2020-05-11
108
Тема 6
Анализ альтернатив миссии и формирование программы прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства.
В соответствии с методом двухуровневой многокритериальной оптимизации вариантов космической миссии проводится их ранжирование по различным классам миссий к Солнцу, а затем из отобранных вариантов составляются рекомендации (по критериям систем более высокого уровня) наилучших вариантов миссии для трёх этапов исследований ближайшего околосолнечного пространства. В завершение темы предлагаются варианты оптимальной программы прямых исследований Солнца.
Ранжирование вариантов из различных классов миссии в ближайшие окрестности Солнца.
После решения задач формирования и оптимизации вариантов миссий (по классам) следующим этапам решения проблемы многокритериальной оптимизации космической миссии к Солнцу является ранжирование вариантов миссий.
Как уже отмечалось, для оценки качества миссий в ближайшие окрестности Солнца предложено четыре критерия, отражающих различные аспекты космических исследований:
- суммарная стоимость миссии, включая затраты на разработку, производство, испытания и эксплуатацию;
- надежность выполнения миссии;
- научная эффективность миссии;
- продолжительность осуществления миссии, включая время на разработку, производство, испытания и эксплуатацию.
С учетом современного опыта научных космических исследований предлагается для повышения эффективности прямых исследований ближайших окрестностей Солнца проводить в три этапа:
этап I – разведывательные (предварительные) исследования;
этап II – регулярные (основные) исследования;
этап III – специальные (углубленные) исследования.
Каждому этапу исследований должны соответствовать свои приоритеты указанных выше критериев, поэтому ранжирование вариантов миссий к Солнцу, полученных в рамках различных классов миссий, необходимо проводить трижды с соответствующими приоритетами критериев.
Для проведения трехразовой процедуры ранжирования по указанным критериям предлагается применить линейную «свертку» их нормированных показателей с «весовыми» коэффициентами, определяющими приоритеты критериев. Чтобы максимально исключить субъективизм при назначении конкретных значений «весовых» коэффициентов, предлагается назначить лишь верхние и нижние их значения, которые, кроме сохранения приоритетности критериев, должны удовлетворять требованиям нормировки их линейной комбинации:
| 4 J Σmax = Σ ci max · Ji, Σ ci max = 1; i = 1 | (6.1) |
| 4 J Σmin = Σ ci min · Ji, Σ ci min = 1, i = 1 |
где ci max, ci min - максимальные и минимальные значения «весовых» коэффициентов, которые должны соответствовать приоритетам критериев на разных этапах исследований.
Пусть J 1 - нормированный показатель суммарной стоимости миссии; J 2- нормированный показатель надежности выполнения миссии; J 3 - нормированный показатель научной эффективности миссии; J 4 - нормированный показатель продолжительности миссии. Тогда согласно приоритетам критериев на всех этапах исследований и методике расчета коэффициентов ci max, ci min их конкретные значения будут следующими.
I. На разведывательном этапе исследований:
| c1 > c2 > c3 > c4, | (6.2) |
коэффициенты ci max, ci min будут иметь значения
| с1max = 0.5, с2max = 0.333, с3max = 0.167, с4max = 0.0; с1min = 0.25, с2min = 0.25, с3min = 0.25, с4min = 0.25. | (6.3) |
II. На основном этапе исследований:
| c1 > c3 > c2 > c4, | (6.4) |
коэффициенты ci max, ci min будут иметь значения
| с1max = 0.5, с2max = 0.167, с3max = 0.333, с4max = 0.0; с1min = 0.25, с2min = 0.25, с3min = 0.25, с4min = 0.25. | (6.5) |
III. На специальном этапе исследований с учетом приоритетов:
| c3 > c2 > c1 > c4, | (6.6) |
коэффициенты ci max, ci min будут иметь значения
| с1max = 0.167, с2max = 0.333, с3max = 0.5, с4max = 0.0; с1min = 0.25, с2min = 0.25, с3min = 0.25, с4min = 0.25. | (6.7) |
Всего для проведения ранжирования в раках различных классов миссий было сформировано 27 вариантов миссий к Солнцу. Каждая группа вариантов имела свою «внутреннюю» нумерацию. Для упорядочения нумерации для всех рассматриваемых вариантов вместе с соответствующими значениями нормированных показателей качества миссий вводится общая нумерация.
6.1.1. Оценка критериев для вариантов миссии прямого полета космических аппаратов с электрореактивными двигателями и ядерными энергоустановками
Варианты миссии данных классов коротко можно охарактеризовать следующим образом.
В общей нумерации №1 (вариант №1 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссии с внешними факторами: минимальная промежуточная околокруговая орбита с h = 800 км; выведение на неё посредством РН «Протон» и РБ «Фрегат»; разгон и последующий активный межпланетный полет КА с помощью ЭРДУ и ЭЯУ (реактор «Топаз-100»).
В общей нумерации №2 (вариант №2 в пределах данного раздела) принадлежит другому классу миссии, отличающемуся от предыдущего схемой межпланетного полета и составом ракетных средств, которые после отработки ЭРДУ на активном участке полета КА предполагают разворот его траектории с помощью специального химического (порохового) двигателя в ортогональную плоскость к эклиптике после «зависания» на гелиоцентрической траектории.
В общей нумерации №3 (вариант №3 в пределах данного раздела) принадлежит к тому же классу вариантов миссии, что и первый вариант и отличается от него фиксированной высотой промежуточной околоземной орбиты (h = 1800 км).
