Для астероидов, отклоняющихся на длительный срок (в десятилетнем масштабе), современные технологии продемонстрировали способность перехватывать объекты во внутренней Солнечной системе (например, спутники Ceres или Deep Impact). Однако на самом деле мы еще не пытались отклонить астероиды ни с помощью каких технологий, и не сравнивали подобные эксперименты с симуляциями. Но кометы представляют собой более сложную проблему. Как правило, они крупные (цивилизационно-окончательные, размером 1-10 км), прибывают под любым углом (из плоскости эклиптики), имеют высокую орбитальную скорость ко времени приближения к Земле и будут обеспечивать лишь короткое время предупреждения, ~1 год, если мы посмотрим.
Учитывая вышеизложенное, можно с уверенностью утверждать, что для выполнения миссии по перехвату кометы потребуется примерно такая же скорость космических аппаратов, как и скорость кометы, чтобы вовремя достичь ее и попытаться отклониться от курса . Долгосрочная скорость кометы, приближающейся к Солнцу, находится на уровне порядка скорости выхода Солнечной системы (42,1 км/с). Зная, что орбитальная скорость Земли составляет 30 км/с и что околоземные орбиты на одной астрономической единице (1 АУ = 149 000 000 км) от Солнца, можно быстро предположить, что на этой схеме перехватчику потребуется преодолеть расстояние порядка 3-5 АС за время, меньшее времени удара. Рассмотрим 12-месячный случай предупреждения, и комета обнаружила 10 АС вне Солнца (на расстоянии Сатурна). Предположим, мы должны перехватить около половины оставшегося до столкновения кометы с Землей времени. Необходимое значение ∆V составляет ~5 AU/6 месяцев = 53 км/с. Самой быстрой ракетой, которую мы когда-либо запускали с Земли, был космический аппарат Новые горизонты на пути к Плутону (с полезной нагрузкой 465 кг при 16,2 км/с и весом 570 000 кг при запуске), которому потребовалось всего 9 часов для прохождения орбиты Луны после запуска с Земли с помощью ракет Атлас V511 Цента. В то время как космические зонды Пионер, Вояджер и Новые горизонты достигли скорости выхода Солнечной системы, для повышения скорости космических аппаратов были использованы несколько планетарных полетов, что требует надлежащего выравнивания планет (занимает много времени и редко происходит выравнивание) и размещения космических аппаратов в очень ограниченном диапазоне траекторий. На химические ракеты и гравитационные средства помощи нельзя рассчитывать при выполнении предлагаемой нами длительной миссии по перехвату комет.
Индуцированный прогиб кометы должен иметь достаточный эффект, промах Земли на расстоянии Rm, который может быть предсказуем (за пределами неопределенности орбитальных элементов) за несколько месяцев. Например, расстояние от Земли до Луны представляет собой промах в 400 000 км, в то время как Земля проходит расстояние на своей орбите, равное диаметру Земли за 7 минут. При изменении скорости кометы на 10 м/с оставшееся время (180 дней = 1,5 × 107 с) приводит к пробегу на расстояние ~150 000 км, игнорируя влияние скорости закрытия самой Земли.
Определив расстояние, на котором комета обнаруживается и характеризуется как угроза Земле, и прогиб, необходимый для промаха Земли, мы можем определить необходимую скорость и время выхода, и тем самым назначить необходимую удельную мощность для выполнения задачи перехвата. Мы определяем τ как время, необходимое для достижения необходимого прироста скорости ΔV для постулируемого задания. Фактически τ может длиться столько же, сколько и продолжительность миссии. Естественно, чем короче длительность тяги, тем больше удельная мощность α [в ваттах/кг, включая любые коэффициенты преобразования], требуемая для достижения необходимой ΔV . Исходную массу космического аппарата мы берем за M0, так что M0 = Mp + Mp + Ms + ML, топливо, источник питания и массу полезной нагрузки соответственно. Через уравнение ракеты, массовая доля полезной нагрузки, ML/Mo становится,
ML/Mo=exp(-ΔV/ve)-Ms/Mo)
(1)
С Ms = P/α = m˙v2 e/ 2 α для массового расхода топлива
m=Mo[1xp(-ΔV/ve)]/τ
(2)
исходя из длительности выработанного топлива τ
Итак,
ML/Mo=exp(-ΔV/ve)-(v2e/2ατ)[1xp(-ΔV/ve)]].
(3)
Это нелинейное уравнение для ML/Mo в терминах ve и ΔV построено в работе Штулингера, Ion Propulsion for Space Flight, и обеспечивает изменение скорости выхлопа и скорости в терминах ατ. Кроме того, для начала мы постулируем, что массовая доля полезной нагрузки (для ядерного взрывчатого вещества и системы слежения) практически ничтожна по сравнению с массой транспортного средства. Затем, опять же, от Штулингера, в этом пределе незначительной полезной нагрузки необходимая скорость вытяжки V и приращение скорости ΔV в 0,5 и 0,81 раз больше характерной скорости 2ατ---√ , где снова α - удельная мощность (Вт/кг) и τ - время (с), необходимое для достижения необходимой ΔV. Это свидетельствует о том, что для выполнения краткосрочной миссии нам срочно необходимо обладать высокой удельной мощностью. На самом деле, нужна конечная полезная масса полезной нагрузки. Мы полагаем, например, что 50-тонная полезная нагрузка (ядерное взрывчатое вещество, уменьшенная защита, слежение за терминалом, окончательная маневренность) может быть целесообразной, поскольку для полета в один конец наша (беспилотная) полезная масса может быть значительно меньше, чем для полета в Юпитер ранее предполагавшегося пилотируемого полета Discovery II.
При требуемом ΔV свыше 100 км/с, как было указано выше, скорость выхлопа составит 61 км/с или конкретный импульс около 6300 с. Для 180-дневного полета на Сатурн (расстояние) нам потребуется удельная мощность 500 Вт/кг, чтобы обеспечить незначительную полезную грузоподъемность...и более для конечной части полезной нагрузки...и для конечной. Даже эта комбинация выходит далеко за пределы диапазона действия атомных ракет с тепловым излучением деления (ЯТ), не говоря уже о ядерных электрических (ЯЭП) двигателях.
Наконец, есть еще одно потенциальное решение для перехвата кометы. В конце 1950-х годов Тедом Тейлором и Фриманом Дайсоном в работе DARPA Проект Орион было предложено создать космический корабль, приводимый в движение множеством импульсных ядерных обозначений (с уникальными достоинствами и пороками), обладающий специфическим импульсом более 6000 с и высокой удельной мощностью. Накопление запасов и запуск тысяч ядерных взрывчатых веществ в течение неопределенного периода времени, разумеется, сопряжены со многими другими проблемами. Он был повторно рассмотрен в более позднем исследовании проекта Дедал с 1973 по 1978 год Британским межпланетным обществом.
