Астероидно-кометная опасность: вчера, сегодня, завтра Коллектив авторов

10.8. Задачи увода реального угрожающего объекта

Недавнее обнаружение астероида Апофис показывает, что близкий пролет астероида, хотя и не задевающего Землю, оказывается весьма опасным ввиду возможных резонансных возвратов, рассмотренных в главе 7. Как было показано выше в этой главе, противодействовать ситуации резонансного возврата существенно легче, чем осуществлять перехват. Хотя резонансные возвраты уже рассматривались в главе 7, тем не менее полезно вернуться к этому вопросу и привести некоторые дополнительные сведения.

На рис. 10.11 приведена схема прогнозируемого близкого пролета астероида Апофис мимо Земли в 2029 г. и показано изменение вектора скорости астероида при гравитационном взаимодействии астероида с планетой.

Изменение скорости астероида по направлению и величине означает появление его новой гелиоцентрической орбиты в результате сближения с Землей. Вследствие неизбежных ошибок определения орбиты и ее последующего прогноза астероид может иметь различные значения прицельного расстояния. На рис. 10.11 возможные отклонения от номинального значения прицельного расстояния показаны жирной прямой, перпендикулярной относительной скорости астероида (так называемая линия вариации прицельного расстояния). Длина отрезка этой прямой составляет несколько тысяч километров. Виртуальные (возможные) астероиды, прошедшие через различные точки прямой, обогнут Землю на разных расстояниях. В зависимости от величины этого расстояния Земля по-разному изменит гелиоцентрическую орбиту астероида. Внутри возможного разброса входных траекторий находится зона резонансного возврата (ЗРВ) (то же самое, что и «замочная скважина» в главе 7), размеры которой ( 600 м) показаны на врезке слева. Если Апофис пройдет через нее 13 апреля 2029 г., то через 7 лет (в 2036 г.) астероид столкнется с Землей.

Точное место удара по Земле в 2036 г. зависит от того, через какую именно точку зоны резонансного возврата пройдет Апофис в 2029 г. Все возможные точки столкновения расположены в полосе, имеющей ширину 60 км. По сути дела, трасса возможного удара является как бы проекцией зоны резонансного возврата на Землю, и ее вид показан на рис. 10.12 (см. вклейку) [Schweickart, 2006].

^{Рис. 10.11. Изменение орбиты астероида Апофис при сближении с Землей}

По имеющимя оценкам, энергетический эквивалент падения Апофиса составляет 800 Мт ТНТ [Chesley, 2006]. Выделение такой энергии вызовет региональную катастрофу на суше или катастрофическое цунами в океане. Характер трассы возможного удара, показанный на карте мира, ясно демонстрирует межгосударственный масштаб бедствия. В случае, если пролет астероида в 2029 г. произойдет недалеко от ЗРВ, то в 2036 г. он испытает новое опасное сближение с Землей.

Таким образом, выявленная возможность столкновения с Апофисом в 2036 г. (и это — после, казалось бы, благополучного пролета астероида мимо Земли) ставит перед человечеством две серьезные задачи. Первая из них — это заблаговременное прогнозирование траектории Апофиса с такой точностью, которая гарантирует получение ясного ответа на вопрос: возможно ли (и насколько вероятно) прохождение Апофиса в 2029 г. через ЗРВ? Вторая задача возникает в случае высокой вероятности такого развития событий. Она сводится к проведению такой коррекции орбиты, которая исключит удар по Земле в 2036 г. Поскольку протяженность ЗРВ составляет менее километра, то в идеальном случае достаточно скорректировать траекторию Апофиса так, чтобы прицельное расстояние изменилось всего лишь на несколько километров, и это устранит опасность.

Однако ясно, что на практике как определение орбиты, так и выполнение коррекции неизбежно будут выполняться с некоторыми и, возможно, не такими малыми ошибками. Поэтому возникает необходимость определения максимально допустимых ошибок требуемой коррекции. Анализ обстоятельств различных возможных сближений Апофиса с Землей в 2029 г. показал, что ЗРВ, представленная на рис. 10.11, оказывается в околоземном пространстве не единственной, и на самом деле таких зон в окрестности Земли имеется довольно много [Chesley, 2006].

