автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.09, диссертация на тему:Оптимизация траекторий и миссий в корону Солнца

На правах рукописи

Усачов Валерий Евгеньевич

ОПТИМИЗАЦИЯ ТРАЕКТОРИЙ И МИССИЙ В КОРОНУ СОЛНЦА

Специальность 05.07.09 Динамика, баллистика и управление движением ЛА

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

консультант:

заслуженный деятель науки Российской Федерации, доктор технических наук, профессор Малышев Вениамин Васильевич

Москва 2004 г.

Работа выполнена на кафедре «Системный анализ и управление» Аэрокосмического факультета Московского авиационного института (государственного технического университета)

Официальные оппоненты: доктор технических наук,

профессор М.С. Константинов; доктор технических наук, профессор Н.М. Иванов; доктор технических наук, профессор В.В. Салмин.

Ведущая организация: ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина»

Защита состоится «_»_2004 года в_часов на заседании

диссертационного Совета Д212.125.12 в Московском авиационном институте (государе/ионном техническом умииерситете)

по адресу: 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д.4.

С диссертацией можно ознакомится в библиотеке МАИ.

Автореферат разослан (Р^_ 2004 года.

Ваш отзыв в 2-х экземплярах, заверенный гербовой печатью, просьба направлять по адресу: 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д.4.

Обшая характеристика работы

Актуальность проблемы. Проблема изучения Солнца и ближайшего околосолнечного пространства входит в круг фундаментальных проблем исследования Солнца как ближайшей к Земле звезды, доступной для прямых исследований. Эта проблема, имеет и весьма важное прикладное значение. Последние исследования, в том числе исследования с орбит ИСЗ (миссия «Интербол»), показали, что существует непосредственная связь между достигающими Земли флуктуациями солнечного ветра (разогретой и разогнанной до скоростей порядка 400-800 км/с околосолнечной плазмы) и возмущениями магнитного поля, атмосферы и биосферы Земли. Очевидно, что влияние солнечного ветра на Землю можно прогнозировать, только достаточно детально изучив механизмы образования, разогрева и разгона солнечного ветра в короне Солнца. Это возможно позволит защититься или хотя бы предупредить неблагоприятные воздействия солнечного ветра на Землю.

Многолетние наблюдения Солнца и ближайшего околосолнечного пространства с поверхности Земли, с орбит искусственных спутников Земли (миссии «Прогноз», «Интербол» и др.) и с гелиоцентрических орбит (миссии «Ulysses», «SOHO» и др.) позволили собрать довольно обширную информацию о динамике, термодинамике и общих параметрах потока солнечного ветра, зарождающегося в недрах короны Солнца. Однако все важные физические процессы, являющиеся источником нагревания и разгона солнечного ветра, имеют относительно малый масштаб и поэтому не могут быть изучены по данным наблюдений (line-of-sight) с больших расстояний, не позволяющих получать информацию с большой разрешающей способностью.

Таким образом, только прямые исследования (in-situ), проводящиеся внутри или на близком расстоянии от короны Солнца и включающие изучение этих тонких структур с борта специального космического аппарата (КА), могут дать принципиально новую информацию, которая поможет исследователям решить указанные проблемы.

Создание специального КА - Солнечного зонда (СЗ), а точнее - космического комплекса для прямых исследований солнца и ближайшего околосолнечного пространства является сложной и дорогостоящей про£ й под

силу только мощным космическим державам или объединениям нескольких государств, располагающих современными космическими технологиями.

Первые шаги по анализу возможности создания такого космического комплекса были предприняты в середине 80-х годов в США и СССР. В США результате проведения предварительных проектных исследований были опубликованы первые варианты американского Солнечного зонда. Один из наиболее полных ранних вариантов американского зонда: «STAR PROBE» должен был, по замыслу авторов, пролететь в низких слоях солнечной атмосферы - через внутренние области короны Солнца.

В СССР в 1989 году был создан совместный (между НПО им. С.А. Лавочкина и МАИ) Научно-исследовательский центр (НИЦ) «Поколение», основной целью которого являлась разработка вариантов миссии нового поколения для прямых исследований Солнца и дальних планет Солнечной системы.

Создание научных приборов и разработка концепции прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства и Солнца велись ведущими в этой области институтами АН СССР во главе с Институтом Космических Исследований. В работе по определению состава и облика конкретных приборов научных экспериментов на борту российского Солнечного зонда принимали участие ведущие специалисты из: ИЗМИРАН, НИИ ЯФ МГУ, ФИАН, ИРЭ, ТРИНИТИ, а также из ряда зарубежных институтов: США, Великобритании, Франции и Италии.

Общее проектирование российских вариантов космического комплекса для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца координировалось из НИЦ «Поколение» (МАИ) при непосредственном участии ведущих специалистов НПО им. С.А. Лавочкина и ИКИ РАН. В формировании концепции этой миссии, вариантов облика КА и его служебных систем принимали участие специалисты из: ЦНИИ Маш, НПОАП им. академика Пилюгина, РНИИ КП, ВНИИТФА, ГНПП «Квант» и др..

Разработка космических миссий нового поколения и соответствующих траекторий полета потребовала применения новых методов проведения проектных исследований и привлечения принципиально новых космических технологий. Эта необходимость-была продиктована целым рядом • особенностей разрабатываемых

вариантов траекторий » миссии к Солнцу, основные из которых следующие.

1 '< i.,.-»«.7- ! 4 J *t'A ÎC

— Во-первых, эта миссия относится к числу дальних космических миссии, поскольку не исключает в своих вариантах нескольких промежуточных гравитационных маневров у планет и, в частности, маневра у Юпитера.

— Во-вторых, прохождение Солнечным зондом короны Солнца на очень малых расстояниях до центра Солнца (вплоть до 4-х радиусов Солнца) создает экстремальные условия функционирования всех бортовых систем зонда, включая научную аппаратуру и его служебные системы.

— В-третьих, учитывая критические условия полета вблизи Солнца, которые могут привести к досрочному прекращению миссии, высокоскоростная радиопередача телеметрической информации с борта Солнечного зонда должна осуществляться в непрерывном режиме сразу на два наземных пункта приема информации.

— В-четвертых, в связи с перестройкой в России концептуальных взглядов на космические исследования вообще, исследования Солнца должны быть реализованы с максимально высокими показателями: стоимости, надежности, научной эффективности и времени проведения всех необходимых исследований.

Очевидно, что учет этих особенностей миссии, хотя и существенно ограничивает множество возможных вариантов ее реализации, однако выбор наилучших из них далеко неоднозначен. В это связи возникает необходимость в решении проблемы многокритериальной оптимизации траекторий и миссий для прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства. Учитывая сложившуюся практику проектирования космических миссий научного назначения, применять методы оптимизации можно только на этапе проведения Научно-исследовательских работ или на этапе разработки Технических предложений, когда допускается многовариантность миссии.

Сложность проблемы многокритериальной оптимизации траекторий и миссий

в ближайшие окрестности Солнца требует декомпозиции этой проблемы на ряд

взаимосвязанных задач. Однако, прежде всего, должна быть решена задача анализа

технических возможностей прохождения короны Солнца по всем систем КА,

обеспечивающим штатное проведения плановых экспериментов, которая стоит

несколько особняком от остальных задач. Тем не менее, только в случае успешного

решения этой задачи возникает потребность в решении всех последующих задач,

таких как задача синтеза возможных вариантов траектории перелета и вариантов

космического комплекса, реализующих эти траектории, которые при этом должны

5

удовлетворять всем требованиям и ограничениям, накладываемым физическими и техническими особенностями миссии в ближайшие окрестности Солнца. В свою очередь, при успешном решении предыдущих задач возникает необходимость в оптимизации полученных приближений вариантов траекторий и миссий, принадлежащих различным классам, для последующего корректного сравнения их по заданным критериям и отбора конкурентоспособных вариантов миссии.

Многообразие классов миссий в ближайшие окрестности Солнца порождается в основном двумя группами факторов: факторами определяющими различные варианты схем миссий и факторами определяющими различные- варианты структуры космического комплекса, реализующего соответствующий вариант миссии. Учитывая, что полет к Солнцу возможен по схемам: с использованием различных сочетаний гравитационных маневров у планет, с использованием различных типов двигателей (например, химических и электрореактивных) и различных энергоустановок (солнечных и ядерных), с использованием различных разгонных блоков (РБ) и ракет-носителей (РН), разной мощности (легкие РН, средние РН и тяжелые РН), - возникла необходимость в проведении разветвленной классификации вариантов миссий в ближайшие окрестности Солнца.

Синтез вариантов миссий в соответствии с классификацией возможных миссий к Солнцу представляет собой отдельную крупномасштабную задачу, сопряженную с построением дискретных областей достижимости ближайшего околосолнечного пространства. Такие области, построенные в координатах критериев научной эффективности и продолжительности миссии к Солнцу, позволяют делать предварительный отбор вариантов в рамках определенного класса миссии для последующей более точной их оптимизации.

Несмотря на высокое внимание многих специалистов к проблеме синтеза и оптимизации траекторий межпланетных перелетов, большое разнообразие схем полета к Солнцу, предполагающих использование многократных гравитационных маневров у различных планет (Меркурий, Венера, Земля, Юпитер) и применение электрореактивных двигательных установок, потребовало разработки оригинальной методики и эффективных алгоритмов оптимизации по параметрам и управлениям движением КА для миссий, принадлежащих различным классам. Основными отличительными особенностями этих разработок являлась способность

оптимизировать не только параметры и управление вектором суммарной тяги электрореактивных двигательных установок, но и параметры проведения многократных гравитационных маневров, а также возможность прямо учитывать многие фазовые ограничения на траектории межпланетного перелета. Это стало возможным в результате модификации и применения метода последовательной линеаризации Р.П. Федоренко для составных динамических систем, которые наилучшим образом позволяли моделировать и оптимизировать в целом многообразные межпланетные траектории с большим количеством фазовых ограничений.

Современные требования к повышению общей эффективности исследований, в том числе и прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства, предполагают планирование этих исследований. Исходя из существующего опыта проведения подобных исследований, предлагается разделить их на три этапа: разведывательный (предварительный) этап, основной этап и специальный этап. Причем каждому из этих этапов должны быть поставлены в соответствие определенные приоритеты критериев, характеризующих качество научных космических миссий с разных сторон. Для оценки качества миссий в ближайшее околосолнечное пространство предлагается использовать следующие критерии: суммарную стоимость миссии, включая затраты на разработку, производство, испытания и эксплуатацию; надежность выполнения миссии; научную эффективность миссии; продолжительность осуществления миссии, включая время на разработку, производство, испытания и эксплуатацию.

Многокритериальная оптимизация траекторий и миссий к Солнцу, принадлежащих различным классов, в которых существенно отличаются как схемы полета, так и составы космических комплексов, реализующих их, не может быть осуществлена в рамках одной процедуры, поскольку имеет несколько уровней взаимоподчиненных факторов, влияющих на значения критериев. Верхние уровни занимают так называемые внешние факторы, определяющие облик варианта миссии (например, количество и последовательность гравитационных маневров у планет), а низкие уровни - внутренние факторы, к которым относятся различные проектно-баллистические параметры, а также управления движением и системами

космического комплекса (например, даты совершения маневров, величины заправок разгонных блоков, управление вектором тяги электрореактивного двигателя).

В связи с этим, сначала оптимизация ведется в рамках отдельных классов траекторий и миссий, для которых внешние факторы принимают конкретные фиксированные значения, а затем осуществляется совместное ранжирование наилучших представителей классов по указанным четырем критериям с учетом приоритетов, соответствующих трем этапам исследований (разведывательному, основному и специальному). В результате должны быть получены три группы конкурентоспособных вариантов миссии, соответствующие этапам исследований. И, наконец, на основании такого отбора могут быть сформулированы рекомендации по эффективной программе прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства и Солнца.

Цель работы. Синтез и многокритериальная оптимизация вариантов траекторий и миссий в ближайшие окрестности Солнца, разработка рекомендаций по формированию программы прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства и Солнца.

Объект исследования. Объектами исследования являются траектория полета в ближайшее околосолнечное пространство и космическая миссия по доставке и проведению научных экспериментов, осуществляемая по определенной - схеме с помощью конкретного космического комплекса.

Предмет исследования. Баллистика, динамика, управление движением и-моделирование характеристик космических аппаратов и космических комплексов, осуществляющих дальние космические миссии.

Методы исследования. Проблема синтеза и многокритериальной оптимизации траекторий и миссий для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца, потребовала разработки и применения целого ряда методов. Основные из них следующие:

• Метод целенаправленного синтеза межпланетных траекторий, включающих многократные гравитационные маневры у планет и удовлетворяющих ряду ограничений;

• Метод многокритериальной оптимизации траекторий и миссий для исследований дальнего космоса, в частности ближайших окрестностей Солнца;

• Метод последовательной линеаризации Федоренко Р.П., модифицированный для решения задам оптимизации сложных межпланетных траекторий, включающих многократные гравитационные маневры у планет и участки применения движителей малой тяги, в частности электрореактивных двигателей;

• Методы математического программирования, в частности, методы одномерного поиска и методы нулевого порядка (например, деформируемого многогранника);

• Методы синтеза оптимального управления и оптимальной обработки динамической информации;

• Методы аналитического и численного моделирования управляемого движения космических аппаратов.

Научная новизна работы. Решение проблемы синтеза и многокритериальной оптимизации вариантов траекторий и миссий для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца потребовала помимо привлечения известных методов моделирования и оптимизации сложных технических систем создания новых подходов, методов, алгоритмов и программного обеспечения. В первую очередь к ним относятся:

• Проведение классификации вариантов траекторий и космических миссий в ближайшее околосолнечное пространство, учитывающей все современные возможности космической техники и технологий.

• Декомпозиция проблемы многокритериальной оптимизации вариантов траекторий и миссий для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца.

• Метод двухуровневой многокритериальной оптимизации траекторий и миссий в корону Солнца, принадлежащих различным классам (в частности, имеющим: различные комбинации гравитационных маневров, различные составы ракетно-космического комплекса, различные химические или электрореактивные двигательные установки, различные энергоустановки и др.);

• Метод целенаправленного синтеза вариантов дальних космических миссий в рамках заданных ограничений и с учетом критериев научной эффективности и продолжительности миссий;

• Методы моделирования и оптимизации сложных межпланетных траекторий, включающих многократные активные и пассивные гравитационные маневры и

участки включения движителей малой тяги (например, электрореактивных двигателей с различными типами энергоустановок);

• Методика моделирования и оптимизации сложных траекторий выведения и разгона КА на требуемые межпланетные траектории с учетом различных комбинаций ракетных средств выведения (химических РН и РБ, специальных модулей с электрореактивными двигательными установками, поддерживаемыми различными типами энергоустановок);

• Методика наведения КА в заданную область ближнего околосолнечного пространства с учетом гравитационного маневра у Юпитера;

• Методика имитационного моделирования полного управляемого движения Солнечного зонда во время его прохождения ближнего околосолнечного пространства с учетом всех особенностей реального полета (использование только инерциальной навигационной системы, моделирование «реальной» системы ориентации и стабилизации, учет околосолнечных возмущающих воздействий и др.);

• Методика проведения ранжирования вариантов траекторий и миссий, оптимальных в рамках своих классов миссий, по четырем критериям качества-миссии с учетом различных их приоритетов для трех этапов прямых исследований ближайших окрестностей Солнца в целях формирования рекомендаций по разработке программы таких исследований;

Практическая ценность. В совокупности все созданные в раках данной работы методы, методики и алгоритмы формирования и выбора конкурентоспособных вариантов миссии для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца являются достаточно полной методической базой для решения подобных проблем синтеза и многокритериальной оптимизации траекторий и миссий для исследования дальнего космоса. Более того, созданное и отлаженное программное обеспечение (на объектно-ориентированном языке C++), соответствующее этой методической базе, может рассматриваться как экспертная система, позволяющая синтезировать, анализировать и формировать конкретные рекомендации по эффективным программам исследования дальнего космоса с помощью космических миссий и соответствующих космических комплексов, существующих и разрабатываемых в настоящее время.

В числе разработанных вариантов траекторий и миссий к Солнцу были получены варианты, составляющие серьезную конкуренцию вариантам, разработанным по заказу Российского космического агентства в раках проектов «Пламя», «Солнечный зонд», «Интергелиос» и «Интергелиозонд». В частности, были разработаны: вариант №25 (в общей нумерации), который мог бы обеспечить планируемые научные исследования по проекту «Пламя», но на базе гораздо более дешевого и надежного РН «Союз-2»; вариант №8 (в общей нумерации), который мог бы с большим эффектом обеспечить планируемые научные исследования по проекту «Интергелиос», но на базе гораздо более дешевого конверсионного РН «Днепр».

Полученные в результате синтеза и оптимизации конкретные варианты траекторий и соответствующих миссии могут быть использованы для дальнейшего более детального проектирования миссии к Солнцу (на этапе эскизного проектирования) с учетом рекомендаций данных в работе по возможной программе прямых космических исследований ближайших окрестностей Солнца.

