в несколько миллионов километров. Это самый быстрый вариант, но для него требуется очень большое изменение скорости.
Второй вариант — запустить ракету сначала, наоборот, по сильно вытянутой траектории на большое расстояние, затем в дальней точке траектории избавиться от лишнего момента импульса при минимальной затрате топлива, и уже затем ракета может направиться к Солнцу. Это требует в десятки раз больше времени, но зато требуемое изменение скорости вдвое меньше, чем при прямом манёвре.
Если же в системе есть другие массивные планеты, то можно использовать их гравитационное поле для поворота вектора скорости вообще без затрат топлива, и, в принципе, после нескольких таких манёвров можно получить какую угодно траекторию, в том числе вообще покинуть данную систему. Совершение таких манёвров тоже требует довольно большого времени, но это всё же быстрее, чем второй вариант, и ещё более экономично по затратам топлива.
В системе Земля-Солнце для гравитационных манёвров чаще всего используют Юпитер, что позволяет произвольно изменить скорость за 1 манёвр без затрат топлива; иногда вначале, чтобы достичь Юпитера с меньшими затратами, используют также многократное прохождение в гравитационных полях Земли и Венеры. В общей сложности такие манёвры длятся от 5 до 10 лет, и требуют начальной скорости при старте с Земли от 14 до 16 км/с, вместо 33 км/с для прямого полёта к Солнцу.
В системе Юпитера есть 4 массивных спутника, 3 из которых к тому же находятся в резонансе, что позволяет, в принципе, произвольно изменять начальную траекторию в широких пределах без затрат топлива. Для этого может потребоваться несколько прохождений вблизи спутников, но, поскольку периоды их обращения невелики, от 1,77 до 16,7 суток, то длительность всего манёвра будет ненамного больше, порядка 10–30 суток.
Вариантов здесь много, но мне кажется, что в качестве основного лучше выбрать вариант с предварительным выводом запаса топлива (в виде большой массы льда) на сильно вытянутую траекторию, с большой полуосью 670 тысяч километров, и периодом обращения, равным или близким к периоду обращения Европы, т. е. примерно 3,5 суток. (назовём эту опорную траекторию "Базовая траектория с периодом 1:1", или "Европа-Б 1:1")
Минимальное удаление от центра Юпитера должно быть около 80 тысяч километров, т. е. минимальная высота, на которой атмосфера не создаёт помех движению. Максимальное удаление, соответственно, около 1,26 млн км, т. е. немного выше орбиты Ганимеда. (хотя возможны варианты выбора базовых траекторий с меньшим максимальным расстоянием, и меньшим периодом, находящимся в кратном отношении с периодом Европы, для регулярной повторной доставки топлива при одной и той же повторяющейся конфигурации планет для совершения манёвров).
Вначале груз с поверхности Европы выводится, возможно по частям, непосредственно на стартовую траекторию А, которая в нижней точке касается орбиты Европы, т. е. нижняя точка траектории находится на расстоянии 670 тыс км от Юпитера; а верхняя на расстоянии 1,3 миллиона километров от Юпитера, то есть начальная траектория пересекает орбиту Ганимеда и поднимается на 200–250 тысяч километров выше его орбиты, с большой полуосью 1 млн км, и периодом обращения 6,5 суток.
Для того, чтобы перейти на такую промежуточную траекторию с круговой орбиты Европы, требуется добавочная скорость всего 2,2 км/с; если стартовать с поверхности Европы, то требуется начальная скорость 3,0 км/с. И это все затраты топлива и энергии, которые потребуются.
Далее траектория раскачивается за счёт нескольких прохождений вблизи Ганимеда, Европы, а затем и Ио, и через 2–3 оборота превращается в сильно вытянутую траекторию Б, описанную выше, синхронную с временем оборота Европы; хотя, возможны и варианты с другим соотношением периодов оборотов, например 2:3, 3:5 или 3:4, что позволит иметь на такой траектории несколько (от 2 до 5–6) заправочных станций, на которые можно будет повторно доставлять топливо через определённые регулярные промежутки времени в 15–30 суток. Переход с траектории А на траекторию Б (или одну из упомянутых) за счёт серии гравитационных манёвров займёт 15–20 суток, и не потребует затрат топлива, за исключением небольших корректировок отклонений, в пределах нескольких метров в секунду.
При этом конфигурация расположения всех спутников (кроме Каллисто) будет повторяться каждые 7,16 суток, что позволит осуществлять одну и ту же оптимальную последовательность манёвров для доставки каждой новой партии топлива.
Поскольку начальная скорость, необходимая для старта с поверхности спутников и вывода на промежуточную траекторию, невелика (для Европы 2,97 км/с), то для запуска топлива гораздо выгоднее использовать не ракеты, а газовую катапульту. При этом отпадает необходимость возить, и затем возвращать назад, топливные баки и двигатель; весь груз на 100 % состоит из полезного вещества (льда), КПД разгонной системы может быть до 50 %, и пропускная способность такой системы доставки будет в 10–20 раз выше, при равных затратах на оборудование, чем у ракетной.
Равновесная температура в системе Юпитера составляет около 120 К (от 30 К на теневой стороне до 180 на солнечной), что позволяет короткое время (несколько часов) хранить водяной лёд вообще без оболочки. Для более длительного хранения можно использовать оболочку из тонкой металлизированной полимерной плёнки толщиной менее 1 мкм, предохраняющей лёд от нагревания и сублимации; масса такой плёнки может составлять 1 грамм на квадратный метр, что позволяет завернуть в плёнку весом 1 кг более 1000 тонн льда.
При большей жадности, можно использовать плёнку повторно, либо покрывать поверхность льда антисублимационным адгезионным слоем толщиной менее 1 нм из полимерной смолы, металла или графена, тогда в 1 кг защитного покрытия можно вместить несколько миллионов тонн…
Для приведения в действие газовой катапульты лучше использовать водород, который при температуре 3000-3500К даст скорость снаряда более 3 км/с; правда, водород придётся вначале добыть из воды; но его надо добыть только 1 раз. Я надеюсь, каждому должно быть понятно, что у цивилизованных людей пушка должна быть снабжена системой отсечки газов в момент выхода снаряда из ствола, так что потери газа в космос при каждом выстреле должны быть, во всяком случае, меньше 1 %. Потом горячий газ из ствола надо будет переместить в резервуары охлаждения, где он используется для нагрева воды или плавления льда, если есть такая необходимость, так что общий КПД всей планетарной энергетической и добывающей системы может достигать 100 %; после охлаждения до 200-300К, водород сжимается и снова подаётся в резервуары нагрева, для следующего выстрела. Сжижать водород в данном случае не целесообразно, так как это увеличит расход энергии и вес используемого оборудования.
Резервуар из стали или титана, на 1 кг своего веса, может вместить газ с объемной энергией 100 кДж, и энтальпией более 300 кДж. При массе ствола пушки 10 тонн, для выстрела может быть использована энергия более 1 ГДж, из которой 500
