Как пролет Юпитера помог бы добраться до Солнца? Почему позже это было исключено?

Гравитационная поддержка на Юпитере могла бы использоваться для уменьшения орбитальной скорости Солнечного зонда (Плюс), понижая его перигелий, как хорошо объяснено в этом ответе .

^{Предоставлено : НАСА/JHUAPL.}

На самом деле, для такого экстремально низкого перигелия грави-ассистент Юпитера намного более экономичен, чем прямой перенос (примечание: Паркер использует несколько венерианских гравитационных ассистентов, чтобы сэкономить на топливном бюджете).

Помощь Юпитера требует только ~$9kms^{-1}$delta-v от топлива с дальнейшим ~$5.6kms^{-1}$от помощи Юпитера. По сравнению с прямой передачей, которая требует ~$21kms^{-1}$- см. математику ниже.

9 км/с вместо 21 — огромная разница, которая позволила бы использовать более массивный зонд. Из статьи 1966 года « Гравитационные траектории к целям Солнечной системы» :

Когда желательны миссии на расстояние менее 0,1 а.е., очевидно, что единственный доступный маршрут с существующими химическими двигательными установками - это пролет над Юпитером.

Parker Solar Probe, очевидно, обладает преимуществами более современных двигательных установок и будет использовать несколько вспомогательных аппаратов Венеры для выхода на свою окончательную орбиту, но для этого по- прежнему требуется один из самых высоких$C_3$в истории с одной из крупнейших ракет-носителей в истории.

В 2007 году траектория Юпитер-Помощь была в конечном итоге отменена по ряду причин, основными из которых были:

• Время: каждый оборот вокруг Солнца занимает около 6 лет, что дает всего две возможности для сбора данных. Кроме того, более высокая скорость перигелия сделает окна наблюдения еще меньше.
• Тепло: Зонд должен был выдерживать как высокие температуры в перигелии, так и длительные периоды низких температур в афелии. Эти требования повлекли бы массовые штрафы.
• Электроэнергия: Низкая интенсивность солнечного излучения на орбите Юпитера в значительной степени исключала бы использование солнечной энергии ( 9-метровые панели доступны не всем), что требовало внутреннего источника питания, что было нежелательным вариантом .
• Связь: большие расстояния потребовали бы большей антенны и, следовательно, большей массы. В ранней концепции дизайна в качестве решения фактически использовалась гибридная комбинация теплозащитного экрана и антенны.

Первоначальный проект миссии Solar Probe на самом деле имел окончательную орбиту с большим наклоном, а не вблизи плоскости эклиптики, как у Ulysses, но с гораздо более низким перигелием.

Математика

Мы можем использовать уравнение vis-viva с различными стадиями перехода Юпитера, чтобы рассчитать общий бюджет:

Наша начальная орбита — это просто орбита Земли с$a_{E} \approx r_{E} \approx 1.5\times10^{11}$м и орбитальная скорость ~$30kms^{-1}$(мы проигнорируем требования побега с Земли, так как они одинаковы для обоих вариантов).

Наша переходная орбита имеет афелий на орбите Юпитера и перигелий на орбите Земли, что дает нам$a_{EJ} \approx 4.65\times10^{11}m$и$r_{J} \approx 7.8\times10^{11}m$. Наша скорость в перигелии ~$39kms^{-1}$, уменьшаясь до ~$7.4kms^{-1}$в афелии. Вот здесь и проявляется наша экономия топлива — низкая скорость в афелии означает, что мы можем получить гораздо большее относительное изменение скорости при том же количестве топлива.

Наша последняя орбита с низким перигелием$a_{JS} \approx 3.87\times10^{11}m$и$r_{S} \approx 7\times10^{9}m$, что дает скорость в афелии ~$1.8kms^{-1}$.

Таким образом, наш общий расход составит:

• Земля к Юпитеру:$39 - 30 = 9kms^{-1}$
• Юпитер к Солнцу:$7.4 - 1.8 = 5.6kms^{-1}$
• Итого: ~$14.6kms^{-1}$

Вариант прямого перевода:

• Земля к Солнцу:$30 - 8.9 = 21.1kms^{-1}$

Концепции полета к Юпитеру были ядерными. Им сказали придумать неядерный вариант.