При появлении новых вариантов траекторий и миссий к Солнцу, разработанных на базе новейших космических технологий, процедуры моделирования, оптимизации и сравнительного анализа могут быть повторены (с использованием созданного программного обеспечения) и в случае получения более высоких оценок критериев для новых вариантов миссии рекомендации по формированию эффективной программы прямых космических исследований ближайших окрестностей Солнца могут быть пересмотрены.

Достоверность результатов. Применяемые в работе методы и методики базируются или являются модификациями известных и хорошо проверенных методов, в частности: метода последовательной линеаризации, методов математического программирования (в частности, методов: линейного программирования, методов одномерного поиска и методов нелинейного программирования нулевого порядка и др.), методов синтеза и программирования оптимального управления, методов оптимальной обработки информации, различных численных методов (в частности, методов: численного интегрирования обыкновенных дифференциальных уравнений, аппроксимации и интерполяции и

др.).

Точность математического моделирования различных этапов и форм управляемого движения КА устанавливалась в соответствии с требованиями точности определения основных характеристик и критериев качества миссий и с учетом существующего опыта моделирования движения КА на этапах НИР и разработки Технических предложений.

Некоторые варианты межпланетных траекторий и траекторий выведения КА, моделирующиеся в данной работе, моделировались также в отделе баллистики НПО им. С.А. Лавочкина. Различия в результатах моделирования не превосходили требований к точности моделирования на соответствующих этапах полета.

На защиту выносится:

• Проведение классификации возможных вариантов космических миссий в ближайшее околосолнечное пространство, в которой в качестве основных признаков классификации были определены факторы, оказывающие наиболее существенное влияние на заданные критерии оптимальности.

• Декомпозиция проблемы синтеза и многокритериальной оптимизации вариантов траекторий и миссий для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца.

• Метод двухуровневой многокритериальной оптимизации траекторий и миссий в корону Солнца, принадлежащих различным классам (в частности, имеющим: различные комбинации гравитационных маневров, различные составы ракетно-космического комплекса, различные химические или электрореактивные двигательные установки, различные энергоустановки и др.);

• Метод целенаправленного синтеза вариантов межпланетных траекторий в рамках заданных ограничений и с учетом заданных критериев оптимальности;

• Методика моделирования и «сквозной» оптимизации сложных межпланетных траекторий, включающих многократные активные и пассивные гравитационные маневры и длительные участки функционирования электрореактивных двигателей с различными типами энергоустановок;

• Методика имитационного моделирования полного управляемого движения Солнечного зонда во время его прохождения наиболее ответственного ближнего околосолнечного пространства с учетом всех обстоятельств реального полета (моделирование функционирования «реальной» системы ориентации и

стабилизации без проведения астрокоррекций, учет околосолнечных возмущающих воздействий и др.).

• Методика проведения ранжирования вариантов траекторий и миссий (оптимальных в своих классах) по четырем критериям с учетом их приоритетов для трех этапов прямых исследований ближайших окрестностей Солнца в целях формирования рекомендаций по программе этих исследований.

• Сформированные варианты траекторий и миссий (всего 27 вариантов) для прямых космических исследований ближайших окрестностей Солнца, включающих модели траекторий выведения и межпланетного полета и соответствующие космические комплексы, способные их реализовать.

• Три группы конкурентоспособных вариантов траекторий и миссий в ближайшие окрестности Солнца, рекомендуемые для проведения разведывательного, основного и специального этапов исследований.

• Рекомендации по космической программе прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства и Солнца.

Реализация результатов работы. Первые разработки вариантов миссий в ближайшее околосолнечное пространство были использованы в 1991 году в Технических предложений по проекту «Циолковский».

Затем в 1994 году, после подписания соглашения между Росавиакосмосом (в то время РКА) и NASA, начались работы по созданию совместной российско-американской миссии «Пламя». В рамках этого проекта были разработаны несколько вариантов траекторий и миссий к Солнцу, которые моделировались и оценивались с использованием приведенных выше методик. В результате они были включены в состав вариантов миссий, анализировавшихся в данной работе.

После прекращения совместных работ над проектом «Пламя» работы были продолжены в рамках российского проекта «Солнечный зонд», разрабатывающегося по заказу Росавиакосмоса (в то время РКА) в период с 1996 года по 1998 год. В результате на основе предлагаемого в данной работе методического аппарата был разработан целый ряд вариантов миссий, в которых применялись как гравитационные маневры у планет, так и электрореактивные двигатели. Разработка и анализ вариантов миссий к Солнцу продолжается до настоящего времени с учетом появляющихся новых космических технологий и новых методических наработок.

Кроме того, созданные методический аппарат и программное обеспечение применяются для моделирования и оптимизации космических миссий другого назначения:

— Проведение с помощью различных космических миссий гравитационных и астрофизических исследований по темам: «Гравитон» в 1997 - 1998 годах, «Гравитон-2» в 1999 - 2001 годах, «Целеста» в 2002 - 2004 годах (государственные контракты с ФГУП «ЦНИИ МАШ»).

— Проведение исследований Луны, Меркурия и дальних планет солнечной системы по темам: «Планета-21 век» в 1999 - 2001 годах, «Эстафета» в 2002 - 2004 годах (государственные контракты с ФГУП «ЦНИИ МАШ»).

— Проведение исследований Солнечно-Земных связей по темам: «Плунис» в 1999 — 2001 годах, «Плунис-МАИ» в 2002 - 2004 годах (государственные контракты с ФГУП «ЦНИИ МАШ»).

— Моделирование и оптимизация траектории полета к Марсу с использованием электрореактивных двигателей, 2001 год (контракт с

ФГУП «НИЦ им. Г.Н. Бабакина»)

Апробация работы. Основные результаты работы доложены на 19 международных конгрессах и конференциях, на 9 российских конференциях, на 11 семинарах и Workshop-ax в ИКИ РАН, ИЗМИР АН и НПО им. С.А. Лавочкина..

Публикации. Основное содержание работы отражено в 20 международных и 14 российских печатных работах. Среди них международные и российские журналы: «Journal of Space Research», «Journal of Optimization and Control», Известия РАН «Теория и системы управления», Космические исследования, Вестник МАИ, Препринт ИКИ РАН.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, восьми глав, списка литературы и шести приложений. Объем работы 434 страницы, в том числе 81 рисунок и 75 таблиц. Список литературы включает 88 наименований. Работа имеет 6 приложений (книга 2) на 142 страницах.

Содержание работы

Первая глава диссертационной работы посвящена постановке проблемы синтеза и многокритериальной оптимизации траекторий и миссий для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца. В начале главы в самых общих

чертах рассматриваются основные фундаментальные задачи исследования ближайшего околосолнечного пространства и Солнца. В этих материалах основное внимание обращается на условия и необходимость проведения обсуждаемых научных экспериментов непосредственно в ближайших окрестностях Солнца.

Исходя из основных требований и рекомендаций.по проведению научных экспериментов, формируется концепция прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства, определяющая цель и задачи космической миссии, обеспечивающей проведение этих исследований.

В соответствии с рекомендациями и общим состоянием современной космической промышленности определяются критерии оптимальности траекторий и миссий в ближайшее околосолнечное пространство, оценивающие в разных аспектах (экономическом, техническом, научном и временном) качество возможных вариантов миссии. Фиксируются конкретные ограничения, накладываемые на технические характеристики таких миссий, а также на ресурсы, которые могли бы быть выделены на их реализацию.

Для повышения эффективности прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства и Солнца предлагается рассматривать три этапа исследований: разведывательный, основной и специальной, - отличающиеся приоритетами критериев качества миссий. В итоге это позволяет сформировать рекомендации по эффективной программе исследований ближайшего околосолнечного пространства, включающей последовательность наилучших вариантов миссий с учетом изменения. приоритетов критериев от начального до конечного этапов исследований.

С учетом всех введенных критериев, приоритетов и ограничений ставится в технических терминах проблема комплексной многокритериальной оптимизации вариантов траекторий и космических миссий для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца. Выявляются факторы, определяющие облик вариантов траекторий и миссий в ближайшие окрестности Солнца (внешние факторы), а также факторы (параметры и управления), уточняющие основные характеристики траекторий и миссий (внутренние факторы) и, следовательно, фиксирующие конкретные значения критериев оптимальности.

Если самая сложная траектория полета к Солнцу будет включать в себя N участков, имеющих с точки зрения математического моделирования существенные отличительные особенности (например: полет в различных гравитационных сферах действия небесных тел, движение с включенными электрореактивными двигателями), тогда на каждом ьм участке полета его траекторное движение описывается (с требуемой точностью) ьой динамической системой вида:

где: - вектор фазовых переменных, характеризующий текущее

состояние КА на ьм участке полета; и1^') е[/(11)— Г,--мерная кусочно-непрерывная функция управления и варьируемые параметры,

являющиеся внутренними факторами на ьм участке полета КА; ц е () -варьируемые внешние факторы, влияющие на всю траекторию полета в целом.

Моменты времени 1К' окончания полета КА на каждом ьом участке траектории определяются из условий:

где: /л' - скалярные функции, обладающие необходимой степенью гладкости.

В моменты времени /к' I— 1, ..., N производятся преобразования векторов фазового состояния КА при переходе от одной динамической системы (1) к другой, моделирующих движение КА на смежных участках траектории полета:

где: -мерная вектор-функция, обладающая необходимой степенью

гладкости.

Все внешние и внутренние факторы, оказывающие существенное влияние на критерии оптимальности миссии, собранные вместе по всем N участкам траектории, образуют расширенные векторы управлений - и(') и факторов - р (внешних - q и внутренних -

и(■) еи*>{и'0') е и'О'), VI1 е[10'.1к']. /=/.....Ы}.

Качество того или иного сочетания конкретных значений (реализаций) этих варьируемых факторов должно оцениваться по критериям:

— 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.

В общем случае заданные критерии качества миссии являются интегро-

терминальными функционалами факторовр и и('), то есть:

у = 1. 2, 3, 4;

где: - гладкие скалярные функции; номер последнего участка

полета, на котором вычисляется терминальная частьу-го функционала. Поскольку любые технические и физические ограничения миссии к Солнцу с математической точки зрения также являются функционалами факторов р и и(-), то они, в общем случае, могут быть представлены как функциональные ограничения в виде равенств и неравенств:

Где т - количество ограничений вообще, т/ - количество ограничений типа равенств.

Таким образом, задача многокритериального выбора оптимального варианта космических миссий для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца, например на этапе разведывательных исследований, может быть сформулирована следующим образом: найти такие которые при выполнении

условий (1)+(4),(6) определят выбор оптимального варианта миссии по критериям (5) согласно следующим приоритетам:

рУО >РШ >РШ >РШ (7)

Где номера показателей критериев совпадают с очередностью их перечисления (см. выше), а р(- условное обозначение приоритета 1 -ого критерия.

Приоритеты показателей критериев (7) указаны для разведывательного этапа исследований, а для основного и специального этапов они будут следующими:

(8)

рШ >РШ >РУ0 >РШ

В результате решения поставленной проблемы каждому этапу исследований согласно приоритетам (7), (8) должны соответствовать свои оптимальные варианты миссии к Солнцу. Предлагается на этой основе и с учетом критериев систем более высокого уровня разработать рекомендации по формированию эффективной трехэтапной программы прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства.

Во второй главе обосновывается классификация возможных вариантов космических миссий в ближайшее околосолнечное пространство и проводится декомпозиция проблемы многокритериального выбора космической миссии в корону Солнца.

В качестве основных признаков классификации используются внешние факторы, определяющие облик конкретных вариантов траекторий и миссий, а также космических комплексов, реализующих их. Эти факторы были условно разделены на две группы: группа факторов, определяющая схему и основные характеристики этапа выведения КА на межпланетную траекторию (например: типы и модификации ракет-носителей и разгонных блоков, типы электрореактивных двигателей, тип и мощность энергетической установки, схемы разгона КА на межпланетную орбиту и др.), и группа факторов, определяющая схему и основные характеристики этапа межпланетного полета КА, вплоть до прохождения ближайших окрестностей Солнца (например: наличие на борту КА электрореактивной двигательной установки ее тип и мощность, количество и последовательность проведения гравитационных маневров и др.). 18

Фиксация внешних факторов определяет облик конкретных вариантов траектории и миссии, однако для полного определения их основных характеристик необходимо зафиксировать внутренние факторы: проектно-баллистические параметры и управления траекторией движения КА в процессе выполнения миссии (например: параметры промежуточных орбит при разгоне КА; массы топлива, заправляемого в баки разгонных блоков; даты старта и проведения гравитационных маневров у планет; моменты времени включения - выключения электрореактивных двигателей; стратегии управления вектором тяги электрореактивной двигательной установки и др.).

В данной главе осуществляется декомпозиция проблемы многокритериальной оптимизации траекторий и миссий для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца на ряд взаимосвязанных задач, основные из которых представлены в «дереве» задач (см. структурную схему на рис.1).

В третьем главе рассматриваются методики оценки критериев качества траекторий м миссий к Солнцу и метод решения проблемы многокритериальной оптимизации траекторий и миссий для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца.

Методики предварительной оценки нормированных показателей критериев качества траекторий и миссий к Солнцу включают:

• Методику нормированного показателя суммарной стоимости космической миссии;

• Методику нормированного показателя надежности миссии;

• Методики оценки совокупного и трех нормированных частных показателей научной эффективности миссии;

• Методику нормированного показателя суммарного времени осуществления миссии.

Предварительная оценка стоимости создания и эксплуатации космического комплекса, осуществляющего полет по заданной траектории и миссию в целом, обычно включает затраты на его разработку, производство, испытание и наземное обслуживание.

Поскольку эта оценка делается для проведения сравнительного анализа различных вариантов миссий, то важны не абсолютные значения стоимости того или иного варианта миссии, а их относительные показатели, дающие возможность сравнивать миссии между собой. Из всех составляющих стоимости миссии выделяются только те из них, которые вносят наиболее существенную разницу в сравнительную оценку. Исходя из существующих и разрабатываемых космических технологий, к таким составляющим космического комплекса относятся: ракета-носитель, разгонные блоки с химическими двигательными установками, электрореактивные двигательные установки, солнечные и ядерные энергоустановки.

Сравнительная оценка нормированных показателей стоимости вариантов

миссии строится на основе предельных цен подсистем космических комплексов,

указанных выше. В результате для дальнейшего анализа каждого варианта миссии

предлагаются верхняя и нижняя оценки относительного нормированного показателя / тах » т'т

стоимости: 20

В качестве предварительной оценки надежности реализации траектории и миссии к Солнцу выступает вероятность реализации требований доставки и проведения научных экспериментов на борту Солнечного зонда в заданной области околосолнечного пространства. Эта операция включает цепь промежуточных операций, каждая из которых характеризуется собственным набором средств их реализации. К основным промежуточным операциям любого варианта траектории и миссии к Солнцу относятся:

• операция выведения и разгона КА на межпланетную траекторию;

• операция межпланетного перелета к Солнцу;

• операция прохождения ближайших окрестностей Солнца.

Поскольку в рамках проблемы многокритериальной оптимизации вариантов траектории и миссии к Солнцу проводится сравнительный анализ вариантов, в том числе по критерию надежности миссии, то целесообразно рассматривать только те звенья цепи событий, вероятности выполнения которых существенно отличаются. Имея ввиду наиболее сложные варианты траекторий и миссии к Солнцу, к факторам, существенно отличающим перечисленные выше операции (по вероятности их выполнения), относятся;

— близость к поверхности Солнца во время прохождения его короны;

— конкретное сочетание химических ракетных средств, осуществляющих миссию (ракета-носитель, разгонные блоки, двигательные установки);

— наличие и количество гравитационных маневров у планет;

— наличие, длительность и количество включений электрореактивных двигательных установок, а также тип и мощность энергоустановки.

Если все события реализации траектории и миссии в целом разделить на две группы: существенно зависимые от варианта миссии и практически не зависимые, то вероятность проведения операции может быть представлена двумя сомножителями:

р = РохРч (ч) (9)

где Ро — произведение вероятностей операций, не зависящих или слабо зависящих от вариаций факторов, определяющих вариант миссии, Рч(ф - произведение

вероятностей операций, существенно зависящих от вариаций перечисленных выше внешних факторов д . Таким образом, относительная вероятность сравниваемых альтернатив траекторий и миссий по критерию надежности определяется в виде:

рч (ч) = РЧ1 (Ч)ХРЯ2 (я) *Ряз (я) хРЧ4 (я) (10)

где - вероятности операций, в которых имеют место события,

определяемые четырьмя упомянутыми выше факторами влияния д . Поскольку речь идет лишь о сравнительном анализе, то вместо оценки этих вероятностей и относительной вероятности могут быть использованы

нормированные относительные показатели всех этих вероятностей, то есть:

Ы<д = х^2з(Я) Х^24(я) (11)

где - нормированный относительный показатель вероятности успешного

осуществления траектории и миссии к Солнцу. Предварительная оценка научной эффективности траектории полета к Солнцу и миссии в целом строится на предположении об обеспечении при прохождении ближайших окрестностей Солнца устойчивой передачи телеметрической информации на Землю (30 Кбод). В этом случае все остальные требования проведения научных экспериментов могут быть сведены к трем показателям, определяющим научную эффективность миссии:

— минимальное расстояние до центра Солнца, но не более 30 Ксолнш (~ 20 млн. км);

— максимальное приближение наклонения конечной орбиты к полярному прохождению ближайших окрестностей Солнца;

— максимальная масса Солнечного зонда с не менее 35 кг научной аппаратуры.