На рис. 10.13 показаны результаты расчетов расположения ЗРВ на прямой, вдоль которой откладываются значения прицельного расстояния (линия вариации прицельного расстояния (рис. 10.11)). Часть ЗРВ располагается за пределами области рассеивания прицельных расстояний, изображенной на рис. 10.11. Каждая зона отвечает возможным возвращениям Апофиса к Земле в том или ином году, а масштабом на этих линиях выбран радиус Земли R_з, равный R_з = 6378 км. Поэтому коррекция орбиты Апофиса, исключающая его возвращение в 2036 г., должна учитывать общую картину расположения зон резонансных возвратов во избежание попадания в ту или иную ЗРВ.

На рис. 10.13 видно постепенное сокращение размеров ЗРВ по мере поступления новых наблюдений Апофиса. Сплошной линией показан интервал, равный ±, а пунктир отмечает рассеивание в пределах ±3. Можно видеть, что на исходной стадии уточнения орбиты (февраль 2005 г.) ошибка прицельного расстояния могла достигать  3,6R_з. В этих пределах находились ЗРВ, соответствующие столкновениям с Землей от 2034 г. до 2048 г. По мере уточнения орбиты, закончившегося к августу 2005 г., область рассеивания сокращалась, и к концу интервала она охватывала лишь одну ЗРВ 2036 г. Среднеквадратичная ошибка величины прицельного расстояния составила 725 км. Следует отметить, что в настоящее время эта ошибка имеет величину  350 км (см. главу 7).

^{Рис. 10.13. Зоны резонансного возврата и динамика уточнения расположения зоны резонансного возврата в 2036 г. для случая астероида Апофис. Отрезки сплошной линии имеют длину, равную разбросу , пунктирной линии — 3}

Расчетное расположение зон резонансного возврата, показанное на рис. 10.13, дает указания на величину максимально допустимых ошибок определения траектории при пролете Апофиса мимо Земли в 2029 г. и исполнения коррекции, обеспечивающей гарантированное отсутствие опасных сближений. При этом придется обеспечить среднеквадратичное значение ошибок определения траектории и коррекции не хуже, чем 300 км, исходя из условий гарантии отсутствия удара по Земле в 2036–2037 гг.

Указанные точности прогноза и коррекции следует считать минимально необходимыми. Однако они потребуют проведения большой коррекции орбиты, которую желательно всемерно уменьшать. Сокращение ошибок определения траектории позволит уменьшить и величину коррекции и облегчить ее практическое исполнение. Предыдущие разделы главы наглядно показывают цену этому уменьшению.

Поэтому следует принять все меры для того, чтобы повысить точность определения орбиты Апофиса и прогноза обстоятельств его пролета в 2029 г. Это позволит снизить необходимые пределы перемещения траектории вдоль линии вариации прицельного расстояния. В пределе желательно ограничиться изменением минимальной высоты пролета Апофиса над Землей всего лишь на несколько километров. Разумеется, это потребует и соответствующего повышения точности исполнения коррекции орбиты.

Повышение точности определения орбиты требует новых и продолжительных наблюдений астероида. Однако условия оптической и радиолокационной видимости Апофиса таковы, что новые наблюдения станут возможными лишь в краткий период 2012–2013 гг. Кроме того, ограничения в точности оптических наблюдений и дальности радиолокационных траекторных измерений не позволяют получить достаточно информации и довести расчет событий 2029 г. до желаемой точности, а следовательно, получить уверенность в благополучном исходе пролета Апофиса мимо Земли.

Кардинальным решением была бы посылка радиомаяка на астероид [Chesley, 2006], что могло бы обеспечить определение орбиты и прогнозирование текущих координат Апофиса с ошибками, не превышающими немногих километров. В этом случае останется проблема точной коррекции движения с ошибками исполнения такого же порядка и выбор соответствующего способа ее реализации.

Следует отметить одно существенное обстоятельство. Сложность коррекции весьма зависит от времени ее проведения. Действительно, проведение коррекции до 2029 г. в принципе должно увести орбиту Апофиса лишь от попадания в ЗРВ. Однако для этого достаточно изменить текущую высоту пролета над Землей всего на несколько километров. Поэтому для такой коррекции потребуется весьма малый импульс силы, получение которого вполне реально имеющимися технологическими средствами.

