СПОСОБ УВЕЛИЧЕНИЯ ОРБИТЫ ЗЕМЛИ В СОЛНЕЧНОЙ СИСТЕМЕ Российский патент 2014 года по МПК B64G99/00 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для увеличения орбиты Земли в Солнечной системе.

Согласно современным представлениям об эволюции Солнечной системы в будущем самые большие изменения в Солнечной системе будут связаны с изменением состояния Солнца вследствие его старения. По мере сжигания запасов водородного топлива оно будет становиться все горячее, и, как следствие, будет расходовать остатки водорода все быстрее. В результате этого Солнце будет увеличивать светимость на 10% каждые 1,1 миллиардов лет, что приведет к интенсивному разогреву Земли. Существование жизни на земной поверхности станет невозможным. Это произойдет примерно через 5,7 миллиардов лет. В этой фазе радиус Солнца составит 1,2 а.е., а атмосфера, например, Марса достигнет условий, схожих с Земными, и таким образом Марс вполне может стать потенциальным убежищем для жизни в будущем. Земля на современной орбите будет поглощена Солнцем вследствие приливных взаимодействий с его внешней оболочкой.

Поэтому в настоящее время космическими агентствами некоторых стран уже рассматриваются различные астроинженерные проекты по переселению населения Земли, например, на Марс или спутники Юпитера или Сатурна в этот период [Hickman, John The Political Economy of Very Large Space Projects, journal of evolution and technology (1999)].

К недостаткам этих проектов можно отнести то, что при этом человечество потеряет всю инфраструктуру, созданную тысячелетиями на Земле. Новая среда обитания в других местах, возможно, не будет в полной мере удовлетворять требованиям для проживания людей, поэтому потребуются дополнительные большие трудозатраты.

Этих недостатков лишены проекты по увеличению современной орбиты Земли.

За прототип принят способ Грегори Лафлиниза (Greg Laughlin) обсерватории университета Калифорнии (UCO), его соратника по университету Дон Корыцански (Don Korycansky) и Фред Адаме (Fred Adams) из университета Мичигана, состоящий в том, что смещение орбиты Земли производят путем изменения известным образом орбит крупных объектов из пояса астероидов или пояса Койпера так, что они проходят вблизи Земли. В момент прохода они вызывают гравитационный импульс, вектор которого совпадает с направлением скорости центра масс Земли вокруг Солнца. Потребуется много таких сближений, чтобы увеличить радиус Земной орбиты. По предварительным расчетам достаточно, чтобы на протяжении ближайших 5 миллиардов лет крупный объект около 100 км в диаметре один раз в 6000 лет сообщал гравитационный толчок Земле, чтобы она увеличивала радиус своей орбиты так, чтобы компенсировать увеличение яркости Солнца [Газета «Труд» от 28 июня 2001 г., статья 116 «Кометный тормоз Земли»].

Однако в этом методе присутствую свои недостатки, а именно:

- так как Луна гравитационно связана с Землей в единую систему, то, при сообщении Земле дополнительного импульса от прохода вблизи нее крупного объекта, импульс частично будет передаваться и Луне так, что они совместно будут увеличивать радиус орбиты вокруг Солнца;

- для того чтобы сообщить системе Земля-Луна максимальный гравитационный толчок необходимо, чтобы объекты очень близко проходили возле Земли. Так как у Земли есть атмосфера, то прицельное расстояние для максимального импульса должно составлять порядка суммы радиуса Земли и высоты атмосферы.

В процессе наведения объекта могут происходить ошибки, последствия от которых в случае столкновения с Землей грозят гибелью всех нашей цивилизации.

Технический результат изобретения состоит в увеличении безопасности способа.

Сущность предлагаемого гравитационного способа увеличения орбиты Земли в Солнечной системе заключается в том, что смещение орбиты Земли производят путем изменения известным образом орбит крупных объектов из пояса астероидов или пояса Койпера так, что они проходят вблизи Луны и прикладывают к ней гравитационные импульсы. Для сообщения системе Земля-Луна ускоряющего импульса необходимо, чтобы направление гравитационного импульса, действующего на Луну от прохода наводимого объекта, было направлено на центр масс системы Земля - Луна в момент взаимодействия.

Чтобы максимально исключить потери преобразования энергии гравитационного импульса от прохода наводимого объекта в энергию вращения Луны относительно Земли, момент гравитационного взаимодействия выбирают так, что центр масс Луны находится на одной прямой с вектором скорости центра масс системы Земля - Луна.

Достигают этого путем выбора угола между векторами скорости центра масс системы Земля - Луна и объекта, прицельного расстояния и входящей скорость объекта так, чтобы вектор гравитационного импульса, приложенный к центру масс Луны, лежал на прямой, соединяющей центры масс Земли и Луны, и коллинеарен вектору скорости центра масс системы Земля - Луна вокруг Солнца.

В предлагаемом способе, в том случае, если произойдет недопустимая ошибка и объект столкнется с Луной, последствия ее для Земли будут не столь опасными. Кроме того, прицельное расстояние, на которое наводится объект, составляет порядка размера радиуса того небесного тела, вблизи которого совершают гравитационный маневр. Средний радиус Земли равен 6371 км. Среднее расстояние между центрами Земли и Луны - 384467 км. Следовательно, при таком соотношении расстояний в предлагаемом способе при одной и той же точности наведения объекта, безопасность будет выше.