В общей нумерации №4 (вариант №4 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссии с внешними факторами: минимальная промежуточная околокруговая орбита с h = 800 км; выведение на неё посредством РН «Союз-2» и РБ «Фрегат»; разгон и последующий активный межпланетный полет КА с помощью ЭРДУ и ЭЯУ (реактор «Топаз-30»).
Оценка всех нормированных показателей критериев вариантов прямой миссии к Солнцу для трех этапов исследований с применением электрореактивных двигателей и ядерных энергоустановок приводится в табл. 6.1.
Таблица 6.1
| Составляющая критерия | Варианты миссии | |||||
| Вариант №1 | вариант №2 | вариант №3 | вариант №4 | |||
| J 1 | J 1max | 0.428 | 0.415 | 0.428 | 0.9325 | |
| J 1min | 0.1315 | 0.1 | 0.1315 | 0.6355 | ||
| J 2 | 0.4185 | 0.4045 | 0.4928 | 0.4803 | ||
| J 3 | J 3max | 0.56 | 0.655 | 0.547 | 0.505 | |
| J 3min | 0.51 | 0.637 | 0.502 | 0.477 | ||
| J 4 | 0.4124 | 0.3738 | 0.4587 | 0.4348 | ||
| I | JΣ | JΣ max | 0.5227 | 0.4621 | 0.4816 | 0.7105 |
| JΣ min | 0.2903 | 0.2911 | 0.3137 | 0.5069 | ||
| II | JΣ | JΣ max | 0.4704 | 0.4932 | 0.4816 | 0.7146 |
| JΣ min | 0.3055 | 0.3297 | 0.3152 | 0.5069 | ||
| III | JΣ | JΣ max | 0.4908 | 0.5315 | 0.5091 | 0.5882 |
| JΣ min | 0.3681 | 0.3788 | 0.3963 | 0.5046 | ||
6.1.2. Оценка критериев для вариантов миссии прямого полета космических аппаратов с электрореактивными двигателями и солнечными энергоустановками
Варианты миссии данных классов коротко можно охарактеризовать следующим образом.
В обоих вариантах миссии предлагалось использовать РН только среднего класса (типа «Союз») без применения химических разгонных блоков. При этом так же, как для предыдущих вариантов миссии, предлагалось применить новые космические технологии, использующие ЭРДУ. Однако в качестве энергетических установок рассматривались СБ с площадью поверхности 200 м2.
Согласно схеме выведения, разгон КА с их помощью ЭРДУ и СБ в обоих вариантах миссии должен начинаться сразу после выведения космической головной части массой 7 т посредством РН «Союз» на низкую опорную орбиту с высотой около 200 км. Основные различия рассматриваемых вариантов миссии сводятся к следующему.
В общей нумерации №5 (вариант №1 в пределах данного раздела) миссия должна осуществляться в плоскости эклиптики и поэтому имеет нулевое наклонение орбиты Солнечного зонда вблизи Солнца. Соответственно, масса зонда составит 1890 кг.
В общей нумерации №6 (вариант №2 в пределах данного раздела) по схеме миссии после завершения активного участка полета КА с включенной ЭРДУ и ее отделения вместе с СБ и некоторого времени пассивного полета конечная орбита должна иметь наклонение орбиты Солнечного зонда 90О, которое реализуется с помощью специального порохового двигателя. В этом случае масса Солнечного зонда уменьшится до 465 кг.
Оценка всех нормированных показателей критериев вариантов прямых миссий к Солнцу для трех этапов исследований с применением электрореактивных двигателей и солнечных энергоустановок приводится в табл. 6.2.
Таблица 6.2
| Составляющая критерия | Варианты миссий | |||
| Вариант №5 | Вариант №6 | |||
| J 1 | J 1max | 0.964 | 0.937 | |
| J 1min | 0.694 | 0.649 | ||
| J 2 | 0.4429 | 0.4207 | ||
| J 3 | J 3max | 0.559 | 0.664 | |
| J 3min | 0.509 | 0.642 | ||
| J 4 | 0.446 | 0.402 | ||
| I | JΣ | JΣ max | 0.7228 | 0.7195 |
| JΣ min | 0.523 | 0.5284 | ||
| II | JΣ | JΣ max | 0.7421 | 0.7599 |
| JΣ min | 0.5230 | 0.5284 | ||
| III | JΣ | JΣ max | 0.603 | 0.6286 |
| JΣ min | 0.523 | 0.5294 | ||
6.1.3. Оценка критериев для вариантов миссии с использованием многократных гравитационных маневров у Венеры и Земли
Варианты миссий данных классов коротко можно охарактеризовать следующим образом.
В общей нумерации №7 (вариант №1 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: ракетно-космический комплекс в составе РН «Днепр» в сочетании с РБ «Лифт»; дата старта ‑ 08.08.2002; асимптотическая скорость отлета КА от Земли – 3.76 км/с; количество гравиманевров – 5 (В-З-З-В-В); суммарная характеристическая скорость, сообщаемая КА посредством собственной ДУ при гравиманеврах, ‑ 0.65 км/с; радиус перигелия конечной околосолнечной орбиты ‑ 35.6 R Солнца ; масса Солнечного зонда – 400 кг; длительность перелета ‑ 4 года.