Моделирование процессов прохождения ближайших окрестностей Солнца и транспортной операции по доставке Солнечного зонда по одной из возможных траекторий полета к Солнцу, а также оценка энергомассовых возможностей вариантов ракетно-космического комплекса позволяет получить предварительные оценки трех частных и одного совокупного показателей научной эффективности траекторий и миссий в ближайшее околосолнечное пространство.

Предварительная оценка суммарного времени осуществления миссии должна включать: время необходимое для полномасштабной разработки проекта миссии; время производственного цикла; время на проведение всех необходимых испытаний; время транспортировки и подготовки к старту космического комплекса и, наконец, продолжительность самой экспедиции. Однако, учитывая, что для многокритериального выбора миссии к Солнцу необходимы сравнительные оценки этого критерия, предлагается учитывать только продолжительность конкретного варианта миссии и время на разработку и создание новых элементов и систем космического комплекса, реализующего эту миссию.

В данной работе независимо от минимизации или максимизации рассматриваемых критериев оптимальности все их нормированные относительные показатели с ростом качества миссии по любому из критериев увеличиваются от О до 1 (например, со снижением стоимости миссии растет величина нормированного показателя стоимости).

Вторая часть третьей главы посвящена моделированию связей факторов (внешних и внутренних) с нормированными показателями качества миссий. В основном такими моделями являются: составные динамические системы, моделирующие полет к Солнцу, включая этап выведения на межпланетную траекторию, и модели функционирования системы, управления движением Солнечного зонда в процессе прохождения ближайшего околосолнечного пространства.

В третьей, завершающей части данной главы рассматривается метод решения проблемы многокритериальной оптимизации траекторий и миссий для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца.

Согласно методикам оценки нормированных относительных показателей качества миссии, применяемых в работе, первые два показателя, соответствующие критериям стоимости и надежности миссии, определяются внешними факторами миссии q , а два остальных показателя, соответствующие критериям научной эффективности и времени осуществления миссии, зависят от всех факторов (внешних и внутренних), то есть от и(-) и от р ,включающих q (см.(4)). Следовательно, первые показатели могут быть оценены как функции только

внешних факторов влияния q при подтверждении реализуемости рассматриваемого варианта миссии, то есть как терминальные функционалы вида:

•Ш = У = I, 2; (12)

Показатели качества миссии оцениваются как

интегро-терминальные функционалы (см. (5)).

С другой стороны, поскольку классификация траекторий и миссий в ближайшее околосолнечное пространство строится по признакам, определяемым внешними факторами миссии q , то указанные особенности оценивания показателей качества миссии позволяют разделить (декомпозировать) проблему многокритериальной оптимизации миссий к Солнцу на два уровня:

— сначала, оптимизация ведется в рамках отдельных классов траекторий и миссий (при фиксированных внешних факторах q) по двум показателям качества миссии

— затем, осуществляется многокритериальный выбор вариантов, представляющих различные классы траекторий и миссий, по всем показателям качества миссии:

Важно отметить, что второй уровень оптимизации может включать не только оптимальные варианты миссий из различных классов, полученные на первом уровне оптимизации, но и варианты миссии к Солнцу, синтезированные иначе.

В этой главе предлагается методика многокритериального отбора вариантов на втором уровне оптимизации путем ранжирования вариантов траекторий и миссий в ближайшее околосолнечное пространство. Очевидно, что эта процедура должна учитывать приоритеты (значимость) нормированных относительных показателей качества миссии, которые зависят от этапа исследований ближайшего околосолнечного пространства. Всего, как отмечалось, их три: разведывательный (предварительный) этап исследований, основной (регулярный) этап исследований, специальный (углубленный) этап исследований.

С целью выявления конкурентоспособных вариантов траекторий и миссий предлагается провести процедуру ранжирования вариантов с помощью линейной комбинации нормированных показателей качества миссий с «весовыми» коэффициентами, определяющими приоритеты критериев. При этом для

исключения субъективизма при назначении конкретных значений этих коэффициентов предлагается назначить лишь верхние и нижние их значения, которые кроме сохранения приоритетности критериев должны удовлетворять требованиям нормировки их в линейной комбинации, то есть:

j max _ jp £ max, j £ ^ max ~ J. j mm _ £ с"''"' J'• 27 С mm ~ I

о flux _ mm

Здесь С/ ,Ct - максимальные и минимальные значения «весовых» коэффициентов нормированных показателей качества миссий соответствующие приоритетам заданных критериев в конкретной задаче оптимизации; - максимальные и минимальные значения линейной

свертки нормированных показателей качества миссий. Таким образом, сохраняя заданную приоритетность критериев, которая определяется неравенствами между «весовыми» коэффициентами, практически исключается волюнтаризм назначения последних.

Процедура ранжирования полученных ранее вариантов траекторий и миссий в корону Солнца строится согласно следующему алгоритму.

1) Для всех участвующих в ранжировании вариантов миссии определяются «верхние» и «нижние» оценки Jz^j , Jz""j ,j = 1. 2,..., по формулам (13);

2) Из их числа выбирается вариант, имеющий максимальное значение

г тахта _ 1Л21Х . п1ах

«верхней» оценки, то есть:

3) Производится отсев неконкурентоспособных вариантов миссии по правилу: j max g £ J m'n max J max maxJ

Где Л'™ - «нижнее» значение оценки свертки для варианта миссии, имеющего максимальное значение «верхней» оценки;

4) Производится назначение рейтинговых мест среди отобранных вариантов в порядке убывания значения

В результате проведения процедуры ранжирования для каждого этапа

исследований (разведывательного, основного, специального) определяются три

группы наиболее конкурентоспособных вариантов траекторий и миссий к Солнцу, которые выстраиваются в порядке убывания значений «верхней» оценки свертки.

По существу предлагаемый метод определяет логику решения поставленной в работе проблемы. В укрупненном виде она сводится к решению трех групп задач, решаемых в порядке следования:

• Решение задач синтеза и оптимизации вариантов траекторий и миссий в ближайшее околосолнечное пространство в рамках всех рассматриваемых классов по отдельности;

• Решение задач ранжирования вариантов траекторий и миссий, представляющих. различные классы, для трех этапов исследования: разведывательного, основного и специального;

• Разработка рекомендаций по формированию программы прямых исследований ближайших окрестностей Солнца с учетом критериев систем, более высокого уровня.

В четвертой главе рассматриваются методы синтеза и оптимизации траекторий в корону Солнца в рамках отдельных классов.

В первой части главы, исходя из схем межпланетного полета, включающих практически любое количество промежуточных гравитационных маневров у планет, разработаны методики и алгоритмы, позволяющие путем целенаправленного моделирования синтезировать разветвляющуюся последовательность («дерево») траекторий между планетами проведения гравитационных маневров (назначенных заранее). В конце каждой такой последовательности («ветви дерева») оцениваются критерии научной эффективности и продолжительности миссии.

Для целенаправленного построения «деревьев» траекторий в рамках определенной группы классов миссий анализируются конкретные факторы формирования всех возможных схем миссий и разрабатываются математические модели всех промежуточных операций. В частности, разрабатывается методика эффективного численного решения уравнения Ламберта, связывающего параметры кеплеровой орбиты КА в центральном гравитационном поле притягивающего небесного тела с начальным и конечным радиус-векторами этой орбиты и временем перелета - между этими точками космического пространства.

Имея достаточно точную информацию об эфемеридах планет солнечной системы и задаваясь планетами проведения соседних гравиманевров, имеющих идентификационные номера р,.\ и р,, а также фиксируя даты отлета КА - /,.| и его подлета - /у к этим планетам, всегда можно определить радиус-векторы г^ и г/ планет в моменты времени их облета, а также длительность соответствующего участка траектории перелета Г/ = и - , то есть исходные данные для решения уравнения Ламберта. В результате его решения определяются все параметры кеплеровой гелиоцентрической орбиты на рассматриваемом участке перелета КА.

Предполагается, что в общем случае КА может совершить N гравиманевров. Объединяя варьируемые параметры всех гелиоцентрических участков межпланетной траектории, формируется общий вектор параметров д::

здесь - дата старта.

На вариации этих факторов налагаются ограничения:

где Р- множество номеров планет, у которых производятся гравитационные маневры; - целое число.

Таким образом, вектор параметров X (14) полностью определяет упрощенную модельную траекторию межпланетного перелета, а ограничения (15) - множество всех возможных траекторий.

Если заданны векторы Г/ и Г?, а угловая дальность перелета не превышает 360°, то каждая траектория определяется единственным параметром- временем перелета Г , которое связано с большой полуосью а перелетной орбиты КА уравнением Ламберта:

где - гравитационный параметр притягивающего небесного тела; п = 0, 1,... - количество полных витков КА на орбите перелета;

тт = ^ [ л-Ф) (5т-5т £1П) +2т];

5,„ = 2 огаш Л^ + ^ + $' 0 <5т<к; 6=2 агсят

г, + Г7 +я

О <5 <7Г, е = 2 агсзт Л / —^—. 0<е<л..

Для эффективного решения уравнения Ламберта в Приложении №1 предлагается использовать несколько методов численного поиска ноля одномерной функции, в зависимости от тех или иных исходных данных.

Суть алгоритма перебора моментов времени (дат) проведения гравиманевров достаточно хорошо иллюстрируется на рис.2.

Рис. 2

На рисунке изображены: тонкими линиями - условные траектории планет проведения гравиманевров, кружками - местоположения планет Т\ в дискретные моменты времени пунктирными линиями - участки траектории, на которых нарушаются некоторые ограничения, например, по расходам характеристической скорости, сплошными жирными линиями - допустимые участки траектории.

Из рисунка видно, что моделирование участков траекторий, последующих за участками, на которых были нарушены какие-либо ограничения, теряет смысл и наоборот - представляют дальнейший интерес (при моделировании) те участки, которые удовлетворяют всем ограничениям (сплошные жирные линии). Другими словами, введение конкретных ограничений по заданным критериям качества траекторий и миссий к Солнцу позволяет с помощью разработанного алгоритма целенаправленно сузить множество возможных перелетных траекторий. 28

УМ

В результате построения «дерева» траекторий для некоторого класса траекторий определяется дискретное множество достижимости - D(X)t под которым понимается отображение допустимого множества X варьируемых параметров д: (см.(14)) на пространство некоторых составляющих критериев оптимальности траектории (например: расход характеристической скорости на траектории -который прямо связан с величиной массы научной аппаратуры, доставляемой к Солнцу; радиус перигелия и наклонение конечной околосолнечной орбиты - f,T и /; продолжительность перелета к Солнцу - Т), то есть:

D(X) = { Vz(x), Т(х), rx(x), i(x): х еХ} (17)

На основании множества достижимости (17), полученного в рамках определенного класса траекторий, проводится предварительный анализ траекторий к Солнцу. В качестве метода предварительного многокритериального отбора наилучших вариантов траекторий (внутри класса) в работе применяется метод Парето. Результаты такого отбора хорошо видны на фоне дискретного множества достижимости, изображенного на рис.3.

Рис. 3

Каждой точке на рисунке соответствует определенный вариант перелетной траектории. Точки, которые соприкасаются с огибающей (изображенной штрихпунктирной линией), соответствуют Парето-оптимальным траекториям в рамках рассматриваемой группы классов.

Вторая часть главы посвящена методам оптимизации различных траекторий

выведения и межпланетного полета в рамках определенной группы классов, то есть

29

при фиксированных внешних факторах q (см. (12)). Исходя из физических и технических особенностей операций выведения и межпланетного перелета, в начале этой части главы проводится декомпозиция задачи оптимизации траекторий полета к Солнцу по критериям научной эффективности (нормированный показатель -¿3 [и0)' р]) и продолжительности миссии (нормированный показатель -

Л М-). РЬ

Согласно принципу оптимальности вместо задачи (5) для третьего и четвертого критериев (первый и второй критерии при фиксированных

факторах q остаются неизменными в рамках одного класса миссий) рассматриваются две оптимизационные задачи:

1) Задача оптимизации выведения КА по критерию:

("0Г- ^ "РИ огРаничении

2) Задача оптимизации межпланетного перелета по критерию:

/><Уз (и('Г' р"еР)-при °таничении

Т*р[и().рмр] ¿.8лет- Гыв[и(-)'м,рм']

Где индексами «выв» и «пер» обозначены параметры, управления и функционалы соответствующие этапам выведения и перелета, а нормированный показатель продолжительности миссии - У* заменен на сам критерий Т и переведен в разряд ограничений.

Кроме указанных ограничений должны учитываться соответствующие технические ограничения и соблюдаться «стыковка» начальных условий межпланетного перелета и конечных условий выведения КА из сферы действия Земли, например достаточность некоторых координат вектора с точки зрения реализуемости последующей перелетной межпланетной траектории, в частности -достаточность массы выводимого КА.

В свою очередь, учитывая самые сложные (на современном уровне) схемы выведения, проводится декомпозиция задачи оптимизации выведения. В случае рассмотрения схемы выведения, включающей этап доразгона КА с помощью

(18)

(19)

движителей малой тяги, задача оптимизации выведения (18) может быть разбита на три задачи, решающиеся последовательно (в порядке совпадающем с проведением операции выведения).

Задача 1: определение оптимальных управления и значений проектно-баллистических параметров выведения и разгона КА на заданную промежуточную околокруговую орбиту, которые при выполнении всех требуемых ограничений обеспечат максимум массы КА с помощью только химических ракетных средств.

Задача 2: определение оптимальных управления и значений проектно-баллистических параметров доразгона КА с заданной промежуточной околокруговой орбиты до выхода КА из сферы действия Земли, которые при выполнении всех требуемых ограничений обеспечат с помощью движителей малой тяги максимум массы КА при ограничении на продолжительность этой операции.

Задача 3: определение оптимальных параметров промежуточной орбиты, обеспечивающей максимум критерию (18) при заданных ограничениях.

Исходя из указанной декомпозиции задачи оптимизации выведения, предлагаются методики оценки массы и определения квазиоптимальных параметров выведения КА с помощью «химических» ракетных средств: оценка массы космической головной части, выводимой ракетой-носителем; оценка массы разгоняемого КА и квазиоптимальных параметров разгона КА с помощью «химических» разгонных блоков; оценка массы топлива, затрачиваемого на компенсацию потерь характеристической скорости при разгоне КА «химическими» разгонными блоками; оценка массы разгоняемого КА «химическими» разгонными блоками с выходом на межпланетную траекторию. Кроме того, предлагается методика предварительной оценки массы КА, доразгоняемого с помощью электрореактивных двигательных установок (ЭРДУ).

В последней части четвертой главы рассматриваются методики и программное обеспечение решения задач моделирования и оптимизации межпланетных траекторий полета в ближайшее околосолнечное пространство как задач моделирования и оптимизации составной динамической системы. Для формирования такой составной динамической системы, моделирующей полет КА на разных участках траектории, разработаны методики моделирования: активного и пассивного движения КА с электрореактивной двигательной установкой;

31

управляемой силы тяги электрореактивной двигательной установки, поддерживаемой либо солнечной, либо ядерной энергоустановками; маневров КА с химическими двигательными установками; гравитационных маневров КА у планет.

В качестве базового методического аппарата для решения задач оптимизации составных динамических систем (1), имеющих большое число разнообразных фаговых и функциональных ограничений (6), применяется модифицированный метод последовательной линеаризации Р.П. Федоренко.

Суть этого метода заключается в сведении задачи оптимального управления с ограничениями на фазовое состояние системы (в частности, (19) (6)) к последовательно решаемой задаче линейного программирования, итеративно приближающей критерий к своему экстремуму. Ключевыми процедурами, позволяющими осуществить такую упрощающую замену, являются вычисления производных Фреше для всех рассматриваемых функционалов как для критерия, так и для фазовых ограничений.

При малых вариациях изменения функционалов могут быть

представлены в линейном приближении:

«Я; = Щ 8р + £ | с^ф 6их(ь) ск. j = I.....ш; (20)

где - матрицы и - функции (производные Фреше), вычисляемые на основе известной реализации траектории соответствующей управлению

В случае определения вариации функционала, соответствующей критерию оптимизации, она максимизируется в направлении его снижения (возрастания), а в случаях удовлетворения ограничений функционалов, например типа равенств, -вариации функционалов обнуляются (в задаче линейного программирования, решаемой на каждом шаге итерации, являются линейными ограничениями типа равенств).

Таким образом, сложность решения исходной оптимизационной задачи фактически «перекачивается» в необходимость многократного вычисления производных Фреше для всех функционалов (критерия и ограничений) и итеративного улучшения значения критерия при фиксированных значениях ограничений путем решения задачи линейного программирования. Кроме того, при

многократном решении задачи линейного программирования иногда возникает необходимость применения регуляризации для вырожденных случаев.

