🗊Презентация Проблема создания космического комплекса для исследования короны солнца

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.

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.

критерии выбора оптимального варианта космического комплекса для исследования ближайших окрестностей Солнца: критерии выбора оптимального варианта космического комплекса для исследования ближайших окрестностей Солнца:

Характерные траектории перелета в корону Солнца

Факторы, определяющие варианты траекторий и миссий (межпланетный перелет)

возможные схемы выведения

Факторы, определяющие варианты траекторий и миссий (выведение)

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 ).

Декомпозиция проблемы → «дерево» основных задач

«дерево» основных задач (продолжение)

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;

Некоторые результаты моделирования выведения mКАmax = f (V∞ ) Варианты ракетно-космического 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».

Конструкции некоторых КА для полета в корону Солнца

Конкурентоспособные варианты миссий для «разведывательных» исследований

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

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

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

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

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

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».

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

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

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

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

Специальный этап исследований