В общей нумерации №8 (вариант №2 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: ракетно-космический комплекс в составе РН «Днепр» в сочетании с РБ «Лифт»; дата старта ‑ 13.09.2002; асимптотическая скорость отлета КА от Земли – 3.38 км/с; количество гравиманевров – 5 (В-З-З-В-В); суммарная характеристическая скорость, сообщаемая КА посредством собственной ДУ при гравиманеврах, ‑ 0.81 км/с; радиус перигелия конечной околосолнечной орбиты ‑ 30.5 R Солнца ; масса Солнечного зонда – 400 кг; длительность перелета – 4.6 года.
В общей нумерации №9 (вариант №3 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: ракетно-космический комплекс в составе РН «Днепр» в сочетании с РБ «Лифт»; дата старта ‑ 16.05.2002; асимптотическая скорость отлета КА от Земли ‑ 3.65 км/с; количество гравиманевров – 6 (В-З-В-В-В-В); суммарная характеристическая скорость, сообщаемая КА посредством собственной ДУ при гравиманеврах, ‑ 0.58 км/с; радиус перигелия конечной околосолнечной орбиты ‑ 25.4 R Солнца ; масса Солнечного зонда 400 кг; длительность перелета – 5.4 года.
В общей нумерации №10 (вариант №4 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: ракетно-космический комплекс в составе РН «Днепр» в сочетании с РБ «Лифт»; дата старта ‑ 10.08.2002; асимптотическая скорость отлета КА от Земли ‑ 2.9 км/с; количество гравиманевров – 6 (В-З-В-В-В-В); суммарная характеристическая скорость, сообщаемая КА посредством собственной ДУ при гравиманеврах, ‑ 1.42 км/с; радиус перигелия конечной околосолнечной орбиты ‑ 21.3 R Солнца ; масса Солнечного зонда – 400 кг; длительность перелета – 6.8 лет.
В общей нумерации №11 (вариант №5 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: ракетно-космический комплекс в составе РН «Союз-2» в сочетании с РБ «Фрегат»; дата старта ‑ 10.08.2002; асимптотическая скорость отлета КА от Земли ‑ 2.9 км/с; количество гравиманевров – 6 (В-З-В-В-В-В); суммарная характеристическая скорость, сообщаемая КА посредством собственной ДУ при гравиманеврах, ‑ 1.42 км/с; радиус перигелия конечной околосолнечной орбиты ‑ 21.3 R Солнца ; масса Солнечного зонда – 1100 кг; длительность перелета – 6.8 лет.
В общей нумерации №12 (вариант №6 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: ракетно-космический комплекс в составе РН «Союз-2» в сочетании с РБ «Фрегат»; дата старта ‑ 01.01.2001; асимптотическая скорость отлета КА от Земли ‑ 6,7 км/с; количество гравиманевров – 3 (В-В-В); радиус перигелия конечной околосолнечной орбиты ‑ 30 R Солнца ; масса Солнечного зонда – 480 кг; длительность перелета – 2.25 года (проект «Интергелиос»).
Оценка всех нормированных показателей критериев вариантов миссий к Солнцу с использованием многократных гравитационных маневров у Венеры и Земли приводится в табл. 6.3.
Таблица 6.3
| Составляющая критерия | Варианты миссий | ||||||
| Вариант №7 | Вариант №8 | Вариант №9 | Вариант №10 | Вариант №11 | Вариант №12 | ||
| J 1 | J 1max | 0.9955 | 0.9955 | 0.9955 | 0.9955 | 0.9955 | 0.9955 |
| J 1min | 0.9415 | 0.9415 | 0.9415 | 0.9415 | 0.7615 | 0.7615 | |
| J 2 | 0.482 | 0.482 | 0.383 | 0.38 | 0.39 | 0.689 | |
| J 3 | J 3max | 0.3615 | 0.3695 | 0.3815 | 0.3935 | 0.4665 | 0.3835 |
| J 3min | 0.3155 | 0.3255 | 0.3405 | 0.3555 | 0.3993 | 0.3339 | |
| J 4 | 0.5 | 0.435 | 0.37 | 0.294 | 0.294 | 1.0 | |
Окончание табл. 6.3
| I | JΣ | JΣ max | 0.7186 | 0.72 | 0.689 | 0.69 | 0.7055 | 0.7912 |
| JΣ min | 0.5598 | 0.546 | 0.5088 | 0.4928 | 0.4612 | 0.6659 | ||
| II | JΣ | JΣ max | 0.6986 | 0.7013 | 0.6888 | 0.6922 | 0.7182 | 0.767 |
| JΣ min | 0.5598 | 0.546 | 0.5088 | 0.4928 | 0.4612 | 0.607 | ||
| III | JΣ | JΣ max | 0.5848 | 0.5705 | 0.5325 | 0.5158 | 0.5294 | 0.7670 |
| JΣ min | 0.4755 | 0.4805 | 0.5088 | 0.4615 | 0.4612 | 0.5236 |
6.1.4. Оценка критериев для вариантов миссии с использованием одного гравитационного маневра у Юпитера
Варианты миссий данных классов коротко можно охарактеризовать следующим образом.
В общей нумерации №13 (вариант №1 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: ракетно-космический комплекс в составе ракетно-космический комплекс на базе РН «Протон-М» + РБ «Д» + РБ «Фрегат»; выведение по схеме с 30-суточной промежуточной эллиптической орбитой; благоприятная дата старта в 2007 г.; асимптотическая скорость отлета КА от Земли V ¥ = 10.4 км/с; rπ = 10 R Солнца, длительность миссии – 3.67 года, масса, доставляемая к Солнцу, - 915 кг.