Напротив, предположим, что уточнение орбиты до пролета Апофиса в 2029 г. провести не удалось, и лишь измерения реальной высоты прохода астероида могут подать сигнал реальной опасности: пройдена ЗРВ! В этом случае возникнет задача увода астероида на величину нескольких радиусов Земли. Проведение такой коррекции сложнее на несколько порядков [Chesley, 2006], и ее реализация будет проблематичной.

Поэтому задача повышения точности определения орбиты Апофиса с помощью радиомаяка, доставленного на астероид, приобретает особую актуальность. Такая доставка может быть произведена посылкой специального космического аппарата к Апофису, выводимого стандартным и недорогим носителем типа «Союз», хорошо освоенным космической промышленностью России.

Космический аппарат такой миссии одновременно со своей основной задачей может выполнить программу исследования астероида, определив его массу и структурные характеристики, необходимые для технического проектирования возможной операции увода. Кроме того, в ходе миссии будут получены данные о минералогическом составе астероида, что само по себе явится ценным научным результатом.

В заключение необходимо отметить, что новое сближение Апофиса с Землей в 2036 г. означает появление новой картины расположения зон резонансного возврата в последующий период. Снова возникнет вопрос о том, когда можно ожидать новых опасных сближений с данным астероидом. Пока ответа на этот вопрос нет, и ситуация опасности вследствие наличия многих ЗРВ может повториться снова. Отсюда вытекает необходимость ее заблаговременного детального анализа. В частности, должен быть найден ответ на вопрос, существуют ли какие-либо условия и ограничения на проведение коррекции орбиты в 2029 г. сверх тех, которые обсуждались выше? Проще говоря, как увести коррекцией орбиту Апофиса до 2029 г. от удара по Земле в 2036 г., но тк, чтобы не получить удара по Земле в дальнейшем, после 2036 г.? И, наконец, насколько подобная ситуация может повториться при появлении другого астероида, пролетающего слишком близко к Земле? Сегодня ответов на эти вопросы нет.

Таким образом, изучение динамики астероида Апофис ставит не только частные проблемы, но и помогает полнее осознать проблему астероидной опасности.

10.9. Сравнительная характеристика способов противодействия

В этом разделе рассмотрены различные способы противодействия угрожающему телу. Перечислим основные способы воздействия на космические объекты, угрожающие столкновением с Землей, которые предлагались в литературе [Сокольский и др., 1996; Боярчук и др., 1999]:

— применение ядерного взрыва;

— кинетический удар;

— гравитационный буксир;

— использование ракетных реактивных ускорителей, установленных на поверхности астероида;

— направленный выброс вещества с поверхности астероида (например, за счет использования сфокусированной солнечной энергии);

— изменение орбиты астероида путем изменения влияния солнечного давления (покрытие астероида отражающим пластиком или краской);

— покрытие объекта специальным веществом для изменения орбиты с помощью эффекта Ярковского;

— установка солнечного паруса непосредственно на астероиде; — создание на пути угрожающего тела облака частиц или небольших объектов для его торможения.

Первые два способа могут быть использованы как для разрушения, так и для увода угрожающего тела, остальные же, по-видимому, могут осуществить лишь его увод. Рассмотрим эти способы.

В первой ситуации (разрушение) ключевым моментом любого используемого способа является возможность гарантированного разрушения объекта до требуемой степени дисперсности. Во второй ситуации решающей характеристикой действенности способа будет являться его способность обеспечить проведение запланированной и точной коррекции.

Именно с этих позиций, в первую очередь, следует рассматривать способы противодействия. Необходимо также оценить возможность доставки средства противодействия к астероиду.

10.9.1. Воздействие ядерным взрывом. Согласно предложениям, появившимся на ранних этапах обсуждения астероидной угрозы [Симоненко и др., 1994], одним из эффективных способов противодействия опасным объектам может служить использование ядерных взрывов большой мощности. Преимуществом этого способа является высокая концентрация энергии в ядерном заряде, что позволяет использовать сравнительно небольшой по массе и габаритам космический перехватчик. Разумеется, такой перехват должен произойти на достаточно большом расстоянии от Земли. Кроме того, необходимо уменьшить риск попадания продуктов взрыва и облученных обломков перехваченного объекта в атмосферу и на поверхность Земли.

Воздействие ядерного взрыва на космический объект создает: — изменение количества движения, получаемого космическим объектом при действии на него ударной волны (продуктов взрыва и обломков конструкции космического перехватчика);

— импульс скорости, возникающий вследствие реактивных сил, связанных с испарением поверхностного слоя астероида под действием проникающего излучения и расширения продуктов испарения в окружающее пространство;

— дополнительный импульс скорости, обусловленный реактивными силами, связанными с выбросом вещества астероида из образующейся при контактном взрыве воронки.

