13
конкретной планетоцентрической скорости входа в сфе-
ру действия можно указать радиус такой «оптималь-
ной» круговой орбиты, переход на которую требует ми-
нимального тормозного импульса (этот импульс, как
можно доказать, равен местной круговой скорости). При
перелете, например, к Юпитеру по гомановской траек-
тории радиус оптимальной орбиты равен 115 средним
радиусам Юпитера, или 8 млн. км. Переход на нее тре-
бует тормозного импульса 4 км/сек, в то время как пе-
J9
реход при тех же условиях на орбиту, пролегающую
вблизи верхней кромки атмосферы, — 18 км/сек. Вы-
игрыш очень велик, но польза от спутника, удаленного
от Юпитера на расстояние более чем в 20 раз превы-
шающее расстояние Луны от Земли, разумеется, неве-
лика На практике будут поэтому использоваться силь-
но вытянутые эллиптические орбиты.
Переход на эллиптическую орбиту может быть так-
же осуществлен с помощью атмосферы планеты (аэро-
динамическое торможение). Ее сопротивление заменит
центре орбиты 2.
реактивный тормозной импульс. Однако при этом пери-
центр орбиты (ближайшая к планете точка) окажется
внутри атмосферы (рис. 3). Чтобы его вывести из ат-
мосферы, понадобится разгонный импульс в наиболее
удаленной точке—апоцентре.
Возможен также несколько иной вариант использо-
вания аэродинамического торможения. Космический ап-
парат, обладающий аэродинамическим качеством, ри-
кошетирует в атмосфере и получает горизонтальный раз-
гонный импульс на максимальной высоте рикошетиро-
2
Рис. 3. Использование ат-
мосферы планеты для запу-
ска спутника: / — гипер-
болическая траектория под-
хода; 2 — орбита после
прохода атмосферы; 3 — ор-
бита после сообщения раз-
гонного импульса в апо-
Рис. 4. Использование рикошети-
рования от атмосферы для запу-
ска спутника: / — гиперболиче-
ская траектория подхода; 2 —
траектория рикошетирования; 3 —
орбита спутника после сообщения
разгонного импульса на макси-
мальной высоте рикошетирования
20
вания, доводящий его скорость до, допустим, местной
круговой (рис. 4). Маневр рикошетирования должен
обеспечить минимальную величину импульса.
Торможение с аэродинамическим качеством позво-
ляет также произвести боковой маневр для выведения
спутника на орбиту, лежащую в иной плоскости, не-
жели траектория подхода.
К сожалению, часть сэкономленной с помощью ат-
мосферы энергии будет теряться из-за лишней затраты
топлива на предыдущих этапах полета, так как аппарат,
входящий в атмоферу, должен быть снабжен теплоза-
щитным покрытием, т. е. иметь увеличенную мао:у. На-
конец, описанные маневры требуют точного входа в уз-
кий атмосферный коридор, что нелегко сделать.