В общей нумерации №14 (вариант №2 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: ракетно-космический комплекс на базе РН «Протон-ММ» + кислородно-водородный разгонный блок + автономная двигательная установка «Фобос», выведение по схеме без промежуточной эллиптической орбиты, дата старта - апрель 1997 г.; асимптотическая скорость отлета КА от Земли V ¥ = 10.84 км/с; rπ = 7 R Солнца, длительность миссии – 3.67 года, масса, доставляемая к Солнцу, - 304 кг, масса научной аппаратуры – 60 кг (проект «Циолковский»).
В общей нумерации №15 (вариант №3 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: ракетно-космический комплекс на базе РН «Протон» + РБ «Д» + РБ «Star-48B», выведение по схеме без промежуточной эллиптической орбиты, дата старта в 2000 г.; асимптотическая скорость отлета КА от Земли V ¥ = 11.2 км/с, rπ = 4, 10 R Солнца, длительность миссии ~ 3.6 года, масса, доставляемых к Солнцу двух Солнечных зондов, - 720 кг (проект «Пламя»).
В общей нумерации №16 (вариант №4 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: ракетно-космический комплекс на базе РН «Зенит-2» + РБ “Фрегат-2” + РБ типа “Star‑48В”; выведение по схеме с высокой опорной орбитой (Н о= 620 км) и двухимпульсным разгоном, включая рациональную промежуточную орбиту; благоприятная дата старта в 2007 г.; асимптотическая скорость отлета КА от Земли V ¥ = 10.4 км/с; rπ = 10 R Солнца, длительность миссии – 3.6 года, масса, доставляемая к Солнцу, - 300 кг.
В общей нумерации №17 (вариант №5 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: ракетно-космический комплекс на базе РН «Союз-2» + РБ “Фрегат-М” + транспортно-энергетический модуль (ЭРДУ на базе СПД-100, энергоустановка – СБ, S = 70 м2); выведение по типовой одноимпульсной схеме с использованием при разгоне только химического РБ, rπ = 10 R Солнца, длительность миссии – 5.7 лет, масса, доставляемая к Солнцу, - 345 кг.
В общей нумерации №18 (вариант №6 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: ракетно-космический комплекс на базе РН «Союз-2» + РБ “Фрегат” + ЭРДУ на базе СПД-290 с энергоустановкой «Топаз‑30» (РΣ = 160 г); выведение по схеме с использованием доразгона посредством ЭРДУ с минимальной безопасной высоты 800 км; rπ = 10 R Солнца, длительность миссии – 5.6 лет, масса, доставляемая к Солнцу, - 490 кг.
В общей нумерации №19 (вариант №7 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: ракетно-космический комплекс на базе РН «Протон» + РБ “Фрегат” + ЭРДУ на базе СПД-290 с энергоустановкой «Топаз‑100» (РΣ = 400 г), выведение по схеме с использованием доразгона посредством ЭРДУ с минимальной безопасной высоты 800 км; rπ = 10 R Солнца, длительность миссии – 5.4 лет, масса, доставляемая к Солнцу, - 2940 кг.
Одинаковой характеристикой для всех указанных вариантов является угол наклона конечной околосолнечной траектории 90О.
Оценка всех нормированных показателей критериев вариантов миссий к Солнцу с использованием одного гравитационного маневра у Юпитера приводится в табл. 6.4.
Таблица 6.4
| Составляющая критерия | Варианты миссий | |||||||
| Вариант №13 | Вариант №14 | Вариант №15 | Вариант №16 | Вариант №17 | Вариант №18 | Вариант №19 | ||
| 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | 9 |
| J 1 | J 1max | 0.463 | 0.427 | 0.496 | 0.355 | 0.949 | 0.904 | 0.427 |
| J 1min | 0.235 | 0.176 | 0.293 | 0.222 | 0.672 | 0.582 | 0.132 | |
| J 2 | 0.751 | 0.592 | 0.682 | 0.631 | 0.623 | 0.407 | 0.404 | |
| J 3 | J 3max | 0.723 | 0.711 | 0.969 | 0.635 | 0.642 | 0.668 | 0.745 |
| J 3min | 0.678 | 0.704 | 0.948 | 0.625 | 0.629 | 0.645 | 0.691 | |
| J 4 | 0.545 | 0.387 | 0.555 | 0.555 | 0.298 | 0.282 | 0.29 | |
Окончание Таблицы 6.4
| 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | 9 | ||
| I | JΣ | JΣ max | 0.6205 | 0.5294 | 0.6755 | 0.544 | 0.7892 | 0.6991 | 0.4724 | |
| JΣ min | 0.4808 | 0.4027 | 0.5319 | 0.4255 | 0.5555 | 0.479 | 0.3159 | |||
| II | JΣ | JΣ max | 0.6205 | 0.5491 | 0.6846 | 0.544 | 0.7923 | 0.7424 | 0.5291 | |
| JΣ min | 0.4687 | 0.4213 | 0.5761 | 0.5083 | 0.5555 | 0.479 | 0.3636 | |||
| III | JΣ | JΣ max | 0.6889 | 0.6239 | 0.7944 | 0.5869 | 0.6869 | 0.6205 | 0.5783 | |
| JΣ min | 0.5523 | 0.4648 | 0.6195 | 0.5083 | 0.5555 | 0.479 | 0.3793 | |||
6.1.5. Оценка критериев для вариантов миссии с использованием гравитационных маневров у планет земной группы и у Юпитера
Варианты миссий данных классов коротко можно охарактеризовать следующим образом.