Важно отметить, что кроме относительно простого учета фазовых ограничений, например, проведение гравитационных маневров КА у планет, движущихся по своим эфемеридам, предлагаемый метод оптимизации межпланетных траекторий позволяет оптимизировать параметры перехода от одного участка движения к другому, то есть некоторые составляющие вектора и

сами моменты времени перехода - € [/„', /к'], I— 1, N . Причем это можно делать для всей сложной траектории перелета в целом, не разбивая ее на участки.

В работе приводится пример вычисления производных Фреше для простой составной динамической системы, а также наглядно комментируется предлагаемый прием регуляризации задачи линейного программирования.

В соответствии с разработанными методиками создано программное обеспечение (на языке С++) для оптимизации сложных межпланетных траекторий, включающих многократные гравитационные маневры и продолжительные участки управляемого движения КА с работающими электрореактивными двигателями.

В пятой главе анализируются возможности проведения непрерывной радиопередачи телеметрических данных в процессе пролета Солнечным зондом наиболее интересного, с точки зрения научных исследований, заключительного участка миссии, который проходит вблизи Солнца и на подлете к нему. Обсуждаются две крайние схемы пролета Солнца: в плоскости эклиптики и в плоскости ортогональной к ней, то есть по полярным траекториям. Исходя из этих схем, рассматривается возможность высокоскоростной радиопередачи из короны Солнца на различных международных диапазонах радиочастот сразу на две приемные станции, расположенные в достаточно удаленных друг от друга точках на поверхности Земли. Определяются основные характеристики бортового радиокомплекса (БРК) и антенно-фидерной системы (АФС), которые позволяют обеспечить такую радиопередачу, а также периодическую радиосвязь КА с Землей и радиоконтроль орбиты в процессе всего полета, включая возможное удаление КА до орбиты Юпитера.

В этой главе также анализируются возможность реализации требований к

обеспечению постоянной ориентации оагрсодИМЩййВД^ЭД^Чны на ^емлю (жестк0

библиотека I 33

С-Птрер» | О» «Т |

закрепленной на Солнечном зонде) и одновременной ориентации тепловых экранов Солнечного зонда на центр Солнца (в окрестности Солнца). Показывается, что они являются самыми жесткими при любой траектории перелета и поэтому определяют облик и основные характеристики системы управления ориентацией и стабилизацией (СОИС) Солнечного зонда, которая входит в состав рассматриваемого здесь же бортового комплекса управления (БКУ). При анализе учитывается, что работа СОИС в окрестности Солнца осложняется невозможностью применения (из-за высокой концентрации у Солнца межпланетной пыли) оптических датчиков, существенно уточняющих реальное угловое положение КА.

Поскольку экстремальные условия пролета ближайших окрестностей Солнца по существу определяют облик всех основных систем Солнечного зонда, в этой главе и в Приложении 2 рассматриваются принципы формирования остальных служебных систем зонда и оцениваются их характеристики. Управление всеми бортовыми системами Солнечного зонда осуществляется с помощью БКУ, в состав которого входит система управления бортовыми системами (СУБС), СОИС и бортовой цифровой вычислительный комплекс (БЦВК). В связи с этим анализируются предлагаемые варианты СУБС, СОИС и БЦВК, а также БКУ (в целом) с точки зрения частных критериев оптимальности, определенных в результате декомпозиции оптимизационной задачи.

Кроме того, для подтверждения реализуемости выполнения всех требований прохождения ближайших окрестностей Солнца проводится высокоточное моделирование управляемого движения зонда (центра масс и вокруг центра масс) на заключительном этапе полета с учетом всех существенных возмущающих воздействий и особенностей функционирования реального БКУ и БЦВК. В частности, выполнение требований прибытии Солнечного зонда в перигелий конечного участка траектории с заданной точностью проверяется путем решения задачи наведения Солнечного зонда. Очевидно, что от успешности решения задачи наведения зависит возможность выполнения требований проведения плановых научных экспериментов и обеспечения высокоскоростной радиопередачи телеметрической информации с борта зонда на два принимающих пункта на Земле.

В итоговой части данной главы и в Приложении 2 рассматривается компоновочная схема Солнечного зонда, которая в значительной мере определяется

принципами функционирования системы обеспечения теплового режима (СОТР) в самой экстремальной точке полета Солнечного зонда - в перигелии заключительной околосолнечной орбиты. Приводится базовая схема СОТР и анализируются характеристики различных материалов для теневого и тепловых экранов СОТР с учетом оценочных результатов моделирования наиболее напряженного режима работы СОТР Солнечного зонда. В заключении главы приводятся массовая сводка и основные оценочные характеристики базового варианта Солнечного зонда.

Следующие главы (шестая и седьмая) диссертационной работы посвящены описанию и предварительному анализу результатов моделирования и оптимизации вариантов траекторий и миссий в ближайшее околосолнечное пространство, принадлежащих различным классам. Изложение ведется в соответствии с классификацией миссий, разработанной во второй главе.

В шестой главе рассматриваются варианты траекторий и миссий, использующие схемы прямого перелета в ближайшие окрестности Солнца, то есть схемы, не включающие гравитационные маневры у планет. Для реализации таких схем рассматривались космические комплексы, применяющие различные комбинации ракетных средств как с химическими двигательными установками, так и с электрореактивными двигательными установками (ЭРДУ), обеспечиваемыми различными энергоустановками.

Результаты моделирования прямых схем полета, реализуемых с использованием только химических ракетных средств, показали, что никакие существующие и перспективные ракеты-носители (РН), включая РН «Энергия», не в состоянии доставить к Солнцу Солнечный зонд достаточной массы.

В связи с этим все варианты траекторий и миссий, представляющих группы классов, реализуемые по прямым схемам, в основном состоят из вариантов миссий, применяющих ЭРДУ в сочетании с различными типами энергоустановок (ядерных и солнечных). В Приложении 3 дается достаточно подробное описание особенностей моделирования и проектирования КА с различными типами электрореактивных двигателей и энергетических установок.

Моделирование прямых полетов к Солнцу с применением ЭРДУ показало, что основные характеристики вариантов миссии и критерии их качества существенно зависят от применяемого типа источника электроэнергии для поддержания работы

ЭРДУ. В работе рассматривались различные ЭРДУ на базе стационарных плазменных двигателей типа СПД- 70, 100, 290, поддерживаемые разными источниками электроэнергии: ядерными - типа «Топаз» и солнечными солнечными батареями различной площади. В сочетании с разными вариантами РН и разгонных блоков (РБ) разные варианты ЭРДУ и энергоустановок, по существу, определяли облик конкретного варианта космического комплекса. Из парка существующих и перспективных российских РН и РБ рассматривались: РН типа «Протон», РН типа «Союз», РБ типа «Д», РБ типа «Фрегат» и др..

В данной главе приводятся описания и основные характеристики вариантов траекторий и миссий, представляющих группы классов, реализованных по прямым схемам. Вариант №5 (в общей нумерации) миссии является характерным и в тоже время одним из лучших вариантов этой группы классов миссий. Этот вариант выводится на прямую перелетную траекторию к Солнцу, лежащую в плоскости эклиптики, с помощью РН«Союз» и транспортно-энергетического модуля, оснащенного ЭРДУ и солнечными батареями. На рис.4 изображена траектория прямого полета к Солнцу в проекции на плоскость эклиптики, соответствующая этому варианту миссии.

2Е+11

1Е+11

0Е+0

-1Е+11

-2Е+11

у, м Пассивный участок Ч, \ 1 ГА

/( Ггч! V Vе 1 / / / / элн^е/ !

\ \ \ \ \ ч \ V ^ / / / Отлет от ' Земли /

/ Орбита 3< \ - мли . - ■' \ Активный участок X, м

•2Е+11

-1Е+11

0Е+0 Рис. 4

1Е+11

2Е+11

Согласно проведенному численному моделированию и оптимизации этого варианта миссии этап выведения и электрореактивного разгона КА вместе с этапом межпланетного полета КА займут примерно 3.48 года. Масса доставляемого к Солнцу (на конечную гелиоцентрическую орбиту с Солнечного

зонда с научной аппаратурой или какими-либо дополнительными модулями специального назначения может составить около 1890 кг.

Другим характерным вариантом прямого полета к Солнцу является вариант №4 (в общей нумерации), осуществляемый также на базе РН «Союз» и с применением ЭРДУ. Однако, для обеспечения работы ЭРДУ используется ядерная энергоустановка. Как видно на рис. 5 это приводит к принципиально другой оптимальной траектории полета. Основное отличие этого варианта миссии от упомянутого выше заключается в том, что полученная оптимальная программа управления вектором тяги ЭРДУ изменяет не энергию орбиты, характеризующуюся величиной большой полуоси (как в предыдущем варианте), а ее форму, т.е. эксцентриситет.

-МО"

Рис. 5

При использовании ядерной энергоустановки «Топаз-30» по приведенной оптимальной траектории к Солнцу может быть доставлен Солнечный зонд массой 560 кг за 3.1 года.

В завершении описания и предварительного анализа вариантов траекторий и миссий данной группы классов оцениваются критерии оптимальности для шести вариантов миссий прямого полета к Солнцу с целью последующего многокритериального отбора лучших вариантов траекторий и миссий из вариантов, представляющих все классы.

В седьмой главе рассматриваются результаты моделирования и оптимизации вариантов траекторий и миссий, использующих схемы перелета к Солнцу с гравитационными маневрами у планет. При этом эти классы миссий разделены на две ярко выраженные группы:

• Варианты траекторий и миссий к Солнцу с использованием различных комбинаций активных и пассивных гравитационных маневров у планет земной группы без использования гравитационного маневра у Юпитера;

• Варианты траекторий и миссий к Солнцу с использованием гравитационного маневра у Юпитера, которые, в свою очередь, разделены на две подгруппы классов:

. Варианты траекторий и миссий, включающие только один гравитационный маневр у Юпитера;

. Варианты траекторий полета к Юпитеру с использованием различных комбинаций активных и пассивных гравитационных маневров у планет земной группы.

В соответствии с методиками, разработанными в четвертой главе работы, в начале этой главы приводятся и анализируются результаты моделирования «дерева» траекторий полета к Солнцу с различными комбинациями гравитационных маневров у планет земной группы. На основе результатов моделирования более миллиона вариантов таких траекторий построено дискретное множество достижимости ближайших окрестностей Солнца в пространстве критериев научной эффективности и продолжительности миссий. Из них согласно принципу Парето выбраны наиболее конкурентоспособные варианты из этого класса миссий.

Одним из Парето-оптимальных вариантов миссии и в тоже время характерной миссией (для этого класса) является вариант№8 (в общей нумерации). На рис.6 представлена проекция межпланетной траектории этого варианта миссии на плоскость эклиптики. Видно, что в процессе перелета к Солнцу Солнечный зонд

совершает пять гравииманевров: один у Венеры, два у Земли и еще два Венеры (обозначены цифрами).

Рис. 6

Выведение зонда на эту траекторию осуществляется ракетно-космическим комплексом на базе конверсионного РН «Днепр» и модернизированного РБ «Фрегат» - версия «Лифт». По предварительным оценкам при старте 13.09.2002 основные характеристики рассматриваемого варианта миссии будут следующими: радиус перигелия окончательной орбиты - 30.5 Ясолиш ; продолжительность перелета - 4.6 лет; масса Солнечного зонда, доставляемого к Солнцу около 400 кг.

В главе 8 и в Приложениях 4 и 5 рассматриваются также варианты миссии, включающие только один гравитационный маневр у Юпитера, в частности, варианты миссии, разработанные в рамках отечественно проекта «Циолковский» и российско-американского проекта «Пламя».

При рассмотрении варианта миссии «Циолковский» (вариант №14 в общей нумерации), определяется: структура и состав соответствующего космического комплекса, траектория и проектно-баллистические характеристики миссии на всех этапах полета. В Приложении 4 формируются облик и основные характеристики базового варианта КА «Циолковский», его служебных систем, а также входящего в его состав специализированного зонда, который предназначался для прохождения ближайших окрестностей Солнца.

При рассмотрении варианта миссии «Пламя» (вариант №15 в общей нумерации) формулируются: концепция миссии, определяется: структура и состав

космического комплекса, проектно-баллистические характеристики миссии на всех этапах полета. В Приложении 5 формируются облик и основные характеристики базового варианта Российского Солнечного зонда и его бортовых систем (комплекса научной аппаратуры, системы обеспечения теплового режима, бортового радиотехнического комплекса, бортового комплекса управления, системы электропитания, двигательной установки, системы отделения).

Согласно концепции проекта «Пламя» пролет перигелия конечной гелиоцентрической орбиты должен был обеспечиваться одновременно российским Солнечным зондом (на расстоянии 10 Ясвлиш г* 700 тыс. км) и американским Солнечным зондом (на расстоянии 4 Ясолниз >'" 280 тыс. км). При этом, запуск связки российского и американского Солнечных зондов должен был осуществляться одним российским РН тяжелого класса типа «Протон».

Баллистическая схема миссии «Пламя» представлена на рис. 7 вместе с некоторыми ее характеристиками для варианта с датой старта в ноябре 2003 года.

Согласно расчетам при штатном завершении экспедиции пролет перигелия должен произойти примерно через 3.65 года после старта миссии. В случае применения базового варианта ракетно-космического комплекса в составе: ракета-носитель «Протон», разгонный блок «Д» и разгонный блок «81аг-48В», при одноимпульсной схеме разгона связки Солнечных зондов («без довыведения» космической головной части) к Солнцу должны были, быть доставлены два Солнечных зонда суммарной массой 720 кг.

Дмтепьноспэгелишт: 1331 сут (3,6 г).

Асшлтот»Ч!сг2.1 скорость отпета от Эежпх: 10,6 и/с.

Рис. 7

Оба варианта миссии «Циолковский» и «Пламя» предполагалось осуществлять с использованием только химических ракетных средств.

В данной главе рассматриваются самые сложные и в тоже время эффективные варианты миссий к Солнцу, использующие сначала для разгона к Юпитеру многократные активные и пассивные гравитационные маневры у планет земной группы и затем - гравитационный маневр у Юпитера. При этом в составе соответствующих вариантов космических комплексов рассматриваются различные РН: тяжелого класса - типа «Протон» и типа «Зенит», среднего класса типа «Союз» и легкие конверсионные носители типа «Днепр», а также РБ: типа «Д», типа «Фрегат» и типа «Star». А для вариантов миссий, применяющих ЭРДУ на базе двигателей СПД- 70, 100, рассматриваются варианты комплексов, использующие в качестве энергетических установок: ядерные источники энергии типа «Топаз» и солнечные батареи различной площади.

Характерным и наиболее перспективным вариантом из числа траекторий миссий этого класса является вариант №25 (в общей нумерации). Проекция оптимальной траектории на плоскость эклиптики, соответствующая этому варианту миссии, представлена на рис. 8.

Рис. 8

На трех активных участках межпланетного полета (на рис. 8 они изображены жирными линиями) используются ЭРДУ, укомплектованная двигателями СПД-70,100, электропитание которых обеспечивается кремниевыми солнечными батареями площадью 50 м2. Оптимальное управление суммарной тягой ЭРДУ

осуществляется оптимально как по величине, так и по направлению вектора (в материалах главы приводятся анализ и графики оптимальных программ управления вектором тяги для различных сочетаний внешних факторов).

После проведения гравиманевров у Земли и затем у Юпитера КА должен выйти на требуемую окончательную гелиоцентрическую орбиту с радиусом перигелия 10 Ксолнш. наклонением 90 и углом Солнце-СЗ-Земля в перигелии 90.

При выведении КА на эту межпланетную траекторию посредством ракетно-космического комплекса в составе: РН «Союз-2» и РБ «Фрегат-М» с космодрома Байконур по одноимпульсной схеме разгона и при полете КА к Солнцу после маневра у Юпитера по «длинной» траектории в ближайшее околосолнечное пространство можно доставить Солнечный зонд массой 687 кг за 5.8 года.

Важно отметить, что этот вариант миссии позволяет доставить к Солнцу не один, а два Солнечных зонда То есть этот вариант миссии может в принципе реализовать научную программу российско-американского проекта «Пламя» на базе более дешевого РН среднего класса «Союз-2», но за несколько более длительное время (концепция проекта «Пламя» строилась на основе использования тяжелого и дорого РН типа «Протон»).

В завершении описания и предварительного анализа вариантов траекторий и миссий данной группы классов оцениваются критерии оптимальности для двадцати одного варианта полета к Солнцу с гравитационными маневрами у планет с целью последующего многокритериального отбора лучших вариантов траекторий и миссий из вариантов, представляющих все классы.

В восьмой главе диссертационной работы приводятся результаты многокритериального ранжирования вариантов траекторий и миссий для различных этапов исследований ближайших окрестностей Солнца и разработки рекомендаций по формированию эффективной программы прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства.

В первой части этой главы в соответствии с разработанным методом многокритериальной двухуровневой оптимизации траекторий и миссий в корону Солнца решаются задачи ранжирования вариантов миссии, представляющих различные классы миссий. Причем это производится трижды, для каждого этапа исследований (разведывательного, основного и специального).