Результаты расчетов, представленные в работах [Симоненко, 1994; Дегтярь и др., 2008], показывают, что контактные подрывы ядерных

устройств мощностью 10–20 Мт на астероидах диаметром около 1–1,5 км и ядрах комет диаметром до 2,5 км могут создать приращение скорости 1–2 м/с. При этом контактный подрыв оказывается эффективнее неконтактного. Эффективность контактного подрыва может быть существенно увеличена путем заглубленного подрыва ядерного устройства. По оценкам, проведенным в РФЯЦ — ВНИИТФ [Симоненко и др., 1994; Симоненко и др., 2008], заглубление ядерного устройства на 1–2 м увеличивает приращение скорости в 2 раза, а заглубление на 10–15 м — в 7 раз.

Наряду с этим, исследования показали также возможность разрушения астероидов с помощью контактного взрыва ядерного заряда на его поверхности [Симоненко и др., 1994]. В табл. 10.2 приводятся результаты оценок мощности зарядов, необходимых для разрушения астероидов различных размеров, исходя из предполагаемой плотности астероида 3000 кг/м³.

Таблица 10.2. Мощность и масса заряда, необходимые для разрушения астероида

Зависимость эффективности от высоты подрыва над поверхностью астероида приведена в табл. 10.3, где приняты следующие обозначения: H — высота над поверхностью астероида, R_a — радиус астероида, f — эффективность.

Таблица 10.3. Относительная эффективность взрыва над поверхностью астероида

Как следует из табл. 10.3, при H/R_a = 0,1 потребуется увеличение мощности заряда уже вдвое по сравнению с контактным взрывом.

При взрыве ядерного заряда на поверхности астероида должен произойти мощный выброс грунта. По оценкам [Симоненко и др., 1994], контактный взрыв заряда мощностью в 1 Мт вызывает выброс 1 Мт грунта со средней скоростью 100 м/с. Поэтому предполагается, что с помощью ядерного взрыва можно осуществлять изменение траектории движения астероида. Например, взрыв заряда мощностью 10 Мт на поверхности астероида размером 500 м при его перехвате в районе орбиты Марса обеспечит изменение траектории движения астероида, отклонив его на 10 тыс. км к моменту встречи с Землей.

Согласно работе [Симоненко и др., 1994], возможно значительное повышение эффективности использования глубинных ядерных взрывов. Так, если при контактном взрыве на поверхности астероида только 10–13 % его энергии идет на разрушение, то при заглублении заряда в грунт эффективность разрушения составит 70–80 %. Предполагается, что заряд мощностью 20 Мт обеспечивает разрушение астероидов диаметром до 1200–1500 м. Однако реализация заглубленного взрыва потребует не только разработки заряда специальной оригинальной конструкции, но и встречи астероида и заряда с взаимной ориентацией и скоростью, обеспечивающей заглубление заряда в тело астероида.

Оценивая представленные предложения с точки зрения возможностей средств доставки (см. раздел 10.6), можно сделать вывод о том, что использование ядерного заряда имеет весьма ограниченное применение.

Так, оценивая долю заряда в 50 % от полной массы КА, из рис. 10.10 можно видеть, что доля досягаемых астероидов весьма невелика.

Далее, так как полная масса КА не превышает 2000 кг, то из табл. 10.2 видно, что мощность заряда ограничивается величиной порядка нескольких мегатонн. В свою очередь, мощность такого заряда ограничит диаметр разрушаемого астероида немногими сотнями метров лишь в том случае, когда условия подрыва будут оптимальны (поверхностный или заглубленный подрыв). Последнее же потребует реализации специальной системы управления космическим аппаратом, которая должна будет обеспечить посадку ядерного устройства на поверхность астероида (а также дальнейшие операции).

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.

Так как смещение по радиус-вектору — периодическое, то для получения максимального увода астероида необходимо выполнять удар по астероиду с упреждением относительно момента сближения Апофиса с Землей. В разделе 10.3 показано, что упреждение должно составлять примерно половину витка орбиты астероида. Отсюда следует, что выбор момента старта КА-ударника с Земли для перелета к Апофису должен быть подчинен этому условию. Поэтому обычные методики оптимизации выбора времени старта для получения максимальной массы доставляемой полезной нагрузки в данном случае могут быть неприменимы. Как следствие, масса КА может не достигать максимальных значений, возможных для выбранного носителя.