В общей нумерации №20 (вариант №1 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: р акетно-космический комплекс на базе РН «Зенит-2» + РБ “Фрегат” + РБТТ типа ”Star‑48В”; выведение по одноимпульсной схеме; для благоприятной даты старта V¥ = 5.4 км/с; один гравиманевр у Земли; масса, доставляемая к Солнцу, - 1570 кг; rπ = 10 R Солнца; угол наклона околосолнечной траектории – 90О; продолжительность миссии – 6,1 лет.
В общей нумерации №21 (вариант №2 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: р акетно-космический комплекс на базе РН «Зенит-2» + РБ «Фрегат» + РБТТ типа ”Star‑48В”; выведение по одноимпульсной схеме, для благоприятной даты старта
V¥ = 3,9 км/с; три гравиманевра у Венеры; масса, доставляемая к Солнцу, - 2170 кг; rπ = 10 R Солнца; угол наклона околосолнечной траектории – 90О; продолжительность миссии – 7,9 лет.
В общей нумерации №22 (вариант №3 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: р акетно-космический комплекс на базе РН «Союз-2» + РБ «Фрегат-М»; выведение с космодрома Байконур по двухимпульсной схеме разгона с одной промежуточной орбитой (односуточной); для благоприятной даты старта V¥ = 5,4 км/с; один гравиманевр у Земли; масса, доставляемая к Солнцу, - 405 кг; rπ = 10 R Солнца; угол наклона околосолнечной траектории – 90О; продолжительность миссии – 6,1 лет.
В общей нумерации №23 (вариант №4 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: р акетно-космический комплекс на базе РН «Союз-2» + РБ «Фрегат-М»; выведение с космодрома Байконур по двухимпульсной схеме разгона с одной промежуточной орбитой (односуточной); для благоприятной даты старта V¥ = 3,9 км/с; три гравиманевра у Венеры; масса, доставляемая к Солнцу, – 657 кг;
rπ = 10 R Солнца; угол наклона околосолнечной траектории – 90О; продолжительность миссии – 7,9 лет.
В общей нумерации №24 (вариант №5 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: р акетно-космический комплекс на базе РН «Днепр» + РБ «Лифт»; выведение по одноимпульсной схеме разгона, для благоприятной даты старта V¥ = 3,9 км/с; три гравиманевра у Венеры; масса, доставляемая к Солнцу, – 280 кг; rπ = 10 R Солнца; угол наклона околосолнечной траектории – 90О; продолжительность миссии – 7,9 лет.
В общей нумерации №25 (вариант №6 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: р акетно-космический комплекс на базе РН «Союз-2» + РБ «Фрегат-М»; выведение с космодрома Байконур по одноимпульсной схеме разгона; для даты старта в 2010 г.
V¥ = 3,18 км/с; применяется ЭРДУ с двигателями СПД‑70, СПД‑100, площадь поверхности солнечных батарей – 50 м2; один гравиманевр у Земли; по «длинной» схеме перелета (после Юпитера) продолжительность миссии 5,8 лет; масса, доставляемая к Солнцу, – 687 кг; rπ = 10 R Солнца; угол наклона околосолнечной траектории – 90О.
В общей нумерации №26 (вариант №7 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: р акетно-космический комплекс на базе РН «Союз-2» + РБ «Фрегат-М»; выведение с космодрома Байконур по одноимпульсной схеме разгона, для даты старта в 2010 г.:
V¥ = 3,18 км/с; применяется ЭРДУ с двигателями СПД‑70, СПД‑100, площадь поверхности солнечных батарей – 50 м2, один гравиманевр у Земли, по «средней» схеме перелета (после Юпитера) продолжительность миссии – 5,3 лет; масса, доставляемая к Солнцу, – 680 кг; rπ = 10 R Солнца; угол наклона околосолнечной траектории – 90О.
В общей нумерации №27 (вариант №8 в пределах данного раздела) принадлежит классу миссий с внешними факторами: р акетно-космический комплекс на базе РН «Союз-2» + РБ «Фрегат-М»; выведение с космодрома Байконур по одноимпульсной схеме разгона, для даты старта в 2010 г.
V¥ = 3,18 км/с; применяется ЭРДУ с двигателями СПД‑70, СПД‑100, площадь поверхности солнечных батарей – 50 м2; один гравиманевр у Земли, по «короткой» схеме перелета (после Юпитера) продолжительность миссии 4,8 года, масса, доставляемая к Солнцу, – 627 кг, rπ = 10 R Солнца, угол наклона околосолнечной траектории – 90О.
Оценка всех нормированных показателей критериев вариантов миссий к Солнцу с использованием гравитационных маневров у планет земной группы и Юпитера приводится в табл. 6.5.
