (к сожалению, жесткую из-за сбоя в парашютной системе). А у навигаторов тем временем зреют новые планы. Среди раскручивающихся траекторий ухода от точки L1 есть такие, которые на время приводят аппарат на орбиту вокруг L2 (и наоборот). Причем для этого не требуется серьезных затрат топлива. У Земли пользы от этого немного. Иное дело - система Юпитера, где у каждого из четырех его больших спутников - Ио, Европы, Ганимеда и Каллисто - есть по паре точек Лагранжа. Двигаясь вокруг планеты, внутренние спутники обгоняют внешние, и если правильно подгадать, то ценой совсем небольших затрат топлива аппарат может перепрыгнуть с неустойчивой орбиты вокруг точки L2, скажем, спутника Ио на такую же орбиту вокруг точки L1 Европы. Покрутившись там и проведя наблюдения, можно подняться еще на одну ступеньку «лестницы» - к точке L2 Европы, а оттуда в нужный момент прыгнуть к L1 Ганимеда, а там и до Каллисто рукой подать. Спускаться по этой «лестнице Лагранжа» тоже не возбраняется.

Именно такой план полета предлагается для большой исследовательской станции JIMO, которую NASA готовит для изучения галилеевых спутников Юпитера. До сих пор спутники Юпитера исследовались только с пролетных траекторий. «Лестница Лагранжа» позволит станции подолгу зависать над спутником - детально изучать его поверхность и отслеживать происходящие на ней процессы.

Александр Сергеев

С малой тягой к малым телам

Но гравитационные маневры - не единственный способ сэкономить топливо. Еще в 1930-х годах один из пионеров отечественного ракетного двигателестроения Валентин Петрович Глушко предложил использовать электроракетные двигатели (ЭРД). По сравнению с традиционными жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) скорость истечения рабочего тела у них на порядок выше, а значит, топлива требуется в сотни раз меньше. К сожалению, тяга ЭРД исчисляется величинами порядка нескольких граммов-силы, так что для вывода аппаратов на орбиту они не годятся. Это «двигатели открытого космоса», предназначенные для медленного, но непрерывного ускорения, длящегося месяцы, а при межпланетных полетах и годы. «Миссии с малой тягой» стали популярны лишь тогда, когда электроника, сделав гигантский скачок, позволила увеличить срок службы космических аппаратов с нескольких месяцев до нескольких лет, а то и десятилетий.

Трасса полета с малой тягой совсем не похожа на классический эллипс, она представляет собой медленно разворачивающуюся спираль Архимеда. Переход с низкой околоземной орбиты на геостационарную по такой траектории затягивается на полгода. Это поистине пытка для владельца спутника, продающего услуги космической связи: каждый день ожидания обходится в десятки тысяч долларов. Приходится учитывать и такое неприятное обстоятельство, как многократный пролет через радиационные пояса Земли. Тонкая электроника очень не любит космических излучений. Но зато спутник, оснащенный ЭРД, можно запустить на геостационарную орбиту ракетой «Союз» (300 тонн), а для аппарата с обычным ЖРД уже нужен могучий «Протон» (700 тонн). Разница в стоимости запуска - в два-три раза. Вот и ломает голову заказчик космического аппарата: какой вариант выбрать? Обычно все же останавливаются на том, что быстрее: современные спутники связи начинают «отбивать» затраченные на их запуск деньги уже через пару недель после выведения на целевую орбиту. Так что в околоземном пространстве двигатели малой тяги применяют в основном для небольших коррекций орбиты.

Другое дело - полеты, скажем, к астероидам. ЭРД позволят относительно легко перекидывать межпланетную станцию с одного объекта к другому, причем не просто пролетать мимо, а подолгу задерживаться у каждого. По причине своей ничтожной (по сравнению с планетами) массы астероиды обладают мизерной гравитацией. Их облет мало похож на обычное орбитальное движение вокруг больших планет. Орбитальные скорости здесь измеряются сантиметрами в секунду, а периоды - многими сутками. Чтобы облететь астероид быстрее, приходится почти постоянно «работать двигателями». Стоит их выключить, и аппарат просто улетит от планетоида. Но зато практически полное отсутствие гравитации позволяет садиться на поверхность астероида и взлетать с него при минимальных затратах топлива.

