Проблема создания космического комплекса для исследования короны солнца

1. Проблема создания космического комплекса для исследования КОРОНЫ СОЛНЦА

• Солнце – единственная доступная
для прямых исследований звезда,
источник жизненной энергии на
Земле и, в то же время, источник
значительных возмущений
геосферы.
• В короне Солнца зарождается
солнечный ветер, формирующий
космическую погоду и существенно
влияющий на все земные процессы.

2. Научные задачи, решаемые при прямых (in-situ) исследованиях Солнца

исследование механизмов нагрева
солнечной короны;
изучение источников
формирования солнечного ветра;
исследование влияния
фотосферных и корональных
структур;
определение ускорений различных
ионных компонент;
исследование связи химического
состава Солнца, короны и
солнечного ветра;
влияние волнового давления на
ускорение плазмы;
определение источников
корональных возмущений;
изучение механизмов ускорения
частиц, в том числе, ударными
волнами;
унос углового момента Солнца
солнечным ветром;
тонкая структура поверхности
Солнца и его атмосферы;
природа активных процессов на
Солнце и их влияние на
межпланетную среду.

3.

критерии выбора оптимального варианта
космического комплекса для исследования
ближайших окрестностей Солнца:
• суммарная стоимость миссии, включая
затраты на разработку, производство,
испытания и эксплуатацию -J1;
• вероятность успешного выполнения миссии – J2;
• научная эффективность миссии – J3;
• продолжительность миссии, включая время на
разработку, производство, испытания и
эксплуатацию – J4.

4. Характерные траектории перелета в корону Солнца

2E+11
2 1011
y, м
y, м
Пассивный
участок
1E+11
Отлет от
Земли
Облет Солнца
0
Солнце
0E+0
Пассивный
участок
Отлет от
Земли
Орбита Земли
-2 1011
-1E+11
Активный
участок
2 1011
Активный
участок
Орбита Земли
x, м
-4 1011
-3 1011
-1 1011
1 1011
x, м
-2E+11
-2E+11
3 1011
-1E+11
0E+0
2E+11
1
1.5
y, м
1E+11
1
0.5
1
Облет Солнца
0
Отлет от
Земли
2, 3
1.5
0.5
1
0.5
0
0.5
1
1.5
6
Пассивный
участок
0.5
1.5
1
0.5
0
0.5
1
1.5
Старт
Орбита Земли
-2 1011
2
4, 5
1
3
1
4, 5
0.5
Старт
Активный
участок
-4 1011
-3 1011
1.5
1
x, м
2
-1 1011
1 1011
3 1011
1.5
Y, а.е.
4 1011
y, м
Облет
Юпитера
Облет Юпитера (1450 сут)
1144 сут
4 1011
Пассивный
участок
164 сут
П еригелий
С тарт
2 1011
Старт
О блет
Ю питера
Отлет от
Земли
Облет Солнца (2256 сут)
0
Солнце
822 сут
-2 1011
Орбита Земли
Активный
участок
X, а.е.
x, м
11
Фазирующий
маневр
09.09.01
Орбита Земли
Орбита Земли
Орбита Венеры
-4 10
-2 1011
0
2 1011
4 1011
6 1011
8 1011
1-е включение
ЭРД
Пассивные
участки
Орбита
Юпитера
Облет
Земли
Орбита Юпитера
Солнце
Солнце
Подлет к Юпитеру
23.05.04
Облет
Венеры
31.08.01
Подлет к
Юпитеру
06.06.07
6R
Облет
Юпитера
s
Старт
3-е включение
ЭРД
2-е включение ЭРД
Активный
гравиманевр
02.11.02
Пассивный
участок
Старт
07.09.00
Облеты Земли:
06.02.03, 06.02.06
Старт 12.03.01

5. Факторы, определяющие варианты траекторий и миссий (межпланетный перелет)

ВАРИАНТЫ МЕЖПЛАНЕТНОГО ПОЛЕТА
Полеты
с гравитационными маневрами
Прямые полеты
(допустимы несколько витков)
у планет
земной группы
у Юпитера
комбинированные
I-й уровень
II-й уровень
КА с ЭРДУ
КА с
химическими ДУ
КА с солнечными
батареями
К ВАРИАНТАМ ВЫВЕДЕНИЯ КА
КА с ядерной
энергоустановкой