Дальнейшие, более точные оценки эффективности кинетического воздействия, по-видимому, можно будет получить только при корректном расчете тех или иных конкретных геометрических схем встречи ударного аппарата с астероидом. Однако с самого начала следует иметь в виду, что точность расчетов окончательного эффекта будет низкой вследствие побочных эффектов, сопровождающих удар.

Следовательно, применение кинетического способа увода в обстоятельствах, требующих точного выполнения расчетной коррекции траектории, по-видимому, невозможно. К таким обстоятельствам, прежде всего, нужно отнести случай близкого пролета астероида Апофис мимо Земли в 2029 г. Возможно, кинетический способ и может использоваться как начальная грубая коррекция орбиты угрожающего тела, однако по своей природе он потребует точной доводочной коррекции движения астероида какими-то другими средствами. Одно из таких средств будет рассмотрено в следующем подразделе.

В начале настоящего раздела упоминались способы воздействия на астероид путем направленного выброса вещества астероида в космос, а также за счет создания на пути угрожающего тела облака частиц или небольших объектов для торможения. Нетрудно применить к этим способам все сказанное выше для случая кинетического ударного воздействия.

Что касается направленного выброса вещества, то очевидно, что речь должна идти об устройствах, устанавливаемых на астероиде и выбрасывающих в космос массы, измеряемые тоннами, и притом со скоростями порядка десятка км/с. Второй способ фактически является некоторой модификацией кинетического удара одним телом, также не имеющей ни принципиальных, ни практических преимуществ.

Те же соображения остаются справедливыми для различных аспектов применения давления солнечного света. Достаточно, например, лишь представить себе проблемы разворачивания солнечного паруса на вращающемся астероиде и организацию управления его положением.

10.9.3. Способ гравитационной буксировки. В принципе, воздействие на астероид может быть оказано различными способами, однако с практической точки зрения, оно, прежде всего, должно быть регулируемым и поддаваться простой настройке. Это требование вытекает естественным образом из необходимости выполнения точной коррекции траектории, которая появляется практически во всех критических случаях.

Астронавты Эдвард Лу и Стэнли Лав из Космического центра им. Л. Джонсона (НАСА) предложили метод гравитационной буксировки [Lu et al., 2005]. Этот метод предусматривает вывод специального аппарата на низкую астероидоцентрическую орбиту вокруг астероида, подлежащего уводу. Такой КА, имеющий некоторую массу, должен быть оснащен реактивными двигателями малой тяги. Идея буксировки использует неподвижное зависание КА над астероидом за счет тяги своих реактивных двигателей.

Такое зависание следует реализовать на возможно малой высоте над поверхностью астероида. Тогда КА и астероид будут представлять собой систему гравитационно связанных тел с общим центром масс. При этом тяга двигателей КА казывается приложенной к этому общему центру масс и, следовательно, вызовет его перемещение в пространстве, что и требуется для проведения коррекции орбиты астероида.

Схема гравитационной буксировки показана на рис. 10.14. Удержание КА в одной и той же позиции относительно астероида достигается применением двух реактивных двигателей, тяги которых разнесены под некоторым углом. Равнодействующая тяг выбирается такой, чтобы она компенсировала вес КА на выбранной высоте. Тогда этот вес становится равным возмущающей силе, прилагаемой к центру масс астероида. Чем ниже выбрана высота КА над центром масс астероида, тем больше будет возмущающая сила. Результат действия последней уже рассматривался в разделе 10.4, а примеры ее использования и оценки приводились в разделе 10.7. Было показано, что сравнительно небольшая сила, действующая длительное время, может обеспечить получение требуемой коррекции буксируемого астероида.

В отличие от установки реактивного двигателя на поверхности астероида, размещение аппарата на орбите около астероида предоставляет ряд преимуществ, так как исключает сложные операции по реализации посадки КА. Кроме того, необходимость учитывать влияние вращения астероида вокруг своей оси отсутствует. Наконец, схема такого воздействия нечувствительна к форме астероида, так как силовое воздействие создается в идеальной схеме взаимодействия материальных точек, которыми являются центры масс астероида и КА.