Важно отметить, что согласно предложенной методике ранжирования для максимального исключения субъективизма при численном определении приоритетов критериев, задаются только «верхние» и «нижние» значения весовых коэффициентов, сохраняющих, в то же время, приоритетность критериев, зависящих от этапа исследований.

В результате тройного проведения процедуры ранжирования для каждого этапа исследований: во-первых, осуществляется отбор конкурентоспособных вариантов траекторий и миссий к Солнцу из 27 вариантов, представляющих свои классы; во-вторых, каждый вариант получает рейтинговое место (в рамках 3-х групп конкурентоспособных вариантов), позволяющее судить о нем при дальнейшем сравнительном анализе вариантов.

Во второй части главы формируются рекомендации по программе прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства и Солнца.

Отобранные в результате ранжирования конкурентоспособные варианты траекторий и миссий анализируются с точки зрения критериев качества миссий более высокого уровня. Для проведения такого анализа использовались только те критерии, которые существенно отличались для отобранных вариантов. К ним были отнесены:

• Способность к объединению конкретного варианта миссии с возможными вариантами миссий для других этапов исследований ближайших окрестностей Солнца;

• Способность к комплексированию (совместимость) конкретного варианта миссии с миссиями, создаваемыми для других космических исследований, по ряду признаков, в частности: по составу ракетно-космического комплекса, по схемам выведения и межпланетного перелета, по системам КА, по наземным системам, поддерживающим миссию;

• Возможность проведения попутных исследований и степень их актуальности;

• Создание космических систем нового поколения;

• Экологическая безопасность конкретной космической миссии для окружающей среды вообще и биосферы Земли в частности и др..

На основе наиболее конкурентоспособных вариантов траекторий и миссий (на разведывательном, основном и специальном этапах исследований) и с учетом перечисленных критериев предлагаются и комментируются различные варианты программы прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства и Солнца в зависимости от обстоятельств, складывающихся в том или ином космическом агентстве, планирующем проведение подобных космических исследований.

Таким образом, в рамках данной работы решены все задачи, поставленные в результате декомпозиции проблемы многокритериальной оптимизации траекторий и миссий в корону Солнца. Однако необходимо отметить, что предложенные в работе методы, алгоритмы и результаты решения этой проблемы не является догмой и должны дополняться и развиваться с учетом появления новых методов и новых космических технологий, на основе которых будут появляться новые более конкурентоспособные варианты миссий в ближайшее околосолнечное пространство.

В заключении диссертационной работы формулируются основные выводы и рекомендации, акцентируется внимание на важнейших ее результатах.

Основные результаты работы

По результатам проведенных исследований можно сделать следующие основные выводы:

1. Показано путем моделирования, что существует множество вариантов траекторий и целый ряд вариантов космических комплексов, способных осуществить научную концепцию миссии прямых исследований ближайших окрестностей Солнца на основе современных космических технологий и с использованием действующей в настоящее время космической техники. Проведена классификация возможных вариантов траекторий и космических миссий в ближайшее околосолнечное пространство по следующим группам признаков: по схемам полета к Солнцу (прямым, с гравитационными маневрами у планет земной группы, с гравитационным маневром у Юпитера и комбинированным); по составу ракетно-космического комплекса (например, по типам и модификациям ракет-носителей и разгонных блоков), по применению электрореактивных двигателей (по составу, типам и модификациям двигателей, по типам и модификациям энергоустановок) и др. 44

2. Поставлена и формализована проблема синтеза и многокритериальной оптимизации траекторий и миссий для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца. Проведена декомпозиция этой проблемы на ряд взаимосвязанных задач. В число наиболее важных из них вошли: группа задач реализуемости концепции прямых исследований ближайших окрестностей Солнца; группа задач синтеза и оптимизации траекторий полета и миссий к Солнцу по классам; группа задач выбора оптимальных вариантов траекторий и космических миссий в ближайшее околосолнечное пространство из числа вариантов, представляющих разные классы.

3. Синтез и оптимизация вариантов траекторий и космических миссий должны осуществляться в соответствии.с критериями, отражающими различные.аспекты проведения космических исследований, то есть по критериям: научная эффективность, надежность, продолжительность и стоимость миссии. Для повышения научной эффективности исследований они должны включать три этапа исследований: разведывательный (предварительный), основной и специальный. При этом каждому этапу исследований должны соответствовать свои приоритеты указанных критериев.

4. Целенаправленный-синтез-траекторий'к Солнцу должен-осуществляться с применением полуаналитических математических моделей, в основе которых лежит численное решение трансцендентного уравнения Ламберта, многократно повторяемое для различных схем полета, включающих разные комбинации гравитационных маневров у планет. В результате строятся так называемые «деревья» траекторий, удовлетворяющие различным ограничениям (в частности, на продолжительность полета и на расход характеристической скорости). Например, в классе траекторий. полета с многократными маневрами у планет земной группы было синтезировано более миллиона вариантов траекторий к Солнцу, из которых согласно принципу Парето отбирались траектории, представляющие этот класс. Уточнение траекторий должно осуществляться в процессе их оптимизации, использующей в качестве математических моделей относительно точные составные динамические системы, численно интегрируемые в процессе решения оптимизационных задач.

5. Оптимизация вариантов траекторий к Солнцу сначала должна осуществляться по отдельным классам. Для решения задач оптимизации составных динамических систем типа, моделирующих практически любые сложные межпланетные траектории, имеющие большое число разнообразных фазовых и функциональных ограничений (например, ряд гравитационных маневров у планет), применяется модифицированный метод последовательной линеаризации Р.П. Федоренко. Этот метод позволяет проводить «сквозную» оптимизацию самых сложных траекторий за счет многократных вычислений производных Фреше для всех рассматриваемых функционалов как для критерия, так и для фазовых ограничений. Причем, если необходимо, они вычисляются от конца и до начала траектории с учетом их преобразования в точках перехода от одной динамической системы к другой (например, при проведении гравиманевра). Важно отметить, что предлагаемый-метод оптимизации межпланетных траекторий позволяет оптимизировать параметры перехода от одного участка движения к другому для всей сложной траектории перелета в целом, не разбивая ее на участки.

6. После оптимизации вариантов траекторий и миссий по классам из их общего числа должны отбираться наиболее конкурентоспособные варианты по всем четырем критериям оптимальности. При этом операция ранжирования - должна производится для каждого этапа исследований отдельно (для разведывательного, основного и специального этапов). В результате ранжирования вариантов каждому из них присваивается рейтинговое место, соответствующее этапу исследований (в трех группах вариантов). Всего было промоделировано и синтезировано около двух миллионов вариантов траекторий и миссий. Из них было отобрано 27 вариантов, представляющих определенную группу классов траекторий и миссий к Солнцу. С помощью операции ранжирования по четырем критериям оптимальности миссий из этих вариантов были сформированы три группы конкурентоспособных вариантов, соответствующих трем этапам исследований ближайших окрестностей Солнца.

7. На основе полученных конкурентоспособных вариантов траекторий и миссий

для проведения исследований ближайших окрестностей Солнца на

разведывательном, основном и специальном этапах исследований разработаны

рекомендации по формированию программы прямых исследований ближайших

окрестностей Солнца с учетом критериев более высокого уровня систем. В

частности, учитывались: способность лучших вариантов миссии на одном этапе 46

исследований к применению на других этапах, способность к комплексированию вариантов миссии к Солнцу с миссиями для других космических исследований, экологическая безопасность вариантов миссии.

8. Полученные в результате синтеза и анализа конкретные варианты наиболее конкурентоспособных миссий могут использоваться для дальнейшего более детального проектирования миссии к Солнцу с учетом рекомендаций данных в работе по возможной программе прямых космических исследований ближайших окрестностей Солнца.

9. При появлении новых вариантов миссий к Солнцу, разработанных на базе новейших космических технологий, процедуры моделирования, оптимизации и сравнительного анализа могут быть повторены (с использованием созданного программного обеспечения) и в случае получения более высоких оценок критериев качества миссий'для новых вариантов миссии рекомендации по формированию эффективной программы прямых космических исследований ближайших окрестностей Солнца могут быть пересмотрены.

10. В совокупности все созданные в рамках данной работы методы, методики и алгоритмы формирования и оптимизации вариантов траекторий и миссий для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца являются достаточно полной методической базой для решения подобных проблем разработки миссий для исследования дальнего космоса на этапах НИР и «Технических предложений».

11. Созданное программное обеспечение (на объектно-ориентированном алгоритмическом языке С++), соответствующее этой методической базе, может рассматриваться к экспертная система, позволяющая анализировать и давать рекомендации по формированию эффективных программ исследования дальнего космоса на основе широкого разнообразия траекторий и соответствующих космических комплексов, предлагаемых в настоящее время.

Результаты данной работы были использованы: при разработке «Технических предложений» по российскому проекту «Циолковский» (1991 год) и по российско-американскому проекту «Пламя» (1995 год), при проведении НИР «Солнечный зонд» по заказу Росавиакосмоса (в периоде 1996 года по 1998 год).

Основные результаты работы доложены на 19 международных конгрессах и на 9 российских конференциях, на 11 семинарах и Workshop-ax в ИКИ РАН, ИЗМИРАН и НПО им. С.А. Лавочкина. Кроме того, основное содержание работы отражено в 20 международных и 14 российских печатных работах. Среди, них международные и российские журналы: «Journal of Space Research», «Journal of Optimization and Control», Известия РАН «Теория и системы управления», Космические исследования, Вестник МАИ, Препринт ИКИ РАН.

Основное содержание диссертации отражено в следующих публикациях:

1) Ковтунепко В.М., Малышев В.В., Морозов НА., Усачов В.Е. Прямые исследования Солнца и дальних планет солнечной системы космическими аппаратами // Ш-я Всесоюзная школа-семинар "Динамика полета, управление и исследование операций", г. Клин, 1990 г.

2) Ковтуненко В.М., Малышев В. В., Морозов Н.Л., Усачов В.Е. Проблемы исследования Солнца и дальних небесных тел солнечной системы автоматическими космическими аппаратами/ Гагаринские научные чтения // М.: "Наука", 1992.

3) Малышев В.В.. Усачов В.Е., Чуян Р.К., Тычинский ЮД., Ганин И.Ю. Системный анализ вариантов космического комплекса для прямых исследований Солнца с использованием ЭРД. // Прикладная небесная механика и управление движением. Тез. докл. XXII-x научных чтений по космонавтике. — Москва. / М.: Изд-воИИЕТ РАН, 1998.

4) Малышев В.В., Усачов В.Е., Тычинский ЮД. и др. Инженерная записка по теме РКА "Солнечный зонд" // М.: МАИ, ИКИ РАН, НПО им. С.А. Лавочкина, 1998.

5) Малышев В.В., Тычинский ЮД., Усачов В.Е. Анализ и оптимизация наведения Солнечного зонда с учетом стохастических и неопределенных возмущений. // Известия РАН. Теория и системы управления, 1999, № 4.

6) Малышев В.В., Усачов В.Е., Тычинский ЮД. Системный анализ схем космических экспедиций в ближайшее околосолнечное пространство. //Системный анализ и управление космическими комплексами. 4-я международная конференция / Крым, г. Евпатория 26 июня -02 июля, 1999.

7) Малышев В.В., Усачов В.Е., Тычинский ЮД. Оптимизация составной динамической системы, моделирующей полет в корону Солнца с управляемым электрореактивным вектором тяги и грави маневрам и у планет// Системный анализ и управление космическими комплексами. 4-я международная конференция / Крым, г. Евпатория 26 июня - 02 июля, 1999.

8) Рыжов Ю.А., Ковтуненко В.М., Малышев В.В., Морозов Н.А., Усачов В.Е. Автоматический космический аппарат «Циолковский» для исследования Солнца и дальних планет Солнечной системы // Вестник МАИ, 1994, том 1, № 1.

9) Рыжов Ю.А., ГалеевА.А., Малышев В.В., Вайсберг О.Л., Пичхадзе К.М., Усачов В.Е., Тычинский ЮМ- и др. Российско-американский космический комплекс "Пламя" для первых прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства и Солнца // Вестник МАИ, 1996, том 3, № 2.

10) Рыжов Ю.А., Малышев В.В., Усачов В.Е., Тычинский ЮД. и др. Анализ и синтез космического комплекса на базе РН «Союз-2» для научно-исследовательского полета в корону Солнца // Вестник МАИ, 1998, том 5, № 2.

11) Рыжов Ю.А., Малышев В.В., Пичхадзе К.М., Усачов В.Е. Анализ космических миссий для прямых исследований короны Солнца // Известия РАН. Теория и системы управления, 2001, №4, с.131-152.

12) Усачов В.Е. Стратегия управления динамической системой, линейной по входным воздействиям. Деп. в ВИНИТИ № 3565,21.06.1990 г.

13) Усачов В.Е., Тычинский ЮД. Оптимизация составных динамических систем. Полет Солнечного зонда с электрореактивными двигателями и гравитационными маневрами у планет. Деп. в ВИНИТИ № 1967-В99,17.06.1999 г.

14) Усачов В.Е., Тычинский ЮД. Полет к Солнцу с многократными гравитационными маневрами у планет Земной группы. Деп. в ВИНИТИ №2141-В00,02.08.2000 г.

15) Усачов В.Е. О космической миссии в корону Солнца. //Международная космическая Конференция - «Космос без оружия - арена мирного сотрудничества в XXI веке» Москва, Россия 2001 г.

16) Усачов В.Е. Проблемы создания и управления Солнечным зондом. //Международная космическая Конференция - «Космос без оружия - арена мирного сотрудничества в XXI веке» Москва, Россия 2001 г.

17) Усачов В.Е. Надежные и дешевые космические миссии для исследований ближайшего околосолнечного пространства// Системный анализ и управление космическими комплексами. 8-я международная конференция / Крым, г. Евпатория 29 июня - 06 июля, 2003 г.

18) Усачов В.Е. Рекомендации по формированию программы исследований ближайшего околосолнечного пространства // Системный анализ и управление космическими комплексами. 9-я международная конференция / Крым, г. Евпатория 04 - 11 июля, 2004 г.

19)Kovtunenko V.M., Malyshev V. V., MorosovN.A, Usachov V.E. Tsiolkovsky Spase Complex for Exploration the Sun & the Outer Planets of Solar System // 43th International Astronautical Congress, Section "Lunar Planetary Systems & Technologies", Washington, USA, August 28 - September 5,1992.

20) Kovtunenko KM., Malyshev V.V., Pichkhadze KM, Usachov V.E. Concept and models of Tsiolkovsky space complex for systems solar research // International Aerospace Congress, Moscow, Russia / August 15-19,1994.

21)Kovtunenko V.M., Malyshev V.V., Pichkhadze KM., Usachov V.E. Conseptionof the Sun Corona First Mission // 45th International Astronautical Congress, Izrail, October 9-14, 1994.

22)Koviunenko V.M., Malyshev V. V., Usachov V.E. Low-Coast Space Complex "Tsiolkovsky" for Sun Corona Direct Investigation // IAA Conference: "Low-Coast Planetary Mission" / USA, 1994.

23)Kovtunenko V.M., GaleevA.A., Malyshev V.V., MorosovN.A.. Usachov V.E. Russian Space Compex for "Fire" Mission //46th International Astronautical Congress, Section U.2.07, Oslo, Norway, October 2-6, 1995.

24)KuhkovS.D.. Malyshev V.V., Pichkhadse KM.. Usachov V.E.. Tvchinski Y.D. The Optimal Flight into the Solar Crown with Electro-Rocket Thrusters // 49tfi International Astronautical Congress, Section A4.06 / Melbourne, Australia, September 28 - October 2, 1998.

25) Malyshev V.V., Pichkhadze KM.. Usachov V.E. Computer Analysis ofthe Spacecraft Subsystem's Possibilities to Meet Requirements Under Influence of Disturbances Along Earth-Jupiter-Sun Trajectory ofFIRE Mission // First US-Russian Scientific Workshop on FIRE Environment /Preprint Space Research Institute, Moscow, 5-7.06.95.

26) Malyshev V. V., DishelV.D., PervenionokA. V. On-board Control Complex of Russian FIRE Spacecraft Operations in Conditions of Disturbances in Close Solar Vicinity // First US-Russian Scientific Workshop on FIRE Environment/Preprint Space Research Institute, Moscow, 5-7.06.95.

27) Malyshev V. V., Usachov V.E., Tychinski Y.D. The Guidance Strategy for the Russian Solar Probe within «Fire» Mission // 48th International Astronautical Congress, Section A7.07 / Turin, Italy, October 6-10,1997.

28) Malyshev V. V., Usachov V.E., Tychinski Y.D. The Preliminary Analysis ofthe

Low Cost Mission to the Sun. //48th International Astronautical Congress, Section A4.07 / Turin, Italy, October 6-10,1997.

29) Malyshev V. V., Usachov V.E., Tychinski Y.D. The Solar Probe Guidance Analysis and Optimization // 49th International Astronautical Congress, Section A3.06 / Melbourne, Australia, September 28 - October 2, 1998.