6. возможные схемы выведения

7. Факторы, определяющие варианты траекторий и миссий (выведение)

От вариантов
межпланетного полета
ВАРИАНТЫ ОПЕРАЦИИ ВЫВЕДЕНИЯ
Тип и модификация ракеты-носителя
«Без довыведения»
«С довыведенем»
Состав, тип и модификация химических разгонных блоков
Одноимпульсная схема
Многоимпульсная схема
Тип, модификация и количество
электрореактивных двигателей
Солнечная
энергоустановка
Классы космических миссий
Ядерная
энергоустановка

8. Классификация

В качестве основных признаков классификации были приняты:
1) Наличие гравитационных маневров у планет. Конкретно были определены
следующие ярко выраженные направления:
прямые полеты к Солнцу (без гравитационных маневров);
полеты с гравитационными маневрами у планет земной группы;
полеты с гравитационным маневром у Юпитера, которые в свою
очередь делятся на:
–
прямые полеты к Юпитеру (без гравитационных маневров);
–
полеты к Юпитеру с гравитационных маневрами у планет земной
группы.
2) Применение электрореактивных двигателей (ЭРД) с различными типами
энергоустановок (с солнечными батареями, с ядерными
энергоустановками ).
3) Применение различных ракет-носителей в сочетании с различными
разгонными блоками для разных схем выведения (с разгонными
орбитами, с применением ЭРД ).

9. Декомпозиция проблемы → «дерево» основных задач

Постановка проблемы синтеза и многокритериальной
оптимизации траекторий и миссий в корону Солнца
Классификация возможных вариантов космических комплексов
Декомпозиция сложной многоуровневой проблемы
Анализ реальных возможностей
удовлетворения требований проведения
научных экспериментов
I
II
Формирование облика и оценка
основных характеристик Солнечного
зонда и его систем
Синтез возможных
вариантов миссий к
Солнцу путем
моделирования
различных вариантов
межпланетных
траекторий
Имитационное моделирование полного
управляемого движения Солнечного зонда.
Наведение Солнечного зонда в заданную область
короны Солнца с заданной точностью.
Разработка
системы
обеспечения
теплового
режима
Построение дискретных
областей достижимости по
результатам моделирования
траекторий в пространстве
критериев научной
эффективности миссий
Разработка
бортового
радио
комплекса
Разработка
бортового
комплекса
управления
Предварительный
отбор вариантов
траекторий по
векторному критерию
согласно принципу
Парето

10. «дерево» основных задач (продолжение)

Более точное моделирование и оптимизация сложных межпланетных траекторий, включающих
многократные гравиманевры и участки работы электрореактивных двигателей
III
Моделирование и оптимизация
траекторий выведения на различные
межпланетные траектории (различные
отлетные скорости)
Для различных схем выведения, включая
промежуточные орбиты
Для различных ракетно-космических комплексов,
включая разгон электрореактивными двигательными
установками
Формирование и оценка основных характеристик вариантов космических комплексов, реализующих
тот или иной вариант миссии, включая оценку критериев
IV
ранжирование вариантов миссий, представляющих различные классы, с учетом приоритетов
критериев
Выбор конкурентоспособных вариантов
космических комплексов по этапам
исследований
Разработка рекомендаций по формированию
программы прямых исследований Солнца

11. Требования к точности прохождения короны Солнца

Система управления Солнечным зондом должна
обеспечить:
точность ориентации и стабилизации:
• 20 угл. минут,
• 1угл.с/с
высокоточное наведение зонда в точку перигелия
конечной орбиты с отклонениями не более:
• по номинальному моменту пролета перигелия 1 час,
• по радиусу перигелия конечной орбиты
1 RСолнца,
• по наклонению конечной орбиты к плоскости эклиптики
1o,
• Угол Солнце - Солнечный зонд - Земля
1o;

12. Некоторые результаты моделирования выведения

mКАmax = f (V∞ )
Варианты ракетнокосмического комплекса:
1-«Союз-2» + авт.дв.уст.;
2-«Союз-ФГ» + авт.дв.уст.;
3-«Союз-2» + «Фрегат-М»;
4-«Союз-ФГ» + «Фрегат»;
5-«Днепр» + «ЛиФТ».