Таблица 6.5
| Составляющая критерия | Варианты миссий | |||||||||||
| №20 | №21 | №22 | №23 | №24 | №25 | №26 | №27 | |||||
| 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | 9 | ||||
| J 1 | J 1max | 0.3547 | 0.3547 | 0.9937 | 0.9937 | 0.9937 | 0.9487 | 0.9487 | 0.9487 | |||
| J 1min | 0.2215 | 0.2215 | 0.7615 | 0.7615 | 0.9415 | 0.6715 | 0.6715 | 0.6715 | ||||
| J 2 | 0.631 | 0491 | 0.815 | 0.634 | 0.618 | 0.655 | 0.655 | 0.655 | ||||
| J 3 | J 3max | 0.731 | 0.737 | 0.653 | 0.697 | 0.631 | 0.703 | 0.701 | 0.692 | |||
| J 3min | 0.682 | 0.686 | 0.636 | 0.663 | 0.55 | 0.666 | 0.665 | 0.659 | ||||
| J 4 | 0.328 | 0.253 | 0.328 | 0.253 | 0.213 | 0.294 | 0.317 | 0.345 | ||||
| I | JΣ max | 0.5096 | 0.4639 | 0.8773 | 0.8244 | 0.808 | 0.8099 | 0.8095 | 0.808 | |||
| JΣ min | 0.4348 | 0.3888 | 0.6351 | 0.5779 | 0.5806 | 0.5716 | 0.5771 | 0.5826 | ||||
| II | JΣ max | 0.5262 | 0.5048 | 0.8504 | 0.8348 | 0.8102 | 0.8178 | 0.8172 | 0.8142 | |||
| JΣ min | 0.4432 | 0.4129 | 0.6351 | 0.5779 | 0.5806 | 0.5716 | 0.5771 | 0.5826 | ||||
| III | JΣ max | 0.6349 | 0.5912 | 0.7638 | 0.7256 | 0.6872 | 0.728 | 0.727 | 0.7225 | |||
| JΣ min | 0.4656 | 0.4129 | 0.6351 | 0.5779 | 0.5806 | 0.5716 | 0.5771 | 0.5826 | ||||
Для всех рассмотренных вариантов квазиоптимальных в своих классах миссий после определения крайних оценок J Σmax и J Σmin, соответствующих трем этапам исследований, согласно алгоритму ранжирования необходимо выявить варианты миссий, имеющие максимальное предельное значение оценки J Σmax среди всех вариантов отдельно на каждом этапе исследований:
JI Σ max max =  JI Σ max j; JII Σ max max =  JII Σ max j; JIII Σ max max =  JIII Σ max j.
| (6.8) |
С этой целью все оценки JΣ max и JΣ min сведены в табл. 6.6 по классам миссий в порядке изложенного ранее материала и по этапам исследований, обозначенным римскими цифрами.
Таблица 6.6
| Варианты миссий | № п/п | Нормированные показатели J Σmax / J Σmin | |||||||||
| этап I | № места | этап II | № места | этап III | № места | ||||||
| 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | ||||
| Прямые полеты с ЭРДУ | с ЯЭУ | РН «Протон» «Топаз-100» | 800 км, i =0О | 1 | 0.5227 | 22 | 0.4704 | 27 | 0.4908 | 27 | |
| 0.2903 | 0.3055 | 0.3681 | |||||||||
| 800 км, i =90О | 2 | 0.4621 | 27 | 0.4932 | 25 | 0.5315 | 23 | ||||
| 0.2911 | 0.3297 | 0.3788 | |||||||||
| 1800 км, i =0 | 3 | 0.4816 | 24 | 0.4816 | 26 | 0.5091 | 26 | ||||
| 0.3137 | 0.3152 | 0.3963 | |||||||||
| РН «Союз» «Топаз-30» | 800 км, i =0 | 4 | 0.7105 | 13 | 0.7146 | 13 | 0.5882 | 17 | |||
| 0.5069 | 0.5069 | 0.5046 | |||||||||
| с СБ (200м2) | РН «Союз» | 200 км, i =0 | 5 | 0.7228 | 9 | 0.7421 | 11 | 0.603 | 15 | ||
| 0.523 | 0.5230 | 0.523 | |||||||||
| 200 км, i =90О | 6 | 0.7195 | 11 | 0.7599 | 9 | 0.6286 | 11 | ||||
| 0.5284 | 0.5284 | 0.5294 | |||||||||
Продолжение табл. 6.6
| 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | ||||
| Полеты с гравиманеврами у планет земной группы | РН «Днепр» | 5 (В-З-З-В-В) | 7 | 0.7186 | 12 | 0.6986 | 15 | 0.5848 | 19 | ||
| 0.5598 |
| 0.5598 |
| 0.4755 |
| ||||||
| РН «Днепр» | 5 (В-З-З-В-В) | 8 | 0.72 | 10 | 0.7013 | 14 | 0.5705 | 21 | |||
| 0.546 |
| 0.546 |
| 0.4805 |
| ||||||
| РН «Днепр» | 6 (В-З-В-В-В-В) | 9 | 0.689 | 17 | 0.6888 | 17 | 0.5325 | 22 | |||
| 0.5088 |
| 0.5088 |
| 0.5088 |
| ||||||
| РН «Днепр» | 6 (В-З-В-В-В-В) | 10 | 0.69 | 16 | 0.6922 | 16 | 0.5158 | 25 | |||
| 0.4928 |
| 0.4928 |
| 0.4615 |
| ||||||
| РН «Союз» | 6 (В-З-В-В-В-В) | 11 | 0.7055 | 14 | 0.7182 | 12 | 0.5294 | 24 | |||
| 0.4612 |
| 0.4612 |
| 0.4612 |
| ||||||
| РН «Союз» «Интер | 3 (В-В-В) | 12 | 0.7912 | 7 | 0.767 | 8 | 0.7670 | 2 | |||
| 0.6659 |
| 0.607 |
| 0.5236 |
| ||||||
Продолжение табл. 6.6
| 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | |||||||
| Полеты с гравиманевром у Юпитера | с химическими ДУ | РН «Протон» | V ¥ =10.4 | 13 | 0.6205 | 19 | 0.6205 | 19 | 0.6889 | 8 | ||||
| 0.4808 | 0.4687 | 0.5523 | ||||||||||||
| РН «Протон» | «Циол-ковский» | 14 | 0.5294 | 21 | 0.5491 | 20 | 0.6239 | 13 | ||||||
