Да, но на самом деле нет.

Преамбула:

Я построил небольшую 2D-симуляцию траектории (2D, потому что галилеевские спутники более или менее компланарны ), чтобы проверить траектории (юпитер + гравитация галилеевых спутников, RK4 , временной шаг 10 с). Мое первоначальное намерение состояло в том, чтобы выполнить исчерпывающий поиск по 4 измерениям начальных условий, но это было непомерно дорого (в вычислительном отношении) при достаточном разрешении. К счастью, я наткнулся на несколько репрезентативных случаев (наборов начальных условий), которые помогают ответить на вопрос.

Техничность: Параболика + 1

Вполне допустимая интерпретация «от межпланетного входа» — это что-либо с$V_{\infty}>0$, или «параболическая +1» бесконечно малая единица скорости. В этой интерпретации не так уж сложно найти траекторию, охватывающую Юпитер ($V_{\infty} < 0$), вот один с облетом Каллисто ($1.14$ $R_{Callisto}$близкий подход):

(Юпитер в масштабе, луны ужасно не в масштабе; они крошечные!)

Хотя$V_{\infty} < 0$указывает на эллиптическую орбиту в сценарии кеплеровской орбиты, достаточно большие орбиты (в реальном мире с n телами) затеняют область применимости кеплеровского приближения. В этом примере захваченная орбита огромна, значительно больше, чем орбита кометы Шумейкера-Леви 9 :

• Большая полуось: ~ 600$R_{Jupiter}$или ~0,28 а.е. (!)
• Эксцентриситет: 0,9904
• Апоцентр: ~1200$R_{Jupiter}$или ~0,55 а.е. (!)
• Период: ~13 лет ( больше юпитерианского года !)

Реальность: интересные вещи (как правило) происходят с Земли

Для прямой межпланетной траектории от Земли к Юпитеру прибытие Юпитера$V_{\infty}$конечно будет выше 0. Заимствуя из работы над моим ответом на Орбитальную механику и Запуски на Солнце , минимальное прибытие Юпитера$V_{\infty}$(для запуска 21 октября - 22 октября) было 5,73 км/с (вероятно, есть более творческие траектории, которые могли бы снизить это значение, но оно, по крайней мере, репрезентативно, Редактировать: используя данные HORIZONS Juno 's $V_{\infty}$составлял 5,3 км/с, а у Галилея — 5,6 км/с).

На этой траектории используются облеты Ганимеда и Каллисто (очень близко;$1.04$ $R_{Ganymede}$и$1.13$ $R_{Callisto}$соответственно!) но не может захватить:

Также обратите внимание, что изменение в$V_{\infty}$значительно меньше, чем в приведенном выше случае «параболический +1», несмотря на пролет гораздо более массивных Ганимеда и Каллисто:

Это представляет собой своего рода обратную Оберту тиранию гравитации, которая помогает там, где меняется только направление ($V_{\infty,start}=V_{\infty,end}$в лунной системе), а изменение направления обратно пропорционально$V_{\infty}$, более быстрый пролет имеет меньший эффект.

Вот почему Каллисто видит здесь такое выдающееся положение, потому что это а) вторая по массивности галилеева луна (после Ганимеда) и б) самая дальняя галилеева луна от Юпитера. Это означает, что$V_{\infty}$, в глазах Каллисто, является самой низкой из галилеевых лун для данной межпланетной траектории прибытия.

Изменить: в ответ на комментарий:

«Прямое проградное столкновение» с Калисто должно затем уменьшить скорость относительно Юпитера, а не добавить, и наоборот для прямого ретроградного столкновения.

Вот (примерно) проградусная встреча с Каллисто ($1.41$ $R_{Callisto}$):

что определенно добавляет относительную (инерциальную в этой системе координат) скорость Юпитера. Показано иначе:

где красная точка — начальная точка траектории.

И за ретроградную встречу($1.01$ $R_{Callisto}$):

Хотя это показывает увеличение скорости, это артефакт используемого численного интегрирования, который не реализован на приведенных ниже графиках:

Редактировать: перечитывая вопрос, это не ответ, который ищет решения, связанные только с гравитацией, в то время как это касается только регулировки орбиты аэродинамического торможения.

Исследование здесь (резюме приведено в разделе 6.4) показало, что для примера профиля миссии, хотя существенная экономия массы / стоимости была бы возможной, потребовалось бы несколько лет формирования орбиты, чтобы сдвинуть орбиту внутрь, радиационная среда невероятно враждебная (и применение в течение этого многолетнего период) в частности, Юнона оставалась вне области пикового излучения из-за проблем с излучением, используя полярную орбиту, и все еще требовала тщательного проектирования, чтобы выжить. Если предположить, что целью аэродинамического торможения является достижение лун, проходящих через области пикового излучения, становится необходимым.

Самая большая проблема заключается в том, что, хотя давление газа на предлагаемой высоте перевала очень низкое, очень высокая скорость создает температуру около 39 000 кельвинов. Низкое давление означает, что эта температура не обязательно расплавит большую часть корабля за один проход, но будет воздействовать на любые открытые компоненты с малой массой, такие как антенна или тепловое покрытие из фольги, что требует более сложной конструкции и учета эрозии.

Переход на более высокую высоту прохода снижает давление/тепловую нагрузку, но мало влияет на скорость, поэтому все еще проблематичен и значительно увеличивает количество необходимых проходов, от нескольких лет до десятилетий, чтобы достичь конечной орбиты.

Это, как правило, предполагает, что аэродинамическое торможение на Юпитере автоматически не является более эффективным выбором, чем ракетный двигатель и топливо, если только по другим причинам корабль не защищен от радиации и физически устойчив.