30) Malyshev V. V., Usachov V.E.. Tychinski Y.D. Optimization ofthe Solar Probe

Trajectory with Electric Thrusters and Gravitation Maneuvers // 50th International Astronautical Congress, Section A.6.02 / Amsterdam, Netherlands, October 4 - 8, 1999.

31)Malyshev V.V., Usachov V.E., Tychinski Y.D. Analysis and Optimization of

Guidance of a Solar Probe with Allowance for Stochastic and Uncertain Disturbances // Journal of Computer and Systems Sciences International (a Journal of Optimization and Control). Vol. 38, №4, 1999.

n) Pichkhadse KM.. Malyshev V.V., Usachov V.E., Tchuyan R.K.. Tychinski Y.D. and others. Mission to the Sun with Low Thrust // First IAA symposium on realistic near-term advanced scientific space missions. Politecnico di Torino / Turin, Italy, June 25-27, 1996. 50

33)PichkhadseK.M.. Malyshev V.V., Usachov V.E, Yakovlev E D, Tulyakov VM Tchuyan R.K., Tychinski Y.D. and others. The Preliminary Analysis of the Low Cost Mission to the Sun. // 48th International Astronautical Congress, Section A4 07 / Turin, Italy, October 6-10, 1997.

34) Usachov V.E., Papkov O. V., Volpert D.A. Impact of a Structure and Characteristics of the FIRE Head Assembly on the Interplanetary Trajectory of Russia and US FIRE Spacecraft // First US-Russian Scientific Workshop on FIRE Environment /Preprint Space Research Institute, Moscow, 5-7.06.95.

35) Vaisberg O.L., Malyshev V. V., Usachov V.E Project Ziolkovsky-Solar Piobc Mission Concept // COSPAR, Germany, 1994.

36)PichkhadseK.M., Malyshev V.V., Usachov V.E. The low cost and reliable missions for a solar research. // 54lh International Astronautical Congress, Section A3 / Bremen, Germany, 29.09. - 03.10.2003.

*-8352

ОГЛАВЛЕНИЕ.

ВВЕДЕНИЕ.

Глава 1 Проблема оптимизации космических миссий для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца.

1.1 Концепция прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства, требования и критерии космической миссии.

1.1.1. Концепция прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства.

1.1.2. Требования к космической миссии.

1.1.3. Критерии качества космической миссии и программа космических исследований.

1.2 Постановка проблемы оптимизации космической миссии для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца.

1.2.1. Новый подход к проблеме выбора оптимального вариантов миссии в ближайшие окрестности Солнца.

1.2.2. Факторы, определяющие облик вариантов миссии для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца.

1.2.3. Основные ограничения миссии для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца.

1.3 Формализация и математическая постановка проблемы оптимизации космической миссии.

Глава 2 Классификация возможных вариантов и декомпозиция проблемы оптимизации траекторий и миссий в корону Солнца.

2.1. Классификация возможных вариантов космических миссий в ближайшее околосолнечное пространство.

2.1.1. Классификация вариантов космических миссий по факторам межпланетного полета.

2.1.2. Классификация вариантов космических миссий по факторам выведения КА на межпланетную траекторию.

2.2 Декомпозиция проблемы оптимизации траекторий и миссий космических миссий к Солнцу.

2.2.1. Задачи реализации научной миссии в ближайшие окрестности Солнца.

2.2.2. Задачи транспортировки Солнечного зонда в ближайшее околосолнечное пространство.

2.2.3. Задачи выбора оптимальных вариантов космических миссий в ближайшее околосолнечное пространство.

Глава 3 Методы и алгоритмы решения проблемы оптимизации космической миссии в корону Солнца.

3.1. Методики оценки критериев качества космических миссий в ближайшие окрестности Солнца.

3.1.1. Суммарная стоимость космической миссии.

3.1.2. Надежность выполнения миссии.

3.1.3. Научная эффективность миссии.

3.1.4. Суммарное время осуществления миссии.

3.2 Моделирование основных характеристик космических миссий в ближайшее околосолнечное пространство.

3.2.1. Фиксация внешних факторов влияния, определяющих конкретный облик миссии.

3.2.2. Моделирование функционирования Солнечного зонда при пролете короны Солнца.

3.2.3. Моделирование характеристик транспортной операции доставки Солнечного зонда в ближайшее околосолнечное пространство.

3.3. Метод оптимизации миссий в корону Солнца из разных классов.

3.3.1. Формирование и оптимизация вариантов миссий одного класса.

3.3.2. Ранжирование вариантов миссий из различных классов.

3.3.3. Разработка рекомендаций по формированию программы исследований ближайших окрестностей Солнца.

Глава 4 Методы формирования и оптимизации вариантов космической миссии в корону Солнца.

4.1 Метод формирования вариантов миссий в ближайшее околосолнечное пространство.

4.1.1 Конкретизация факторов формирования баллистических схем миссий

4.1.2 Методика решения задачи Ламберта.

4.1.3. Оценки некоторых показателей качества миссии на этапе межпланетного перелета.

4.1.4 Построение дискретного множества достижимости в пространстве некоторых показателей качества миссии.

4.1.5 Предварительный анализ множества возможных траекторий миссии к Солнцу.

4.2 Методика декомпозиции задачи многокритериальной оптимизации различных траекторий полета к Солнцу.

4.3 Методы моделирования и оптимизации выведения космического аппарата на межпланетную траекторию.

4.3.1 Декомпозиция задачи оптимизации выведения.

4.3.2 Методики оценки массы и определения квазиоптимальных параметров выведения КА с помощью «химических» ракетных средств.

4.3.3 Оценка массы и формирование траектории разгона КА с помощью движителей малой тяги.

4.4 Методы моделирования и оптимизации межпланетных траекторий полета в ближайшее околосолнечное пространство.

4.4.1 Моделирование активного и пассивного полета КА с электрореактивными двигательными установками.

4.4.2 Моделирование маневров КА с химическими двигательными установками.

4.4.3 Моделирование силы тяги электрореактивных двигательных установок.

4.4.4 Моделирование пассивных и активных гравитационных маневров КА

4.4.5 Оптимизация сложных межпланетных траекторий как задача оптимизации составной динамической системы.

4.4.6 Методика оптимизации составной динамической системы.

Глава 5 Моделирование прохождения короны Солнца.

5.1 Обеспечение прямой радиопередачи телеметрии из короны Солнца.

5.1.1 Схема прохождения Солнца в полярной плоскости.

5.1.2 Схема прохождения Солнца в плоскости эклиптики.

5.1.3 Основные характеристики бортового радиокомплекса Солнечного зонда

5.2 Анализ управляемого движения Солнечного зонда.

5.2.1 Управление ориентацией и стабилизацией Солнечного зонда.

5.2.2 Оценка эффективности функционирования системы ориентации и стабилизации Солнечного зонда.

5.2.3 Оценка основных характеристик наведения Солнечного зонда в перигелий финальной околосолнечной орбиты.

5.3 Основные характеристики и облик Солнечного зонда.

Глава 6 Формирование оптимальных вариантов космических миссий прямого перелета в ближайшие окрестности Солнца.

6.1 Варианты миссий прямого полета с применением двигательных установок на химических компонентах топлива.

6.2 Варианты миссий прямого полета космических аппаратов с электрореактивными двигателями и ядерными энергоустановками.

6.2.1 Варианты миссии, базирующиеся на ракете-носителе «Протон».

6.2.2 Варианты миссии, базирующиеся на ракете-носителе «Союз».

6.3 Варианты миссий прямого полета космических аппаратов с электрореактивными двигателями и солнечными энергоустановками.

6.4 Оценка вариантов миссий прямого полета к Солнцу с применением электрореактивных двигателей.

Глава 7 Формирование и оптимизация миссий в ближайшие окрестности Солнца с гравитационными маневрами у планет.

7.1 Полет к Солнцу с использованием активных и пассивных гравитационных маневров.

7.2 Варианты полета к Солнцу с использованием многократных гравитационных маневров у Венеры и Земли.

7.2.1 Формирование и поиск оптимальных вариантов миссий к Солнцу с многократными маневрами у Венеры и Земли.

7.2.2 Оценка критериев качества вариантов миссии к Солнцу с многократными гравитационными маневрами у планет земной группы.

7.3 Варианты полета к Солнцу с одним гравитационным маневром у Юпитера

7.3.1 Варианты миссии к Солнцу на базе ракеты-носителя типа «Протон».

7.3.2 Варианты миссии к Солнцу на базе ракеты-носителя типа «Зенит».

7.3.3 Варианты миссии к Солнцу на базе ракеты-носителя типа «Союз».

7.3.4 Варианты миссии к Солнцу с применением электрореактивных двигательных установок.

7.3.5 Оценка критериев качества вариантов миссии к Солнцу с применением одного гравитационного маневра у Юпитера.

7.4 Варианты полета к Солнцу с применением гравитационных маневров у планет земной группы и Юпитера.

7.4.1 Варианты миссий, использующие в межпланетном полете «химические» двигательными установками.

7.4.2 Варианты миссий, использующие в межпланетном полете электрореактивные двигательные установки.

7.4.3 Оценка критериев качества вариантов миссии к Солнцу с применением гравитационных маневров у планет земной группы и Юпитера.

Глава 8 Анализ альтернатив миссий и формирование программы прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства.

8.1 Ранжирование вариантов из различных классов миссий в ближайшие окрестности Солнца.

8.1.1 Оценка критериев для вариантов миссий прямого полета космических аппаратов с электрореактивными двигателями и ядерными энергоустановками

8.1.2 Оценка критериев для вариантов миссий прямого полета космических аппаратов с электрореактивными двигателями и солнечными энергоустановками

8.1.3 Оценка критериев для вариантов миссий с использованием многократных гравитационных маневров у Венеры и Земли.

8.1.4 Оценка критериев для вариантов миссий с использованием одного гравитационного маневра у Юпитера.

8.1.5 Оценка критериев для вариантов миссий с использованием гравитационных маневров у планет земной группы и у Юпитера.

8.2 Анализ вариантов миссий для разведывательного этапа исследований.

8.2.1 Анализ миссий с гравиманеврами у планет земной группы и Юпитера на безе средних и легких ракет-носителей.

8.2.2 Анализ миссий с гравиманевром у Юпитера с применением электрореактивных двигательных установок на безе РН «Союз».

8.2.3 Анализ миссий с гравиманеврами у планет земной группы на безе средних и легких ракет-носителей.

8.2.4 Анализ миссий прямого полета к Солнцу с применением электрореактивных двигательных установок на безе РН «Союз».

8.3 Анализ вариантов миссий для основного этапа исследований.

8.4 Анализ вариантов миссий для специального этапа исследований.

8.5 Рекомендации по формированию программы прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства.

Предлагаемая диссертационная работа посвящена решению проблемы комплексного выбора космических миссий для эффективных исследований ближайшего околосолнечного пространства.

Актуальность проблемы. Проблема изучения Солнца и ближайшего околосолнечного пространства входит в круг фундаментальных проблем исследования Солнца как ближайшей к Земле звезды, доступной для прямых исследований. Эта проблема имеет и весьма важное прикладное значение. Последние исследования, в том числе исследования с орбит ИСЗ (миссия «Интербол»), показали, что существует непосредственная связь между достигающими Земли флуктуациями солнечного ветра (разогретой и разогнанной до скоростей порядка 400-800 км/с околосолнечной плазмы) и возмущениями магнитного поля, атмосферы и биосферы Земли. Очевидно, что влияние солнечного ветра на Землю можно прогнозировать, только достаточно детально изучив механизмы образования, разогрева и разгона солнечного ветра в короне Солнца. Это возможно позволит защититься или хотя бы предупредить неблагоприятные воздействия солнечного ветра на Землю.

Многолетние наблюдения Солнца и ближайшего околосолнечного пространства с поверхности Земли, с орбит искусственных спутников Земли (миссии «Прогноз», «Интербол» и др.) и с гелиоцентрических орбит (миссии «Ulysses», «SOHO» и др.) позволили собрать довольно обширную информацию о динамике, термодинамике и общих параметрах потока солнечного ветра, зарождающегося в недрах короны Солнца. Однако все важные физические процессы, являющиеся источником нагревания и разгона солнечного ветра, имеют относительно малый масштаб и поэтому не могут быть изучены по данным наблюдений (line-of-sight) с больших расстояний, не позволяющих получать информацию с большой разрешающей способностью.

Таким образом, только прямые исследования (in-situ), проводящиеся внутри или на близком расстоянии от короны Солнца и включающие изучение этих тонких структур с борта специального космического аппарата (КА), могут дать принципиально новую информацию, которая поможет исследователям решить указанные проблемы [9,12,20,44,48,49, 65,79, 82, 83, 88].

Создание специального КА - Солнечного зонда (СЗ), а точнее - космического комплекса для прямых исследований солнца и ближайшего околосолнечного пространства является сложной и дорогостоящей проблемой, решение которой под силу только мощным космическим державам или объединениям нескольких государств, располагающих современными космическими технологиями.

Первые шаги по анализу возможности создания такого космического комплекса были предприняты в середине 80-х годов в США и СССР. В США результате проведения предварительных проектных исследований были опубликованы первые варианты американского Солнечного зонда. Один из наиболее полных ранних вариантов американского зонда: «STAR PROBE» должен был, по замыслу авторов, пролететь в низких слоях солнечной атмосферы - через внутренние области короны Солнца.

В СССР в 1989 году был создан совместный (между НПО им. С.А. Лавочкина и МАИ) Научно-исследовательский центр (НИЦ) «Поколение», основной целью которого являлась разработка вариантов миссии нового поколения для прямых исследований Солнца и дальних планет Солнечной системы.

Создание научных приборов и разработка концепции прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства и Солнца велись ведущими в этой области институтами АН СССР во главе с Институтом Космических Исследований. В работе по определению состава и облика конкретных приборов научных экспериментов на борту российского Солнечного зонда принимали участие ведущие специалисты из: ИЗМИРАН, НИИЯФ МГУ, ФИАН, ИРЭ, ТРИНИТИ, а также из ряда зарубежных институтов: США, Великобритании, Франции и Италии.

Общее проектирование российских вариантов космического комплекса для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца координировалось из НИЦ «Поколение» (МАИ) при непосредственном участии ведущих специалистов

НПО им. С.А. Лавочкина и ИКИ РАН. В формировании концепции этой миссии, вариантов облика КА и его служебных систем принимали участие специалисты из: ЦНИИ Маш, НПО АП им. академика Пилюгина, РНИИКП, ВНИИТФА, ГНПП «Квант» и др.

Разработка вариантов космической миссии нового поколения потребовало применения новых методов проведения проектных исследований и привлечения принципиально новых космических технологий. Эта необходимость была продиктована целым рядом особенностей разрабатываемых вариантов миссии к Солнцу, основные из которых следующие.

Во-первых, эта миссия относится к числу дальних космических миссий, поскольку не исключает в своих вариантах нескольких промежуточных гравитационных маневров у планет и, в частности, маневра у Юпитера.

Во-вторых, прохождение Солнечным зондом короны Солнца на очень малых расстояниях до центра Солнца (вплоть до 4-х радиусов Солнца) создает экстремальные условия функционирования всех бортовых систем зонда, включая научную аппаратуру и его служебные системы.

В-третьих, учитывая критические условия полета вблизи Солнца, которые могут привести к досрочному прекращению миссии, высокоскоростная радиопередача телеметрической информации с борта Солнечного зонда должна осуществляться в непрерывном режиме сразу на два наземных пункта приема информации.

В-четвертых, в связи с перестройкой в России концептуальных взглядов на космические исследования вообще, исследования Солнца должны быть реализованы с максимально высокими показателями: стоимости, надежности, научной эффективности и времени проведения всех необходимых исследований. Очевидно, что учет этих особенностей миссии, хотя и существенно ограничивает множество возможных вариантов ее реализации, однако выбор наилучших из них далеко неоднозначен. В это связи возникает необходимость в решении проблемы многокритериального выбора конкурентоспособных вариантов миссии для прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства с использованием методов системного анализа и синтеза сложных технических систем [25, 26, 53, 63]. Учитывая сложившуюся практику проектирования космических миссий научного назначения, применять эти методы можно только на этапе проведения Научно-исследовательских работ или на этапе разработки Технических предложений, когда допускается многовариантность миссии.

Сложность проблемы многокритериального выбора конкурентоспособных вариантов миссии в ближайшие окрестности Солнца требует декомпозиции этой проблемы на ряд четко сформулированных задач.

Прежде всего, должна быть решена задача анализа технических возможностей прохождения короны Солнца по всем систем КА, обеспечивающим штатное проведения плановых экспериментов. Только в случае успешного решения этой задачи возникает потребность в решении задач синтеза возможных вариантов траектории перелета и вариантов космического комплекса, реализующих эти траектории, которые при этом должны удовлетворять всем требованиям и ограничениям, накладываемым физическими и техническими особенностями миссии в ближайшие окрестности Солнца. И, наконец, при успешном решении этих задач возникает необходимость в оптимизации полученных приближений вариантов миссии, принадлежащих различным классам, для последующего корректного сравнения их по заданным критериям и отбора конкурентоспособных вариантов миссии.

