Главная страница

Материалы докладов

Обсуждение докладов

Виртуальные доклады



English
 





ПРОЕКТИРОВАНИЕ ТРАЕКТОРИЙ ДЛЯ ПЕРСПЕКТИВНЫХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ МИССИЙ



О малобюджетной миссии для исследования нескольких астероидов с пролётной траектории

Суханов Александр Александрович


Аннотация:

Рассматривается возможность осуществления малобюджетной миссии с целью исследования нескольких астероидов (до 10 и более) одним космическим аппаратом с пролётной траектории. Такой способ исследования существенно ограничивает объём научной информации об астероидах по сравнению с миссиями, в которых осуществлялось сопровождение астероида и даже посадка на астероид (NEAR, Dawn, Hayabusa и Hayabusa 2). Этот недостаток компенсируется низкой стоимостью миссии и возможностью получения данных о нескольких астероидах.

Для достижения главного пояса астероидов предлагается использовать перелёт Земля–Венера–Земля (так называемый манёвр VEGA = Venus Earth Gravity Assist). Такой манёвр увеличивает общую продолжительность полёта почти на полтора года, но при этом позволяет существенно сократить затраты характеристической скорости на достижение пояса астероидов и тем самым снизить стоимость миссии.

Предлагаемая схема последующего полёта включает в себя многократные гравитационные манёвры у Земли; такая схема предоставляет большой выбор астероидов для исследования с близкого расстояния между каждой парой гравитационных манёвров у Земли. Возможен также пролёт Марса после одного из таких гравитационных манёвров. С целью уменьшения стоимости миссии предлагается использование только импульсной тяги; использование электрореактивной (малой) тяги не рассматривается. Приводятся результаты предварительного анализа траекторий полёта к нескольким астероидам при старте миссии в 2029 году и при низких дополнительных затратах характеристической скорости на сближение с астероидами.




Проектирование перспективной миссии к транснептуновому объекту 90377 (Седна)

Зубко Владислав Александрович
(МГТУ им. Н.Э. Баумана, ИКИ РАН)


Аннотация:

Данная работа посвящена проектированию баллистических траекторий к транснептуновому объекту 90377 (Седна), который является объектом пояса Койпера с перигелием порядка 74 а.е. и афелием более 500 а.е. Из-за значительного удаления от Солнца достижение Седны требует весомых затрат характеристической скорости. В работе рассмотрены два возможных способа достижения Седны: прямой перелёт и перелёт с использованием гравитационных маневров у планет для увеличения орбитальной энергии. Поиск оптимальных траекторий производился на период с 2029 по 2036 год. Прямой перелёт оказался нереализуем из-за высоких затрат характеристической скорости и длительности такого сценария.

Перспективными оказались сценарии перелёта к Седне с использованием гравитационных маневров у Земли, Венеры, Юпитера, Сатурна и Нептуна. В работе получена оптимальная траектория перелёта к Седне с использованием гравитационных маневров у Земли, Венеры и Юпитера. Показано, что схема перелёта Земля-Венера-Земля-Юпитер обеспечивает достижение Седны с затратами характеристической скорости не более 4,5 км/с для оптимальной даты старта в 2029 году.




Баллистическое проектирование траектории перелёта к спутнику Юпитера Ганимеду

Беляев Андрей Алексеевич
(МГТУ им. Н.Э. Баумана, ИКИ РАН)


Аннотация:

Рассматривается задача, посвященная проектированию возможных траекторий перелёта от Земли к спутнику Юпитера Ганимеду. В рамках решаемой задачи рассматривались перелёт к Юпитеру от Земли по гелиоцентрической траектории и перелёт к Ганимеду в сфере действия Юпитера. Для достижения Юпитера рассматривались схемы прямого перелёта и с использованием гравитационных манёвров у Венеры и Земли. Проведено исследование окон старта в период с 01-01-2026 года по 01-01-2038 год, а также оценены затраты характеристической скорости и длительность полета для этих случаев. Показано, что за счёт использования перелёта с гравитационными манёврами по схеме Земля–Венера–Земля–Земля–Юпитер можно существенно сократить затраты характеристической скорости, но при этом возрастает длительность полета.

Для достижения Ганимеда рассматривались схемы трёхимпульсного и четырёхимпульсного перелёта, в результате чего космический аппарат выходил на заданную орбиту вокруг Ганимеда. Показаны затраты характеристической скорости и оценена длительность перелета для двух случаев. Также приведены значения затрат характеристической скорости и длительности полета при варьировании параметров промежуточных орбит, необходимых для достижения Ганимеда.