| 0.4027 | 0.4213 | 0.4648 | ||||||||||||
| РН «Протон» | «Пламя» | 15 | 0.6755 | 18 | 0.6846 | 18 | 0.7944 | 1 | ||||||
| 0.5319 | 0.5761 | 0.6195 | ||||||||||||
| РН «Зенит» | V ¥ =10.4 | 16 | 0.544 | 20 | 0.544 | 21 | 0.5869 | 18 | ||||||
| 0.4255 | 0.5083 | 0.5083 | ||||||||||||
| С ЭРДУ | С СБ | РН «Союз» | 70 м2, 10 R | 17 | 0.7892 | 8 | 0.7923 | 7 | 0.6869 | 10 | ||||
| 0.5555 | 0.5555 | 0.5555 | ||||||||||||
| С ЯЭУ | РН «Союз» | «Топаз–30», 800 км | 18 | 0.6991 | 15 | 0.7424 | 10 | 0.6205 | 14 | |||||
| 0.479 | 0.479 | 0.479 | ||||||||||||
| РН «Протон» | «Топаз–100», 800 км | 19 | 0.4724 | 25 | 0.5291 | 22 | 0.5783 | 20 | ||||||
| 0.3159 | 0.3636 | 0.3793 | ||||||||||||
Окончание табл. 6.6
| 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | ||||||
| Полеты с гравиманеврами у Юпитера и планет земной группы | С химическими ДУ | РН «Зенит» | 1грави-маневр | 20 | 0.5096 | 23 | 0.5262 | 23 | 0.6349 | 12 | |||
| 0.4348 | 0.4432 | 0.4656 | |||||||||||
| 3 грави-маневра | 21 | 0.4639 | 26 | 0.5048 | 24 | 0.5912 | 16 | ||||||
| 0.3888 | 0.4129 | 0.4129 | |||||||||||
| РН «Союз» | 1грави-маневр | 22 | 0.8773 | 1 | 0.8504 | 1 | 0.7638 | 3 | |||||
| 0.6351 | 0.6351 | 0.6351 | |||||||||||
| 3 грави-маневра | 23 | 0.8244 | 2 | 0.8348 | 2 | 0.7256 | 6 | ||||||
| 0.5779 | 0.5779 | 0.5779 | |||||||||||
| РН «Днепр» | 3 грави-маневра | 24 | 0.808 | 5 | 0.8102 | 6 | 0.6872 | 9 | |||||
| 0.5806 | 0.5806 | 0.5806 | |||||||||||
| С ЭРДУ | РН «Союз» | СБ 50 м2 | 25 | 0.8099 | 3 | 0.8178 | 3 | 0.728 | 4 | ||||
| 0.5716 | 0.5716 | 0.5716 | |||||||||||
| 26 | 0.8095 | 4 | 0.8172 | 4 | 0.727 | 5 | |||||||
| 0.5771 | 0.5771 | 0.5771 | |||||||||||
| 27 | 0.808 | 6 | 0.8142 | 5 | 0.7225 | 7 | |||||||
| 0.5826 | 0.5826 | 0.5826 | |||||||||||
Исключение неконкурентоспособных вариантов миссии производится по правилу для каждого этапа исследований отдельно (разведывательный- I, основной- II, специальный- III):
| JΣ maxj Ï [ JΣ min max, JΣ max max], | (6.9) |
где J Σmin max – «нижнее» значение оценки свертки для варианта миссии, имеющего максимальное значение «верхней» оценки.
После определения конкурентоспособных вариантов миссии к Солнцу согласно алгоритму производится ранжирование отобранных вариантов в порядке убывания значения J Σmax j, j = 1, 2,..., по каждому этапу исследований отдельно.
Результаты ранжирования и отбора конкурентоспособных вариантов миссии к Солнцу представлены в табл. 6.6 в виде нумерации мест вариантов миссий (в порядке убывания значения J Σmax j) и штриховки номеров отобранных вариантов по этапам исследований.
Поскольку указанные выборки вариантов определяются как результат неточного задания коэффициентов значимости сверток (6.1) согласно приоритетам критериев, то формально каждый из этих вариантов может претендовать на высокие места в выборке конкурентоспособных вариантов, однако при их дальнейшем анализе нельзя не учитывать места вариантов, полученные при ранжировании.
Анализ вариантов миссии для разведывательного этапа исследований
Анализ конкурентоспособных вариантов миссий для разведывательного этапа исследований (табл. 6.6) показывает, что из всех рассмотренных классов миссий к Солнцу можно выделить несколько классов, к которым согласно проведенному ранжированию принадлежат лучшие варианты миссии.
В связи с этим, а также с учетом неточного задания приоритетов критериев качества миссий (посредством коэффициентов свертки (6.1)) предлагается анализ миссий проводить не по конкретным миссиям, а по классам, к которым они принадлежат. Такими классами являются (перечисляются в порядке занятых мест в табл. 6.6):
1) классы миссий с гравиманеврами у планет земной группы и Юпитера с применением химических и электрореактивных двигательных установок на безе РН «Союз» и РН «Днепр»;
2) класс миссий с гравиманевром у Юпитера с применением электрореактивных двигательных установок на базе РН «Союз»;
3) классы миссий с гравиманеврами у планет земной группы на базе РН «Союз» и РН «Днепр»;
4) класс миссий прямого полета к Солнцу с применением электрореактивных двигательных установок на базе РН «Союз».
