27
лета с Земли оказалась небольшой, а между тем она
позволяет космическому аппарату через 3 месяца пос-
ле старта удалиться от Земли на максимальное рас-
стояние— 26 млн. км. Заметим, что такая орбита, на-
ходящаяся вблизи орбиты Земли (хотя и за пределами
сферы действия Земли), должна подвергаться заметно-
му возмущающему влиянию нашей планеты.
Дополнительного отклонения от плоскости эклиптики
в описываемом случае можно достичь, если поставить
па борту космического аппарата солнечную электрора-
кетную двигательную установку (СЭРДУ). Исследова-
ния в этом направлении были опубликованы в США в
1971 г.
Разумеется, легко было бы совершить выход из пло-
скости эклиптики посредством «перехода через беско-
нечность». Небольшую скорость в далеком афелии лег-
ко повернуть на 90° с помощью слабого ракетного им-
пульса. Например, при афелии на расстоянии 40 а. е.
от Солнца (среднее расстояние Плутона) достаточно
сообщить аппарату скорость 1,4 юм/сек у чтобы его го-
мановская орбита повернулась, не изменяясь, на 90°
вокруг линии Солнце—афелий. При этом максимальное
удаление от плоскости эклиптики составит 6,32 а. е.=
= 945-10 6 км и будет находиться примерно над орби-
той Урана. Суммарная характеристическая скорость
равна 17,7 км/сек (приведена к поверхности Земли, по-
тери не учитываются). Но... 45 лет полета до афелия
и еще половина этого срока — до достижения макси-
мального удаления от плоскости эклиптики!
Но обратимся за помощью к Юпитеру.
40
В обзорном докладе Ст. Росса на симпозиуме Аме-
риканского астронавтического общества в 1965 г. ука-
зывалось, что при движении по траектории, близкой к
гомановской, при должном входе в сферу действия Юпи-
тера плоскость движения после выхода из сферы дей-
ствия может быть отклонена от плоскости эклиптики на
угол немногим более 23°. Можно, однако, добиться по-
ворота на угол 90°, но для этого требуется большая
скорость отлета с Земли.
Задача выхода из сферы действия Юпитера в пло-
скости, перпендикулярной эклиптике, и последующего
пролета на заданном расстоянии от Солнца была по-
дробно рассмотрена советскими учеными Н. Г. Хавен-
соном и П. Е. Эльясбергом в работе, опубликованной
в 1972 г. Чем теснее при этом сближение с Солнцем,
тем меньше удается удалиться от плоскости эклиптики,
но и тем меньше необходимая скорость отлета. Так, в
сезон 1975 г. при заданном перигелийном расстоянии
0,05 а. е. максимальное удаление от эклиптики в север-
ном направлении составляет 0,45 а. е. и требует гео*
центрической скорости выхода из сферы действия Земли
11,06 км!сек, в южном — 0,54 а. е. и 11,09 км/сек. Соот-
ветствующие данные для перигелийного расстояния
0,2 а. е.: 0,95 а. е. и 11,16 км/сек\ 1,03 а. е. и
11,22 км/сек. Указанные скорости примерно соответст-
вуют минимальной скорости достижения Урана. Маневр
обеспечивается пролетом на расстоянии 460-fol0 тыс.
км от центра Юпитера. Сближение с Солнцем проис-
ходит через 3,2 -г3,3 года после старта. Оптимальная
дата старта в 1975 г. — 27 июня.
В уже упомянутом докладе Ст. Росса утверждалось,
что вместо того чтобы поворачивать плоскость полета
на 90°, пролетая затем «над» или «под» Солнцем, лучше
стремиться максимизировать перпендикулярную плоско-
сти эклиптики гелиоцентрическую составляющую скоро-
сти выхода из сферы действия Юпитера. Это позволяет