Многообразие классов миссий в ближайшие окрестности Солнца порождается в основном двумя группами факторов: факторами определяющими различные варианты схем миссий и факторами определяющими различные варианты структуры космического комплекса, реализующего соответствующий вариант миссии. Учитывая, что полет к Солнцу возможен по схемам: с использованием различных сочетаний гравитационных маневров у планет, с использованием различных типов двигателей (например, химических и электрореактивных) и различных энергоустановок (солнечных и ядерных), с использованием различных разгонных блоков (РБ) и ракет-носителей (РН), разной мощности (легкие РН, средние РН и тяжелые РН), - возникла необходимость в проведении разветвленной классификации вариантов миссий в ближайшие окрестности Солнца.

Синтез (генерирование) вариантов миссий в соответствии с классификацией возможных миссий к Солнцу представляет собой отдельную крупномасштабную задачу, сопряженную с построением дискретных областей достижимости ближайшего околосолнечного пространства, введенных автором [58]. Такие области, построенные в координатах критериев научной эффективности и продолжительности миссии к Солнцу позволяют делать предварительный отбор вариантов в рамках определенного класса миссии для последующей более полной их оптимизации.

Несмотря на высокое внимание многих специалистов к проблеме синтеза и оптимизации межпланетных перелетов [14, 15, 18, 42, 45, 46], большое разнообразие схем полета к Солнцу, предполагающих использование многократных гравитационных маневров у различных планет (Меркурий, Венера, Земля, Юпитер), и многократное применение электрореактивных двигательных установок потребовали разработки оригинальной методики и эффективных алгоритмов оптимизации по параметрам и управлениям движением КА для миссий, принадлежащих различным классам. Основными отличительными особенностями этих разработок являлась способность оптимизировать не только параметры и управление вектором суммарной тяги электрореактивных двигательных установок, но и параметры проведения многократных гравитационных маневров, а также возможность прямо учитывать многие фазовые ограничения на траектории межпланетного перелета. Это стало возможным в результате модификации и применения метода последовательной линеаризации Р.П. Федоренко [59] для составных динамических систем [6, 57,77], которые наилучшим образом позволяли моделировать и оптимизировать в целом многообразные межпланетные траектории с большим количеством фазовых ограничений.

Современные требования к повышению общей эффективности исследований, в том числе и прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства, предполагает планирование этих исследований. Исходя из существующего опыта проведения подобных исследований, предлагается разделить их на три этапа: разведывательный (предварительный) этап, основной этап и специальный этап. Причем каждому из этих этапов должны быть определены свои приоритеты критериев, принятых для оценки качества научных космических миссий. Для оценки качества миссий в ближайшее околосолнечное пространство предлагается использовать следующие критерии:

• критерий научной эффективности миссии;

• критерий надежности выполнения миссии;

• критерий суммарной стоимости миссии, включая затраты на разработку, производство, испытания и эксплуатацию;

• критерий продолжительности осуществления миссии, включая время на разработку, производство, испытания и эксплуатацию.

Многокритериальный отбор конкурентоспособных миссий из различных классов, существенно отличающихся схемами полета и составами космических комплексов, реализующих их, не может быть осуществлен в рамках одной процедуры, поскольку имеет несколько уровней взаимоподчиненных факторов, влияющих на значения критериев. Верхние уровни занимают так называемые внешние факторы, определяющие облик варианта миссии (например, количество и последовательность гравитационных маневров у планет), а низкие уровни -внутренние факторы, к которым относятся различные проектно-баллистические параметры, а также управления движением и системами космического комплекса (например, даты совершения маневров, величины заправок разгонных блоков, управление вектором тяги электрореактивного двигателя).

В связи с этим, сначала оптимизация ведется в рамках отдельных классов миссий, для которых внешние факторы принимают конкретные фиксированные значения, а затем осуществляется совместное ранжирование наилучших представителей классов по указанным четырем критериям с учетом приоритетов, соответствующих трем этапам исследований (разведывательному, основному и специальному). В результате должны быть получены три группы конкурентоспособных вариантов миссии, соответствующие этапам исследований. И, наконец, на основании такого отбора могут быть сформулированы рекомендации по эффективной программе прямых исследований ближайшего околосолнечного пространства и Солнца.

Цель работы. Синтез наиболее конкурентоспособных вариантов траекторий и миссий в ближайшие окрестности Солнца по критериям: научной эффективности, стоимости, вероятности выполнения и продолжительности миссии.

Объект исследования. Объектом исследования является космическая миссия в ближайшее околосолнечное пространство, реализуемая по разным схемам полета посредством различных вариантов космических комплексов.

Методы исследования. Проблема многокритериальной оптимизации траекторий и миссий для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца, потребовала разработки и применения целого ряда методов. Основные из них следующие:

• Метод целенаправленного синтеза межпланетных траекторий, включающих многократные гравитационные маневры у планет и удовлетворяющих ряду ограничений [58];

• Метод многокритериальной оптимизации траекторий и миссий для исследований дальнего космоса, в частности ближайших окрестностей Солнца [37,40, 51];

• Метод последовательной линеаризации Федоренко Р.П., модифицированный для решения задач оптимизации сложных межпланетных траекторий, включающих многократные гравитационные маневры у планет и участки применения движителей малой тяги, в частности электрореактивных двигателей [4, 6, 57, 59];

• Методы математического программирования, в частности, методы одномерного поиска и методы нулевого порядка (например, деформируемого многогранника) [2, 31,60];

• Методы синтеза оптимального управления и оптимальной обработки динамической информации [7, 18, 19,28, 32, 33, 55, 56];

• Метод статистического моделирования в приложении к задаче анализа выполнения требований по точности прохождения перигелия ближайшей к Солнцу траектории [28, 32,55].

• Методы аналитического и численного моделирования управляемого движения космических аппаратов [13, 15, 18,34,42,45,46, 52].

Научная новизна работы. Решение проблемы комплексного выбора конкурентоспособных вариантов миссии для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца потребовала помимо привлечения известных методов моделирования и оптимизации сложных технических систем создания новых подходов, методов, алгоритмов и программного обеспечения. В первую очередь к ним относятся:

• Постановка и формализация проблемы комплексного выбора конкурентоспособных вариантов миссии для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца по ряду критериев.

• Проведение классификации вариантов космических миссий в ближайшее околосолнечное пространство, учитывающей все современные возможности космической техники и технологий.

• Декомпозиция проблемы формирования и комплексного выбора конкурентоспособных вариантов миссии для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца.

• Метод двухуровневой многокритериальной оптимизации миссий в корону Солнца, принадлежащих различным классам (в частности, имеющим: различные комбинации гравитационных маневров, различные составы ракетно-космического комплекса, различные химические или электрореактивные двигательные установки, различные энергоустановки и др.);

• Методика целенаправленного синтеза вариантов дальних космических миссий в раках заданных ограничений и с учетом критериев научной эффективности и продолжительности миссий [35, 36,41, 57, 58,77];

• Методы моделирования и оптимизации сложных межпланетных траекторий, включающих многократные активные и пассивные гравитационные маневры и участки включения движителей малой тяги (например, электрореактивных двигателей с различными типами энергоустановок) [35,41, 57, 58,77];

• Методика моделирования и оптимизации сложных траекторий выведения и разгона КА на требуемые межпланетные траектории с учетом различных комбинаций ракетных средств выведения (химических РН и РБ, специальных модулей с электрореактивными двигательными установками, поддерживаемыми различными типами энергоустановок) [35, 36,41, 57, 87];

• Методика наведения КА в заданную область ближнего околосолнечного пространства с учетом гравитационного маневра у Юпитера [39, 55, 74,76,78];

• Методика имитационного моделирования полного управляемого движения Солнечного зонда во время его прохождения ближнего околосолнечного пространства с учетом всех особенностей реального полета (использование только инерциальной навигационной системы, моделирование «реальной» системы ориентации и стабилизации, учет околосолнечных возмущающих воздействий и др.) [35, 36, 72,73];

• Методика проведения ранжирования вариантов миссий, оптимальных в рамках своих классов миссий, по четырем критериям качества миссий с учетом приоритетов трехэтапной программы прямых космических исследований ближайших окрестностей Солнца, в целях формирования рекомендаций по разработке этой программы [35, 37,40, 51, 58, 81].

Практическая ценность. В совокупности все созданные в раках данной работы методы, методики и алгоритмы формирования и выбора конкурентоспособных вариантов миссии для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца являются достаточно полной методической базой для решения подобных проблем разработки миссий для исследования дальнего космоса. Более того, созданное и отлаженное программное обеспечение (на объектно-ориентированном языке С**), соответствующее этой методической базе, может рассматриваться как экспертная система, позволяющая синтезировать, анализировать и формировать конкретные рекомендации по эффективным программам исследования дальнего космоса с помощью космических миссий и соответствующих космических комплексов, существующих и разрабатываемых в настоящее время.

Полученные в результате предварительного проектирования конкретных вариантов миссии, фактически проведенного в данной работе, выбранные наиболее конкурентоспособных миссий могут быть использованы для дальнейшего более детального проектирования миссии к Солнцу с учетом рекомендаций данных в работе по возможной программе прямых космических исследований ближайших окрестностей Солнца.

При появлении новых вариантов миссий к Солнцу, разработанных на базе новейших космических технологий, процедуры моделирования, оптимизации и сравнительного анализа могут быть повторены (с использованием созданного программного обеспечения) и в случае получения более высоких оценок критериев качества миссий для новых вариантов миссии рекомендации по формированию эффективной программы прямых космических исследований ближайших окрестностей Солнца могут быть пересмотрены.

Достоверность результатов. Применяемые в работе методы и методики базируются или являются модификациями известных и хорошо проверенных методов, в частности: метода последовательной линеаризации, методов математического программирования (в частности, методов: линейного программирования, методов одномерного поиска и методов нелинейного программирования нулевого порядка и др.), методов синтеза и программирования оптимального управления, методов оптимальной обработки информации, метода статистического моделирования, различных численных методов (в частности, методов: численного интегрирования обыкновенных дифференциальных уравнений, аппроксимации и интерполяции и др.).

Точность математического моделирования различных этапов и форм управляемого движения КА устанавливалась в соответствии с требованиями точности определения основных характеристик и критериев качества миссий и с учетом существующего опыта моделирования движения КА на этапах НИР и разработки Технических предложений.

Некоторые варианты межпланетных траекторий и траекторий выведения КА, моделирующиеся в данной работе, моделировались также в отделе баллистики НПО им. С.А. Лавочкина. Различия в результатах моделирования не превосходили требований к точности моделирования на соответствующих этапах полета.

Реализация результатов работы. Первые разработки вариантов миссий в ближайшее околосолнечное пространство были использованы в 1991 году в Технических предложений по проекту «Циолковский» [20, 48, 69, 88].

Затем в 1994 году, после подписания соглашения между Росавиакосмосом (в то время РКА) и NASA, начались работы по созданию совместной российско-американской миссии «Пламя». В рамках этого проекта были разработаны несколько вариантов миссии к Солнцу, которые моделировались и оценивались с использованием приведенных выше методик. В результате они были включены в состав вариантов миссий, анализировавшихся в данной работе.

После прекращения совместных работ над проектом «Пламя» работы были продолжены в рамках российского проекта «Солнечный зонд», разрабатывающегося по заказу Росавиакосмоса (в то время РКА) в период с 1996 года по 1998 год. В результате на основе предлагаемого в данной работе методического аппарата был разработан целый ряд вариантов миссий, в которых применялись как гравитационные маневры у планет, так и электрореактивные двигатели. Разработка и анализ вариантов миссий к Солнцу продолжается до настоящего времени с учетом появляющихся новых космических технологий и новых методических наработок.

Кроме того, созданные методический аппарат и программное обеспечение применяются для моделирования и оптимизации космических миссий другого назначения:

Проведение с помощью различных космических миссий гравитационных и астрофизических исследований по темам: «Гравитон» в 1997 - 1998 годах, «Гравитон-2» в 1999 - 2001 годах, «Целеста» в 2002 - 2004 годах (государственные контракты с ФГУП «ЦНИИ МАШ»).

Проведение исследований Луны, Меркурия и дальних планет солнечной системы по темам: «Планета-21 век» в 1999 - 2001 годах, «Эстафета» в 2002 - 2004 годах (государственные контракты с ФГУП «ЦНИИ МАШ»).

Проведение исследований Солнечно-Земных связей по темам: «Плунис» в 1999 -2001 годах, «Плунис-МАИ» в 2002 - 2004 годах (государственные контракты с ФГУП «ЦНИИ МАШ»).

Моделирование и оптимизация траектории полета к Марсу с использованием электрореактивных двигателей, 2001 год (контракт с

ФГУП «НИЦ им. Г.Н. Бабакина»)

Апробация работы. Основные результаты работы доложены на 19 международных конгрессах и на 9 российских конференциях, на 11 семинарах и Workshop-ax в РЖИ РАН, ИЗМИРАН и НПО им. С.А. Лавочкина.

Публикации. Основное содержание работы отражено в 20 международных и 14 российских печатных работах. Среди них международные и российские журналы: «Journal of Space Research», «Journal of Optimization and Control», Известия PAH «Теория и системы управления», Космические исследования, Вестник МАИ, Препринт ИКИ РАН.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, восьми глав, и списка литературы. Объем работы 434 страницы, в том числе 81 рисунок и 75 таблиц. Список литературы включает 88 наименований.

Основные результаты работы доложены на 19 международных конгрессах и на 9 российских конференциях, на 11 семинарах и Workshop-ax в ИКИ РАН, ИЗМИРАН и НПО им. С.А. Лавочкина. Кроме того, основное содержание работы отражено в 20 международных и 14 российских печатных работах. Среди них международные и российские журналы: «Journal of Space Research», «Journal of Optimization and Control», Известия РАН «Теория и системы управления», Космические исследования, Вестник МАИ, Препринт ИКИ РАН.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

По результатам диссертационной работы можно сделать следующие основные выводы:

1. Космическая миссия в ближайшее околосолнечное пространство может быть осуществлена на основе современных космических технологий и с использованием действующей в настоящее время космической техники.

2. Существует множество вариантов баллистических схем и целый ряд вариантов космических комплексов, способных осуществить научную концепцию миссии прямых исследований ближайших окрестностей Солнца.

3. Выбор и оптимизация вариантов космических миссий должны производится по критериям, отражающим различные аспекты проведения космических исследований, то есть по критериям: научной эффективности, надежности, продолжительности и стоимости миссии.

4. Эффективные научные исследования должны осуществляться в несколько этапов. Предлагаются три этапа исследований: разведывательный (предварительный), основной и специальный. При выборе оптимальных вариантов миссий для каждого из этих этапов по указанным критериям последние должны иметь различные приоритеты.

5. Множество возможных вариантов миссии для исследования ближайших окрестностей Солнца классифицируется по следующим группам признаков: по схемам полета к Солнцу (прямым, с гравитационными маневрами у планет земной группы, с гравитационным маневром у Юпитера и комбинированным); по составу ракетно-космического комплекса (например, по типам и модификациям ракет-носителей и разгонных блоков), по применению электрореактивных двигателей (по составу, типам и модификациям двигателей, по типам и модификациям энергоустановок) и др.

6. Оптимизация вариантов миссии к Солнцу сначала должна осуществляться по отдельным классам миссий, а затем из числа вариантов миссии, представляющих все классы миссий, должны отбираться наиболее конкурентоспособные варианты по всем четырем критериям оптимальности. При этом операция ранжирования должна производится для каждого этапа исследований отдельно (для разведывательного, основного и специального этапов). В результате ранжирования вариантов каждому из них присваивается рейтинговое место, соответствующее этапу исследований (в трех группах вариантов).

7. Всего было промоделировано и синтезировано более одного миллиона вариантов траекторий и миссий. Из них было отобрано 27 вариантов, представляющих определенную группу классов миссий к Солнцу. С помощью операции ранжирования по четырем критериям оптимальности миссий из этих вариантов были сформированы три группы конкурентоспособных вариантов (примерно по десять вариантов), соответствующих трем этапам исследований ближайших окрестностей Солнца.

8. На основе полученных конкурентоспособных вариантов миссий для проведения исследований ближайших окрестностей Солнца на разведывательном, основном и специальном этапах исследований разработаны рекомендации по формированию программы прямых исследований ближайших окрестностей Солнца с учетом критериев более высокого уровня систем. В частности, учитываются: способность лучших вариантов миссии на одном этапе исследований к применению на других этапах, способность к комплексированию вариантов миссии к Солнцу с миссиями для других космических исследований, экологическая безопасность вариантов миссии.

Для достижения поставленной в диссертационной работе цели посредством решения целого ряда задач, некоторые из которых упомянуты выше, были получены новые методические результаты и создано оригинальное программное обеспечение. Основные из них следующие.

Поставлена и формализована проблема комплексного выбора вариантов траекторий и миссии для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца. Сформулированы основные требования и рекомендации, предъявляемые к таким миссиям. Определены критерии качества миссии в ближайшие окрестности Солнца.