Другие классы миссий не имеют своих представителей среди отобранных конкурентоспособных вариантов и поэтому в дальнейшем не рассматриваются как классы вариантов миссий, претендующих на проведение этапа разведывательных исследований.
6.2.1. Анализ миссий с гравиманеврами у планет земной группы и Юпитера на безе средних и легких ракет-носителей.
Первый из классов миссий, отобранных для анализа, имеет в своем составе варианты миссии (варианты №22 – №27, табл. 6.6), занявшие все первые места: с первого по шестое место включительно. Эти классы миссий характеризуются следующим:
· относительно дешевыми ракетно-космическими комплексами на базе РН «Союз» и РН «Днепр»;
· высокими показателями научной эффективности миссий: rp = 10 R Солнца, i = 90O.
Что касается других показателей критериев качества миссий к Солнцу, то они не являются высокими для этих классов миссий, но они же не являются приоритетными для разведывательного этапа исследований. В то же время распределение мест внутри этих классов продиктовано именно различием в оценках других показателей критериев. Например, несмотря на то что РН «Днепр» дешевле РН «Союз», его более низкие характеристики надежности и малая масса научной аппаратуры, доставляемой к Солнцу, не позволили занять варианту №24 призового места (только пятое место).
В качестве представителей этих классов рассматриваются три характерных варианта миссий: вариант №22, вариант №23 и вариант №25.
Вариант №22 (первое место по итогам ранжирования среди вариантов всех классов) характеризуется относительно простой схемой межпланетного перелета, включающей один активный гравитационный маневр у Земли и один пассивный гравитационный маневр у Юпитера. На рис. 6.1 представлен участок траектории перелета КА к Юпитеру.
|
| |
| Рис. | 6.1 |
В районе афелия промежуточной орбиты облета Солнца перед проведением гравиманевра у Земли требуется проведение фазирующего маневра КА, обеспечиваемого специальной химической ДУ. Для реализации такой схемы перелета при выведении КА с Земли требуется асимптотическая скорость отлета Vµ» 5.4 км/с. Суммарная характеристическая скорость двух включений ДУ составит около 1.8 км/с. По предварительным оценкам, перелет до Юпитера будет продолжаться около 3.8 лет, а до Солнца – 6.1 лет.
Рассматриваемый вариант миссии предполагает выведение КА на межпланетную траекторию посредством РН «Союз-2» в сочетании с РБ «Фрегат-М». Двухимпульсная схема выведения КА с одной эллиптической промежуточной орбитой может обеспечить выведение и разгон КА до указанной выше отлетной асимптотической скорости КА массой около 500 кг, что в конечном итоге должно позволить доставить в ближайшее околосолнечное пространство Солнечный зонд массой 405 кг. При этом гравиманевр у Юпитера обеспечит весьма благоприятные для проведения научных экспериментов условия: полярное прохождение ближайших окрестностей Солнца и относительно малое расстояние до центра Солнца порядка 10 R Солнца (~ 7 млн. км).
Вариант №23 (второе место по итогам ранжирования среди вариантов всех классов) отличается от варианта №22 в основном схемой межпланетного перелета, которая включает на пути к Юпитеру три гравитационных маневра у Венеры. Это, с одной стороны, существенно снижает требуемую отлетную асимптотическую скорость до Vµ» 3.9 км/с, а с другой – увеличивает продолжительность перелета к Юпитеру (5,6 лет) и соответственно к Солнцу –(7,9 лет). В тоже время исключается риск захвата КА земной атмосферой во время проведения гравитационного маневра КА, имеющим на борту радиационно-опасный радиоизотопный термоэлектронный генератор (РИТЭГ), и падения его на поверхность Земли.
За счет уменьшения потребной отлетной скорости появляется возможность увеличить массу КА до 727 кг при выходе из сферы действия Земли и, соответственно, массу Солнечного зонда до 657 кг.
На рис. 6.2 изображен участок баллистической схемы рассматриваемого варианта миссии в ближайшее околосолнечное пространство Земля - Юпитер с тремя гравиманеврами у Венеры, указаны пассивные и активные маневры КА (с помощью химической ДУ). Один активный гравитационный маневр должен быть проведен в сфере действия Венеры (см. рис. 6.2) и два активных маневра - в районе афелия, соответствующих промежуточным гелиоцентрическим орбитам (для фазирования последующих гравиманевров).
|
| |
| Рис. | 6.2 |
Суммарная характеристическая скорость активных маневров должна составить около 1 км/с. Остальные два гравитационных маневра в сфере действия Венеры не потребуют включения ДУ КА.
Так же, как в варианте №22, заключительный гравиманевр у Юпитера позволил бы пролететь Солнечному зонду вблизи Солнца по полярной траектории на минимальном расстоянии порядка 10 R Солнца от центра Солнца.
Вариант №25 (третье место по итогам ранжирования среди вариантов всех классов) является аналогом варианта №22 с точек зрения баллистической схемы полета и ракетно-космического комплекса, использующегося на этапе выведения. Основное и в тоже время принципиальное отличие этого варианта - это применение на этапе межпланетного перелета вместо химической ДУ (вариант №22) электрореактивной ДУ.
В результате решения задачи оптимизации проектно-баллистических параметров миссии и управления вектором тяги ЭРДУ при перелете