Пример реализации предлагаемого способа иллюстрируется рисунком, где Земля 1, которая двигается вокруг Солнца по круговой орбите 2 со средней скоростью V_З. Луна 3 двигается вокруг Земли по круговой орбите 4 со средней скоростью V_Л-З.

Наводимый объект 5 - астероид из группы Аполлоны и Амуры, или объекты из пояса Койпера и т.п. Параметры его первоначальной орбиты изменяются известными способами (изменение одной из осей орбиты, угла наклона и т.п. с помощью, например, гравитационныго трактора) до пересечения с орбитой Земли в расчетный момент времени Т_вз так, что в этот момент центр масс Луны (Ц.М.Л.) находится на прямой, совпадающей с вектором скорости центра масс (Ц.М.) системы Земля - Луна вокруг Солнца. В приводимом примере наводимый объект 5 пересекает орбиту Земли 2 с внешней стороны. В этом случае Луна 3 находится в точке 1, которая является точкой пересечения орбиты Луны 3 и линии, совпадающей с вектором скорости центра масс (Ц.М.) системы Земля - Луна вокруг Солнца V_З со стороны, противоположной движению его вокруг Солнца. При этом вектор входящей скорости V_ВХ должен образовывать с вектором скорости V_З входящий угол

$$\beta =90-arctg(\frac{G*M_{Л}}{d*V_{ВХ}^2})$$ ,

где G - гравитационная постоянная (G=6,67384(80)·10^-11 м³·с^-2кг^-1), М_Л - масса Луны (М_Л=7,3477·10²² кг), d - прицельное расстояние.

При таком входящем угле в момент времени Твз изменение скорости Луны ΔV_Л от гравитационного взаимодействия с наводимым объектом будет направлено на центр масс системы Земля - Луна, который находиться на прямой, соединяющей центры масс Луны и Земли.

Точка 2 является второй точкой пересечения орбиты Луны 3 и прямой, совпадающей с вектором скорости центра масс (Ц.М.) системы Земля - Луна. При этом наводимый объект 5 должен пересекать орбиту Земли 2 с внутренней стороны.

После гравитационного взаимодействия с Луной 3 наводимый объект 5 покинет ее со скоростью V_ВЫХ. Вектор изменения импульса наводимого объекта 5

$$\overline{{\rho }_{ОБ}}=M_{ОБ}*(\overline{V_{ВХ}}-\overline{V_{ВЫХ}})$$ ,

где M_ОБ - масса наводимого объекта, противоположен по направлению и численно равен вектору импульса, сообщенного им системе Земля - Луна. Так как вектор изменения импульса системы Земля - Луна коллинеарен с вектором скорости центра масс системы Земля - Луна, то в результате увеличится средний радиус орбиты Земли.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано в будущем для перемещения населения Земли в более удаленное от Солнца место. Увеличение среднего радиуса орбиты Земли производят путем организации последовательности гравитационных маневров у Луны крупных объектов из пояса астероидов или пояса Койпера. В результате к Луне, а значит и ко всей системе Земля - Луна прикладываются гравитационные импульсы, изменяющие орбиту Земли вокруг Солнца. Эпоху гравитационного взаимодействия выбирают так, чтобы в это время центр масс Луны находился вблизи направления скорости центра масс системы Земля - Луна. Прочие параметры маневра, в частности прицельное расстояние и скорость входа объекта в сферу действия Луны, выбирают так, чтобы вектор гравитационного импульса, приложенный к Луне, был коллинеарен вектору скорости движения центра масс системы Земля - Луна вокруг Солнца. Проведение гравитационных облетов Луны поочередно спереди и сзади от Земли (по ходу ее движения) позволит сохранить в среднем орбиту Луны вокруг Земли. Техническим результатом изобретения является повышение безопасности для Земли операций по увеличению ее орбиты вокруг Солнца. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ увеличения орбиты Земли в Солнечной системе, состоящий в том, что увеличение орбиты Земли производят путем изменения известным образом орбит крупных объектов из пояса астероидов или пояса Койпера так, что эти объекты проходят вблизи системы Земля - Луна, причем в момент прохода к системе Земля - Луна от них прикладывается гравитационный импульс, вектор которого совпадает с направлением скорости центра масс Земли вокруг Солнца, отличающийся тем, что указанные объекты наводят так, что они проходят вблизи Луны.

2. Способ увеличения орбиты Земли в Солнечной системе по п.1, отличающийся тем, что момент гравитационного взаимодействия выбирают так, что центр масс Луны находится на одной прямой с вектором скорости центра масс системы Земля - Луна, а угол между векторами скорости центра масс системы Земля - Луна и проходящего объекта, прицельное расстояние и входящую скорость объекта выбирают так, что вектор гравитационного импульса, приложенный к центру масс Луны, лежит на прямой, соединяющей центры масс Земли и Луны, и коллинеарен вектору скорости центра масс системы Земля - Луна относительно Солнца.