Проведена декомпозиция поставленной проблемы на ряд менее сложных задач, которые решены с помощью современных методов оптимизации и моделирования по разработанным в данной работе методикам.

Проведены анализ и классификация факторов, позволившие выявить многоуровневые взаимосвязи основных характеристик и критериев качества миссии с иерархически зависимыми группами факторов. Все факторы были разделены на две группы: группа факторов (названных в работе «внешними»), которые определяли проектные схемы вариантов миссии и структуру космических комплексов, соответствующих вариантам миссии; группа факторов (названных в работе «внутренними»), которая состояла из параметров и управлений конкретных миссий, варьируемых в рамках заданных ограничений.

Разработана методика и решена задача анализа возможности технической реализации предложенной концепции прямых исследований ближайших окрестностей Солнца. С этой целью были разработаны математические модели всех процессов, определяющих требуемое функционирование всех жизненно важных систем Солнечного зонда. Особое внимание было обращено: на систему обеспечения теплового режима зонда и на систему управления движением Солнечного зонда как вокруг центра масс (решена задача управляемой ориентации остронаправленной антенны на Землю и тепловых экранов на центр Солнца в процессе прохождения ближайших окрестностей Солнца), так и центра масс (решена задача наведения зонда в требуемую область околосолнечного пространства).

Определен облик и основные характеристики Солнечного зонда и его систем, что позволило сделать обоснованную оценку массы Солнечного зонда и минимальной массы научной аппаратуры, которые необходимо доставить в ближайшие окрестности Солнца.

Разработан метод двухуровневой многокритериальной оптимизации миссий в корону Солнца, принадлежащих различным классам (в частности, имеющим: различные комбинации гравитационных маневров, различные составы ракетно-космического комплекса, различные химические или электрореактивные двигательные установки, различные энергоустановки и др.).

Разработана методика и решена задача синтеза вариантов траекторий миссий в ближайшее околосолнечное пространство. В результате было построено дискретное множество достижимости в координатах некоторых составляющих критериев качества миссий в ближайшие окрестности Солнца (радиус перигелия и наклонение конечной орбиты, длительность варианта мисси и др.). Каждой точке этого дискретного множества соответствовала определенная траектория, реализуемая в рамках конкретного варианта миссии к Солнцу.

Разработаны методики и решены задачи моделирования и оптимизации выведения КА на межпланетную траекторию. В ряде конкретных вариантов выведения наиболее сложные схемы включали: участок выведения на низкую опорную орбиту космической головной части; участки разгона химическими разгонными блоками

РБ) с одной промежуточной орбитой; участок доразгона специальными модулями КА, оснащенными ЭРДУ. Для каждого конкретного варианта схемы выведения и состава ракетно-космического комплекса, фиксированных в приложении к каждому рассмотренному варианту миссии к Солнцу, были получены оценки массы выводимого КА или связки КА на требуемую межпланетную траекторию. Разработаны методики и решены задачи моделирования и оптимизации различных траекторий межпланетного перелета, относящиеся к разным классам миссий в ближайшие окрестности Солнца. Наиболее сложные из них имели следующие важные для оптимизационных задач особенности:

• во-первых, траектория перелета, как правило включала несколько участков, имеющих отличающиеся математические модели движения;

• во-вторых, переходные состояния между этими участками и время перехода являлись параметрами оптимизации;

• в-третьих, на отдельных участках траектории осуществлялось управление вектором суммарной тяги электрореактивной двигательной установки (ЭРДУ);

• В-четвертых, на фазовое состояние динамических систем, моделирующих движения КА накладывались ограничения как в процессе движения (при переходе от одного участка движения к другому), так и на конечное состояние системы.

Для решения этой задачи, отвечающей всем особенностям возможных вариантов миссии к Солнцу, потребовалось создание оригинальных методики и программного обеспечения. В частности, учитывались возможные вариации параметров и времени проведения многократных активных и пассивных гравитационных маневров КА у различных планет, а также учитывались участки длительного включения ЭРДУ, непрерывное управление вектором тяги которой велось как по величине, так и по направлению. Естественно, что все варьируемые параметры и управления оптимизировались по критериям, полученным в результате декомпозиции общей проблемы многокритериального выбора варианта миссии к Солнцу. Важно отметить, что каждая из перечисленных методик была реализована в виде соответствующего программного обеспечения, написанного на объектно-ориентированном алгоритмическом языке С"1"1".

В совокупности все созданные в раках данной работы методы, методики и алгоритмы формирования и оптимизации траекторий и миссий для прямых исследований ближайших окрестностей Солнца являются достаточно полной методической базой для решения подобных проблем предварительной разработки миссий для исследования дальнего космоса на этапах НИР и «Технических предложений».

Созданное программное обеспечение, соответствующее этой методической базе, может рассматриваться к экспертная система, позволяющая анализировать и давать рекомендации по формированию эффективных программ исследования дальнего космоса посредством широкого разнообразия космических миссий и современных космических комплексов.

Полученные в результате синтеза и анализа конкретные варианты наиболее конкурентоспособных миссий могут использоваться для дальнейшего более детального проектирования миссии к Солнцу с учетом рекомендаций данных в работе по возможной программе прямых космических исследований ближайших окрестностей Солнца.

При появлении новых вариантов миссий к Солнцу, разработанных на базе новейших космических технологий, процедуры моделирования, оптимизации и сравнительного анализа могут быть повторены (с использованием созданного программного обеспечения) и в случае получения более высоких оценок критериев качества миссий для новых вариантов миссии рекомендации по формированию эффективной программы прямых космических исследований ближайших окрестностей Солнца могут быть пересмотрены.

Результаты данной работы были использованы: при разработке «Технических предложений» по российскому проекту «Циолковский» (1991 год) и по российско-американскому проекту «Пламя» (1995 год), при проведении НИР «Солнечный зонд» по заказу Росавиакосмоса (в период с 1996 года по 1998 год).

1. Алексеев В.А., Конкашбаев И.К., Кузнецов В.Д., Никандров Л.Б., Ораевский В.К, Струнников В.М., Фомичев В.В. Проблемы измерений в короне Солнца с помощью космических аппаратов //Препринт №7 (1076) РАН / М.: Изд-во ИЗМИР АН, апрель 1995.

2. Аоки М. Введение в методы оптимизации. М.: Наука, 1977. 344 с.

3. Авдуевский B.C., Успенский Г.Р. Народнохозяйственные и научные космические комплексы. М.: Наука, 1985. 416 с.

4. АщепковЛ.Т. Оптимальное управление разрывными системами.-М.: Наука. 1987.

5. Вентцель Е.С. Исследование операций. М.: Наука, 1972. 531 с.

6. Величенко В.В. Оптимальное управление составными системами. ДАН СССР, 1967, 176, №4, с. 754-756.

7. Бахшиян Б.Ц., Назиров P.P., Эльясберг П.Е. Определение и коррекция движения. М.: Наука, 1980. 360 с.

8. Бранец В.Н., Шмыглевский И.П. Применение кватернионов в задачах ориентации твердого тела». М.: Наука, 1973.

9. Горбатенко СЛ., Макашов Э.М., Полушкин Ю.Ф., ШефтельЛ.В. Механика полета. М.: Машиностроение, 1969.

10. Гродзовский ГЛ., Иванов Ю.Н., Токарев В.В. Механика космического полета с малой тягой // М.: Наука, 1968.

11. Ильин В.А., КузмакГ.Е. Оптимальные перелеты космических аппаратов. -М.: Наука, 1976.

12. Иванов Н.М., Мартынов А.И. Управление движением космических аппаратов в атмосфере Марса. М.: Наука, 1977, 416с.

13. Иванов Н.М., Лысенко Л.Н., Мартынов А.И. Методы теории систем в задачах управления космическими аппаратами. М.: Машиностроение, 1981, 254с.

14. Иванов Н.М., Дмитриевский A.A., Лысенко Л.Н. Баллистика и навигация космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1986,296с.

15. Иванов Н.М., Поляков B.C. Наведение автоматических межпланетных станций. М.: Машиностроение, 1987. 312 с.

16. Ковтуненко В.М., Малышев В.В., Морозов H.A., Усачов В.Е. Прямые исследования Солнца и дальних планет солнечной системы космическими аппаратами // III-я Всесоюзная школа-семинар "Динамика полета, управление и исследование операций", г. Клин, 1990 г.

17. Ковтуненко В.М., Малышев В.В., Морозов H.A., Усачов В.Е. Проблемы исследования Солнца и дальних небесных тел солнечной системы автоматическими космическими аппаратами/ Гагаринские научные чтения //М.: "Наука", 1992.

18. Лебедев A.A. Основы синтеза систем летательных аппаратов //М.: Машиностроение, 1987.

19. Лебедев A.A. Введение в анализ и синтез систем. М.: Изд-во, МАИ, 2001. 352с.

20. Лебедев A.A., Нестеренко О.П. Космические системы наблюдения. М.: Машиностроение, 1991.223с.

21. Лебедев A.A., Красильщиков М.Н., Малышев В.В. Оптимальное управление движением космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1974.

22. Лебедев A.A., Бобронников В.Т., Красильщиков М.Н., Малышев В.В. Статистическая динамика и оптимизация управления летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1985.

23. Лидов МЛ. К априорным оценкам точности определения параметров по методу наименьших квадратов. // Космические исследования. 1964. т.2, № 5.

24. Малышев В.В. Методы оптимизации сложных систем. М.: Изд-во, МАИ, 1981. 76с.

25. Малышев В.В., Кибзун А.И. Анализ и синтез высокоточного управления ДА. М.: Машиностроение, 1987. 304с.

26. Малышев В.В. Программирование оптимального управления летательными аппаратами. -М.: Изд-во, МАИ, 1982.

27. Малышев В.В., УсачовВ.Е. Математическое моделирование управляемого движения космических аппаратов. М.: Изд-во, МАИ, 1994. 84с.

28. Малышев В.В., Усачов В.Е., Тычинский Ю.Д. и др. Инженерная записка по теме РКА "Солнечный зонд" // М.: МАИ, ИКИ РАН, НПО им. С.А. Лавочкина, 1998.

29. Малышев В.В., Тычинский Ю.Д., УсачовВ.Е. Анализ и оптимизация наведения Солнечного зонда с учетом стохастических и неопределенных возмущений. // Известия РАН. Теория и системы управления, 1999, № 4.

30. Механика космического полета // Под ред. В.П. Мишина /М.: Машиностроение, 1989.

31. Моисеев H.H. Математические задачи системного анализа М.: Наука, 1981 487.

32. Ораевский В.Н., Кузнецов В.Д. Доклад научной группы проекта «ИнтерГелиос» //Изд-во ИЗМИРАН, г. Троицк, 1998.

33. Основы теории полета космических аппаратов НПод ред. Г.С.Нариманова /М.: Машиностроение, 1972.

34. Охоцимский Д.Е., Сихарулидзе Ю.Г. Основы механики космического полета //М.: Наука, 1990.

35. Разыграев А.П. Основы управления полетом космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1990.

36. Рыжов Ю.А., Ковтуненко В.М., Малышев В.В., Морозов H.A., Усачов В.Е. Автоматический космический аппарат «Циолковский» для исследования Солнца и дальних планет Солнечной системы //Вестник МАИ, 1994, том 1, № 1.

37. Рыжов Ю.А., Малышев В.В., Усачов В.Е., Тычинский Ю.Д. и др. Анализ и синтез космического комплекса на базе РН «Союз-2» для научно-исследовательского полета в корону Солнца // Вестник МАИ, 1998, том 5, № 2.

38. Рыжов Ю.А., Малышев В.В., Пичхадзе K.M., Усачов В.Е. Анализ космических миссий для прямых исследований короны Солнца // Известия РАН. Теория и системы управления, 2001, № 4, с.131-152.

39. Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика летательных аппаратов // М.: Наука, 1982.

40. Скляров И.Ф. Основы системного анализа и синтеза. М., 1983 г. 44 с. Деп. в ВИНИТИ.

41. Справочник по теории автоматического управления Н Под ред. A.A. Красовского / М.: Наука, 1987.

42. Тычинский Ю.Д. Анализ и оптимизация наведения межпланетного КА с учетом ограниченно-неопределенных и стохастических возмущений. Деп. № 244-В98 ВИНИТИ, 30.01.1998 г.

43. УсачовВ.Е. Стратегия управления динамической системой, линейной по входным воздействиям. Деп. в ВИНИТИ № 3565, 21.06.1990 г.

44. УсачовВ.Е., Тычинский Ю.Д. Оптимизация составных динамических систем. Полет Солнечного зонда с электрореактивными двигателями и гравитационными маневрами у планет. Деп. в ВИНИТИ № 1967-В99, 17.06.1999 г.

45. УсачовВ.Е., Тычинский Ю.Д. Полет к Солнцу с многократными гравитационными маневрами у планет Земной группы. Деп. в ВИНИТИ № 2141-В00, 02.08.2000 г.

46. Федоренко Р.П. Приближенное решение задач оптимального управления. -М.: Наука. 1978.

47. ХиммельблауД Прикладное нелинейное программирование. М.: Мир, 1975.

48. Хомяков Д.М., Хомяков П.М. Основы системного анализа М.: Изд-во МГУ, 1996. 106 с.

49. ХоманнВ. (ГоманнВ.) Досягаемость небесных тел.- В кн.: РынинН.А. Теория космического полета. М.: Изд-во АН СССР, 1932.

50. Цвиркун А. Д. Основы синтеза структуры сложных систем. М.: Наука, 1982 200.

51. AyonJ.A. The Solar Probe Mission: Mission Design Concepts and Requirements. I IAIA A 92-0860, 30-th Aerospace Sciences Meeting & Exhibit. January 6-9, 1992, Reno, NV.

52. InterHelios / V.N. Oraevsky, V.D. Kuznetsov, A.Y. Kogan, E. Marsch, W. I. Ax ford // Report of the InterHelios Mission Study Team, Scientific Rationale and Mission Concept/IZMIRAN, Russia, 1996.

53. Kovtunenko V.M., Malyshev V.V., PichkhadzeK.M., Usachov V.E. Concept and models of Tsiolkovsky space complex for systems solar research // International Aerospace Congress, Moscow, Russia / August 15-19, 1994.

54. Kovtunenko V.M., Malyshev V. V., Pichkhadze KM., Usachov V.E. Conseption of the Sun Corona First Mission // 45th International Astronautical Congress, Izrail, October 9-14, 1994.

55. Kovtunenko V.M., Malyshev V. V, Usachov V.E. Low-Coast Space Complex "Tsiolkovsky" for Sun Corona Direct Investigation // IAA Conference: "Low-Coast Planetary Mission" / USA, 1994.

56. Kovtunenko V.M., GaleevA.A., Malyshev V.V., MorosovN.A., Usachov V.E. Russian Space Compex for "Fire" Mission //46th International Astronautical Congress, Section U.2.07, Oslo, Norway, October 2-6,1995.

57. Malyshev V. V, Usachov V.E., Tychinski Y.D. The Guidance Strategy for the Russian Solar Probe within «Fire» Mission // 48th International Astronautical Congress, Section A7.07 / Turin, Italy, October 6-10, 1997.

58. Malyshev V.V., Usachov V.E, Tychinski Y.D. The Preliminary Analysis of the Low Cost Mission to the Sun. // 48th International Astronautical Congress, Section A4.07 / Turin, Italy, October 6-10, 1997.

59. Malyshev V. V, Usachov V.E., Tychinski Y.D. The Solar Probe Guidance Analysis and Optimization //49th International Astronautical Congress, Section A3.06 / Melbourne, Australia, September 28 October 2, 1998.

60. Malyshev V. V, Usachov V.E., Tychinski Y.D. Optimization of the Solar Probe Trajectory with Electric Thrusters and Gravitation Maneuvers // 50th International Astronautical Congress, Section A.6.02 / Amsterdam, Netherlands, October 4-8, 1999.

61. NASA and International Studies of the Solar Probe Mission. / J.E. Randolph // AIAA 92-0857, 30th Aerospace Sciences Meeting & Exhibit. January 6-9,1992, Reno, NV.

62. Proceedings of the First US-Russian Scientific Workshop on FIRE Environment /Edited by: O.Vaisberg (IKI), B.Tsurutani (JPL)//Preprint Space Research Institute, Moscow, 5-7.06.95.

63. Randolph J.E. NASA and International Studies of the Solar Probe Mission. // AIAA 92-0857, 30-th Aerospace Sciences Meeting & Exhibit. Januaiy6-9, 1992, Reno, NV.

64. TingL. Optimum orbital transfer by impulses. ARS Journal, 1960, v. 30, № 11, p/ 1013-1018.

65. TingL Optimum orbital transfer by several impulses. Astronáutica Acta, 1960, v. 6, №5, p. 256-266.

66. USA/Russia Joint meeting. Programs: "Mars together", "Fire and Ice"// Solar Probe, 1994, JPL, Pasadena, CA, USA.

67. Vaisberg O.L., Malyshev V.V., UsachovV.E. Project Ziolkovsky-Solar Probe Mission Concept // COSPAR, Germany, 1994.