13. Конструкции некоторых КА для полета в корону Солнца

Телескопическая
ферма в сложенном
положении
Обтекатель
РН «Протон»
Радиатортеплообменник в
сложенном
положении
Разгонный
блок
«Фрегат»
а)

14. Конкурентоспособные варианты миссий для «разведывательных» исследований

№
вар.
Ракета-носитель,
разгонный блок
r
i
T
Масса
Солн.
зонда
22
«Союз-2», «Фрегат-М» (З+Ю)
10 RСолнца
90О
6.1 года
405 кг
23
«Союз-2», «Фрегат-М»
(В+В+В+Ю)
10 RСолнца
90О
7,9 лет
650 кг
25
«Союз-2», «Фрегат-М» +
ЭРДУ (З+Ю)
10 RСолнца
90О
5.8 лет
627 кг
17
«Союз-2», «Фрегат-М» +
ЭРДУ (СБ, S = 70 м2 )
10RСолнца
90О
5,7 лет
280 кг
12
«Союз-2», «Фрегат-М»
30 RСолнца
0О
2 года
480 кг
35.6 RСолнца
0О
4 года
400 кг
4 RСолнца
90О
3,7 года
915 кг
7
15
«Днепр», «Лифт»
(В+З+З+В+В)
«Протон-М», «Д», «Фрегат»

15. Вариант №22 характеризуется относительно простой схемой межпланетного перелета, включающей один активный гравитационный маневр

Вариант №22 характеризуется относительно простой схемой
межпланетного перелета, включающей один активный
гравитационный маневр у Земли и один пассивный гравитационный
маневр у Юпитера.

16. Вариант №23 имеет сложную схему межпланетного перелета, которая включает на пути к Юпитеру три гравитационных маневра у Венеры.

Вариант №23 имеет сложную схему межпланетного
перелета, которая включает на пути к Юпитеру три
гравитационных маневра у Венеры.

17. Вариант №25 использует кроме гравитационных маневров у планет оптимально управляемые электрореактивные двигатели.

Вариант №25 использует кроме
гравитационных маневров у планет оптимально
управляемые электрореактивные двигатели.

18. Вариант №17 использует только гравитационный маневр у Юпитера и оптимально управляемые электрореактивные двигатели.

Вариант №17 использует только
гравитационный маневр у Юпитера и оптимально
управляемые электрореактивные двигатели.
Y, а.е.
Облет Юпитера (1450 сут)
1144 сут
164 сут
Старт
Облет Солнца (2256 сут)
822 сут
X, а.е.

19. Вариант №12 включает гравитационные маневры только у планет земной группы. Это ускоряет перелет, но снижает значения других

Вариант №12 включает гравитационные маневры
только у планет земной группы. Это ускоряет перелет, но
снижает значения других критериев.

20. Вариант №7 базируется на схеме, включающей комбинацию гравитационных маневров у планет земной группы. Низкая отлетная скорость

Вариант №7 базируется на схеме, включающей
комбинацию гравитационных маневров у планет земной
группы. Низкая отлетная скорость от Земли позволяет
использовать конверсионный носитель «Днепр» и
разгонный блок «ЛиФТ».

21. Вариант №15 характеризуется простой схемой миссии к Солнцу с одним гравитационным маневром у Юпитера.

Вариант №15 характеризуется простой схемой миссии к
Солнцу с одним гравитационным маневром у Юпитера.

22.

23. Разведывательный этап исследований

РКК: РН «Союз-2» + РБ «Фрегат-М»:
Продолжительность миссии около 6 лет
масса Солнечного зонда около 400 кг
полярная орбита полярной орбите с перигелием от
4 RСолнца с перигелием от 4 RСолнца

24. Основной этап исследований I

РКК: РН «Зенит» + РБ «Фрегат»:
Продолжительность миссии около 6 лет
масса Солнечного зонда около 1570 кг
полярная орбита с перигелием от 4 RСолнца

25. Основной этап исследований II

РКК: РН «Днепр» + РБ «Лифт»:
Продолжительность миссии около 7,9 лет
масса Солнечного зонда около 280 кг
полярная орбита с перигелием от 4 RСолнца

26. Специальный этап исследований

РН «Протон-2» + РБ «Д» + «Фрегат»
Продолжит. миссии около 3,7 года
масса Солн. зонда около 900 кг кг
полярн. орбита с перигел. от 4 RСолнца