Астероидно-кометная опасность: вчера, сегодня, завтра
Шрифт:
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 ~ 3,6Rз. 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
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
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 так, 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.