По большому счету слово «посадка» здесь можно употреблять лишь условно: причаливание межпланетного зонда к астероиду больше напоминает стыковку двух космических кораблей, нежели классическую посадку на поверхность планеты. Этот фокус проделывали японцы со своим зондом «Хаябуса», который дважды опускался на поверхность астероида Итокава и поднимался с нее. Кстати, этот же полет показал, насколько непросто управлять аппаратом вблизи поверхности астероида. Обмен сигналами с аппаратом занимает десятки минут, так что отдавать ему команды в реальном времени невозможно, несмотря на небольшие скорости. Поэтому отработка автономной навигации вблизи неровной поверхности астероида была одной из основных задач «Хаябусы».

Стартовавший в сентябре 2007 года к астероидам Церере и Весте американский зонд «Заря» (Dawn) оснащен ионными двигателями с тягой меньше одной десятой Ньютона (вес 10-гранного груза). За сутки работы они ускоряют аппарат массой около тонны на 25 км/ч. Это не так мало, как может показаться: за год подобными темпами можно набрать 2,5 км/с. Полного же запаса топлива на борту (425 килограммов) хватит для изменения скорости аппарата на 10 км/с - никаким межпланетным аппаратам с химическими двигателями подобное недоступно.

Планетарные двигатели

Попробуем пофантазировать и представим, что наконец-то решено отправить экипаж, состоящий из людей, скажем, в систему Сатурна. Можно выбрать быстрый перелет с большой тягой: собрать межпланетный корабль на околоземной орбите, выдать при помощи ЖРД мощный разгонный импульс и по гиперболе отправиться в путешествие. Лететь все равно придется долго - несколько лет. Масса топлива нужна огромная. А значит, для снаряжения гигантского корабля потребуется не один десяток сверхтяжелых ракет. Запасы кислорода, воды, пищи и всего, что нужно в межпланетном полете, теряются на фоне огромной массы топлива, необходимого не только для разгона у Земли, но и для торможения у цели путешествия, и для возвращения к родной планете…

А что если попробовать малую тягу? Безумное количество топлива существенно сократится, а срок путешествия, как ни странно, может остаться прежним! Ведь двигатели корабля будут работать всю дорогу - полпути на разгон, а полпути - на торможение. Правда, тягу электрореактивных двигателей придется увеличить в сотни раз по сравнению с теми, что стоят на зонде «Заря». Но во-первых, такие разработки уже ведутся, а во-вторых, двигателей может быть много.

Для питания ЭРД понадобится несколько мегаватт энергии. Вблизи Земли ее можно было бы получать даром - от огромных солнечных батарей площадью тысячи, если не десятки тысяч квадратных метров. Но с удалением от Солнца их эффективность быстро падает: у Марса - на 60%, у Юпитера - в 30 раз. Так что для полетов к планетам-гигантам придется использовать ядерный реактор. И еще, скорее всего, ЖРД все-таки понадобятся для того, чтобы быстрее пройти опасные радиационные пояса вблизи Земли. Видимо, именно комбинированные двигательные установки будут применяться в межпланетных пилотируемых миссиях будущего.

Межпланетный суперхайвей

В 2002 году специалисты NASA выдвинули новую концепцию проектирования межпланетных орбит с очень низкими энергозатратами. Получив громкое название «Межпланетный суперхайвей», она, по сути, является расширением «лестницы Лагранжа» на всю Солнечную систему. Авторы работы утверждают, что если вам удалось добраться до точки Лагранжа в системе Солнце - Земля, то, правильно подобрав коррекционный импульс, вы сможете с минимальными затратами энергии добраться почти до любой другой точки Лагранжа в Солнечной системе. Надо только верно рассчитать маневры у других планет и их спутников. Именно эта идея легла в основу иллюстрации в начале этой статьи.