^{Рис. 10.14. Схема гравитационной буксировки}

Для ощутимых изменений траекторий гектометровых объектов (100–500 м) способом гравитационной буксировки требуется значительное время — от нескольких месяцев до нескольких лет. Расчеты показывают, например, что коррекция орбиты астероида Апофис по схеме гравитационного тягача при массе КА в 1 т и тяге  5 гс, создаваемой в течение месяца, способна с запасом увести астероид из зоны резонансного возврата [Lu et al., 2005]. Применение современных электрореактивных двигательных установок с высоким удельным импульсом позволяет реализовать такие режимы. Таким образом, маневр увода Апофиса гравитационной буксировкой, предпринятый достаточно заблаговременно, оказывается в пределах современных технологических возможностей космических средств.

Рассмотренный режим длительного проведения коррекции позволяет вести контроль получаемого результата и вводить необходимые поправки в процесс буксировки в режиме реального времени. После обнаружения опасного объекта ко времени, требующемуся для собственно коррекции траектории, необходимо добавить дополнительное время, необходимое для уточнения орбиты астероида, подготовку КА к старту и его перелета к астероиду. Поэтому для реализации такого метода необходимо уверенно прогнозировать опасность удара астероида как минимум за несколько лет вперед.

Обращаясь к перечню остальных, еще не рассмотренных способов воздействия на угрожающие объекты, можно видеть, что все они отличаются значительными трудностями практической реализации и гораздо большей сложностью по сравнению с уже рассмотренными способами предотвращения удара.

10.10. Миссия посещения и исследования астероида Апофис

Выше уже говорилось о достоинствах проекта посылки радиопередатчика к астероиду Апофис для точного определения орбиты астероида. Рассматривая организацию такого полета, можно предложить ряд принципов, которые необходимо положить в основу определения облика миссии к Апофису:

— обеспечение радиоконтроля орбиты в течение 10 лет;

— проведение миссии с достаточным упреждением до 2029 г.;

— отказ от принципа доставки радиомаяка на поверхность самого астероида;

— размещение маяка на астероидоцентрической орбите;

— возможность проведения дополнительных исследований структурных и иных свойств астероида, использование задела по существующим разработкам КА.

Такая миссия разведки будет в наибольшей степени отвечать полному комплексу исследований, необходимых для определения и предотвращения угрозы, исходящей от Апофиса. Она же внесет существенный вклад в решение проблемы АКО в целом. Конкретным прототипом миссии может служить, например, известный проект «Фобос-грунт», разрабатываемый в КБ им. С. А. Лавочкина и планируемый к запуску в 2011 г.

Прежде всего, миссия разведки позволяет реализовать схему оснащения астероида маяком, не зависящую от неизвестных кинематических и структурных свойств астероида. Действительно, это решение не требует посадки аппарата на астероид, полностью определяется баллистикой полета спутника астероида, которая сама по себе в принципе определяется хорошо и может корректироваться по ходу выполнения миссии.

Основную программу исследования свойств астероида можно проводить научной аппаратурой с орбиты, а отдельные вопросы (например, сейсмическое зондирование для определения структурных характеристик астероида) возложить на малый посадочный модуль. При этом орбитальный аппарат может служить ретранслятором данных, получаемых от посадочного модуля. Привязка положения центра масс астероида к системе координат аппарата должна осуществляться бортовой системой навигации этого КА, обеспечивающей его автономный полет относительно Апофиса.

Таким образом, предлагаемая миссия разведки позволит вести определение текущего движения астероида и отрабатывать методику точного прогнозирования траектории Апофиса. Миссия позволяет решать задачи определения кинематических, физических и структурных свойств конкретного и вместе с тем типичного астероида. Вряд ли стоит особо говорить о научной ценности информации, получаемой при исследовании малого астероида. Наконец, КА миссии может быть дополнительно использован для экспериментов по коррекции траектории астероида, например по схеме гравитационной буксировки.

Общая схема проведения миссии определяется параметрами астероида. Ниже в табл. 10.5 приведены основные параметры астероида Апофис, определяющие условия полета КА в его ближайшей окрестности. В таблице указана рабочая орбита искусственного спутника астероида, определяемая уровнем возмущающих сил относительно гравитационного поля самого астероида. Эти силы создаются, в первую очередь, притяжением со стороны Солнца, а также Юпитера и остальных планет, и их относительный уровень задается коэффициентом k_r, лежащим в пределах от 0 до 1.