Не только гравитация

Дальний космос таит в себе немало загадок. Казалось бы, что может быть точнее баллистических расчетов, в основе которых лежат законы небесной механики? Не тут-то было! На космический зонд действует множество сил, которые трудно учесть заранее. Давление солнечного излучения и солнечный ветер, магнитные поля планет и истечение газа из самого аппарата - все это сказывается на скорости его движения. Даже тепловое излучение зонда и радиосигнал, посылаемый на Землю узконаправленной антенной, вызывают отдачу, которую приходится учитывать при точной навигации. А то что происходило с уже упоминавшимися «Пионерами», вообще не получило пока должного объяснения. Работающий в NASA российский астрофизик Вячеслав Турышев обнаружил около 10 лет назад, что зонды испытывают очень небольшое аномальное торможение. За 20 лет полета аномалия «Пионеров» привела к тому, что, подлетая к границам Солнечной системы, космические аппараты отклонились от расчетного положения на 400 тысяч километров! Какие только гипотезы не выдвигались для объяснения аномалии. От уже упомянутых магнитных полей и испарения остатков топлива из топливных магистралей до наличия на границах Солнечной системы массивных невидимых объектов. Некоторые физики считают аномалию указанием на неточность современной теории гравитации, другие видят в ней проявление космологических факторов вроде темной материи и темной энергии. Исчерпывающего объяснения пока нет, а группа Турышева продолжает обрабатывать данные о полете «Пионеров». Как бы то ни было, при проектировании новых траекторий межпланетных полетов придется учитывать возможность подобных неожиданных явлений.

В общем, работа космического баллистика балансирует на грани искусства и точных наук. Ему всегда приходится решать задачу со многими неизвестными, усугубленную стремлением заказчика сделать все «быстрее и дешевле», не выходя за рамки физических законов. Так что, несомненно, мы еще станем свидетелями рождения многих новых нетривиальных космических траекторий.

Назовем проекцией спутника на земную поверхность точку, в которой радиальная прямая (линия, соединяющая спутник с центром Земли) пересекает поверхность земного шара. При движении спутника вокруг Земли, вращающейся внутри его орбиты, проекция прочерчивает на земной поверхности некоторую линию, которая называется трассой спутника. Трасса соединяет те пункты материков и океанов, над которыми спутник в разные моменты

времени оказывается в зените, т. е. над головой наблюдателя Форма трассы определяется главным образом наклонением орбиты и периодом обращения. Благодаря тому, что трасса вычерчивается спутником на вращающейся Земле, угол пересечения трассой экватора всегда отличается от наклонения орбиты. В частности, для полярных орбит он не равен 90° (при пересечении экватора проекция спутника отклоняется к западу).

Для спутников с низкими орбитами и прямым движением (наклон меньше 90°) трасса напоминает синусоиду, многократно опоясывающую земной шар. Эта форма трассы всем хорошо известна со времени запуска первого искусственного спутника Земли, и мы ее не приводим.

Рис. 32. Трассы спутников с круговыми орбитами при наклоне 65° и периодах обращения;

На подобных трассах движение всюду направлено к северо-востоку или юго-востоку, а в крайних северных и южных точках - на восток.

Дело обстоит иначе при больших периодах обращения. Даже при движении спутника в сторону вращения Земли его проекция может отставать от вращения Земли (особенно вблизи экватора, где линейная скорость точек поверхности больше), и тогда движение по крайней мере на части трассы будет происходить в западном направлении (рис. 32) .

Спутник связи, а также спутник для исследования земной поверхности часто запускаются на кратно-периодические орбиты (их иногда называют также синхронными), т. е. орбиты с периодом обращения, почти соизмеримым со временем одного оборота Земли вокруг оси (звездные сутки 23 ч 56 мин 4 с). «Почти» объясняется прецессией орбиты: если бы поле тяготения Земли было центральным, то выбирался бы период, в точности соизмеримый звездным суткам. Трассы таких спутников представляют собой замкнутые

линии, так что над любой точкой трассы спутник появляется периодически и вовсе не появляется над ограниченными областями, «лежащими в стороне». Пример - спутник связи «Молния-1» .

На рис. 33 показаны трассы пяти суточных спутников с круговыми орбитами, обладающими наклонами 60, 40 и 20°. Эти трассы-«восьмерки» не опоясывают земной шар, а лежат на одной его стороне (при обратном движении дело бы обстояло иначе) }