В последней строке приведен радиус малых возмущений, определяющий астероидоцентрическую область, в которой влияние внешних сил пренебрежимо мало (менее 0,3 %). В этой области следует выбирать конкретные орбиты искусственных спутников астероида.

В табл. 10.5 приведена такая характеристика, как диаметр астероида. Следует иметь в виду, что эта характеристика является условной. По сути дела, она представляет собой просто эквивалент абсолютной звездной величины астероида, вычисленный на основе предположений об отражающих свойствах его поверхности. В действительности малые астероиды могут иметь геометрическую форму, весьма далекую от шарообразной.

В качестве примера на рис. 10.15 приводится фотография малого астероида Итокава, полученная с борта КА Хаябуса японской космической миссии к данному астероиду. Предположительно астероид Итокава можно рассматривать как двойник астероида Апофис, хотя его размеры и масса существенно больше.

Таблица 10.5. Основные параметры Апофиса

^{Рис. 10.15. Облик КА Хаябуса (слева) и фотография малого астероида Итокава (справа), сделанная этим КА. На астероиде видна тень КА}

В табл. 10.6 приводятся расчетные характеристики движения КА на астероидоцентрических орбитах с различной высотой h, определенные для условной массы КА, равной  1000 кг. Этими характеристиками являются: гравитационное ускорение g_h на заданной астероидоентрической высоте h, первая космическая скорость V₁, период обращения КА P_h и его вес Q_h (т. е. сила притяжения КА к Апофису) на высоте h.

Величины сил, ускорений и скоростей весьма малы. Так, например, первая космическая скорость составляет всего лишь несколько сантиметров в секунду. Это обстоятельство накладывает свои ограничения на управление космическим аппаратом при выходе на его орбиту, т. е. система управления движением КА должна использовать управляющие воздействия на уровне долей сантиметра в секунду. Правда, это не является принципиальным препятствием, и технология управления движением космическими аппаратами, как показывает пример миссии Хаябуса, уже существует.

На рис. 10.16 (см. вклейку) показан возможный облик космического аппарата миссии разведки, доставляемого непосредственно в район астероида. Общая масса самого аппарата составляет 700–800 кг, а его запуск может осуществляться стандартным относительно недорогим носителем «Союз-2» с разгонным блоком «Фрегат» разработки НПО им. С. А. Лавочкина. Связь с КА предлагается вести в диапазоне X ( = 3 см), что позволяет при диаметре бортовой антенны порядка 1,5–2,0 м и мощности бортового передатчика 15 Вт вести дальнюю связь с наземными пунктами управления, имеющими антенны диаметрами 30 и 70 м.

Таблица 10.6. Параметры астероидоцентрического движения КА

На рис. 10.17 в качестве примера показана орбита перелета, оптимизированная для даты старта миссии 13.05.2012. Длительность перелета к астероиду составляет 330 сут.

После выхода на орбиту спутника астероида КА в течение трех месяцев проводит траекторные измерения и научные исследования астероида по особой программе. Во время исследований возможен дополнительный сброс малого посадочного модуля на поверхность астероида. Этот модуль обеспечит определение основных кинематических и структурных характеристик данного астероида.

^{Рис. 10.17. Схема перелета Земля — Апофис}

После завершения программы исследований КА останется работать на орбите в режиме радиомаяка, обеспечивая траекторные измерения в течение нескольких лет. Такое планирование работы КА позволяет повысить надежность работы аппаратуры КА миссии в целом. Выбранная дата старта обеспечивает резерв времени, достаточный для проведения дальнейших операций по противодействию астероидной угрозе в случае необходимости.

На всем перелете связь с КА миссии можно обеспечивать через наземные пункты космической связи России и Украины — Медвежьи Озера (Подмосковье), Уссурийск (Дальний Восток) и Евпатория (Крым). Условия старта обеспечивают радиовидимость КА для каждого из этих пунктов в течение не менее полусуток. После выхода КА на астероидоцентрическую орбиту эти же пункты связи будут обеспечивать сопровождение Апофиса и точное определение его траектории.

В заключение отметим, что КА, остающийся на астероидоцентрической орбите, дополнительно позволяет провести эксперименты по гравитационной буксировке астероида.