авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:     | 1 || 3 |

«1 Направление 9. Методы исследований Солнечной системы Координаторы: М.В. Герасимов (ИКИ), Г.К. Боровин (ИПМ), В.Ф. Гальченко (ИНМИ) Направление включает 20 проектов в семи подразделах. ...»

-- [ Страница 2 ] --

В процессе наземных лабораторных калибровок ДЛС/ХМС-1Ф было получено несколько сотен спектров высокого разрешения /~10-7 отдельных линий поглощения присутствующих в оптической кювете газоведущей системы ХМС-1Ф газов C2H2, CO2, H2O и некоторых изотопов CO2 и H2O, интересных для планировавшихся исследований динамики выделения летучих компонент грунта Фобоса, выделяемых при его пиролизе, с разрешением во времени порядка нескольких десятков секунд. Газовые смеси доставлялись в кювету различными способами, имитирующими ожидаемые режимы работы ГАК. Для сильных линий поглощения основных газовых молекул (более 10 %) получена качественно верная зависимость регистрируемой формы линий от условий наполнения оптической кюветы, статических или динамических.

Рис. 1: Семейство необработанных спектров см-1, CO2 3728, линии поглощения полученных с интервалом времени 18 с при импульсном введении малой порции CO2 и транспортировании ее по газоведущей системе ХМС-1Ф через оптическую кювету газом носителем He.

Вопросы достоверной регистрации изотопных соотношений требуют дальнейшей проработки в силу небольшого поглощения для изотопных линий CO2 и H2O, менее 1 % при фиксированной длине оптической кюветы, ограниченной 200 мм.

Предложена усовершенствованная методика регистрации содержания основных молекул и некоторых изотопов CO2 и H2O для летучих компонент грунта Луны, использующая новые перестраиваемые лазеры диапазона 2,78 мкм, в пределах которого регистрируются на порядок OC16O, 13 OC16O. Оптическая схема прибора CO2, более сильные линии поглощения изотопов ДЛС/ГХ-Л переработана с целью уменьшения рассеянного излучения и уровня оптических интерференционных шумов, ограничивающих чувствительность при регистрации слабых линий поглощения.

2. Проведен предварительный качественный анализ полученных данных измерений многоканального диодно-лазерного спектрометра, продолжены работы по адаптации известных физических моделей молекулярного поглощения и математических методов обработки спектроскопических данных, требующихся для определения содержания газов – измеряемых летучих компонент грунта.

Полученные данные измерений качественно соответствуют ожидаемым при регистрации поглощения для модельных газовых смесей. Требуемая для восстановления текущей концентрации измеряемого газа обработка полученных спектров предусматривает:

– Нормирование амплитуды и спектрального масштаба записанной функции пропускания в окрестности линии поглощения.

– Осуществление Фурье-фильтрации сопутствующих генерации монохроматического излучения оптических интерференционных шумов.

– Сопоставление площади нормированной линии поглощения с текущей концентрацией молекул тестовой газовой смеси.

– Построение теоретического профиля линии поглощения на основе информации базы данных параметров молекулярного поглощения HITRAN, закона поглощения оптического излучения Бира-Ламберта, уравнения состояния газа с учетом известных температуры и давления, в приближении спектрального контура Фойгта.

– Сравнение экспериментального и теоретического контуров линий с целью минимизации различий между ними и верификации аппаратных свойств ДЛС при измерениях статических тестовых газовых концентраций.

Рис. 2: CO2 – Фитирование линии пример пробной обработки спектров, выполненной партнерами по работе – сотрудниками лаборатории научной группы(G.S.M.A.) университета г. Реймс, Франция.

– Определение содержания динамических газовых концентраций для различных режимов тестирования: равномерный поток газа-носителя, импульсный впрыск малой порции газа, регистрация продуктов лабораторного пиролиза известных образцов грунта.

В перспективе предстоит создание программного алгоритма для обработки, совместного хранения и анализа данных ДЛС, их сопоставление с данными прочих систем ГАК для определения содержания и природы летучих компонент исследуемого грунта.

Публикации за 2012 г.:

Результаты работ доложены на конференциях:

11th ASA – 12th HITRAN Conference, Reims, France, 29-31.09.2012.

Третий московский международный симпозиум по исследованиям Солнечной системы (3M S3), ИКИ РАН, Москва, 8-12 октября 2012.

1. G. Durry, I. Vinogradov, A. Titov, L. Joly, C. Stoeffler, J. Cousin, T. Decarpenterie, N. Amarouche, O. Korablev, M. Gerasimov, O. Roste, Near infrared diode laser spectroscopy of C2H2, H2O, CO and their isotopologues and application to TDLAS, a tunable diode laser spectrometer for the Martian PHOBOS-GRUNT and the Lunar LUNA-RESURS and LUNA-GLOB space missions.

Poster session, 11th ASA – 12th HITRAN Conference, Reims, France, 29-31.09.2012.

2. Vinogradov, G. Durry, A. Titov, L. Joly, C. Stoeffler, J. Cousin, T. Decarpenterie, N. Amarouche, O. Korablev, M. Gerasimov, O. Roste, Near infrared diode laser spectroscopy of C2H2, H2O, CO and their isotopologues and the application to a tunable diode laser spectrometer (TDLAS) for the Martian PHOBOS-GRUNT and Lunar LUNA-RESURS and LUNA-GLOB space missions. The Book of Abstracts for the 3rd Moscow international Solar System Symposium (3M-S3), abst. 151, Space Research Institute, Moscow, Russia, October 8-12.10.2012.

3. Vinogradov, O. Korablev, M. Gerasimov, N. Ignatiev, A. Rodin, A. Stepanov, V. Barke, A.

Venkstern, A. Sapgir, M. Zaitsev, A. Titov, A. Kalyuzhnyy, O. Grigoryan, G. Durry, L. Joly, J.

Cousin, N. Amarouche, A. Nadezhdinskii, Ya. Ponurovskiy, A. Klimchuk, ISKRA-V — a multi channel diode laser spectrometer experiment for measurement of sulphurous components in the venusian atmosphere from the level of clouds down to the surface during descent. The Book of Abstracts for the 3rd Moscow international Solar System Symposium (3M-S3), abst. 201, Space Research Institute Moscow, Russia, October 8-12.10.2012.

Проект 9.1.10: «Радиофизические исследования на поверхности Луны»

Научный руководитель: к.ф.-м.н., Скальский А.А., ИКИ РАН Тема: исследование (на основе имеющихся данных) лунной экзосферы, физических явлений в приповерхностном плазменном слое Луны.

В рамках проекта подготовлен обзор имеющихся моделей: взаимодействия Луны с межпланетной средой, происхождения областей намагниченности поверхности и экзосферы Луны.

Хотя сегодня генерация магнитного поля на Луне не наблюдается исследования указывают на существование на Луне больших магнитных полей примерно 3,6–3,9 млрд лет назад, т. е.

приблизительно через 0,5–1 млрд лет после формирования спутника. «Морские» базальты — огромные выбросы лавы, покрывающие моря на ближней стороне Луны, сформировались примерно в это же время. Вопрос, возникло ли намагничивание соответствующих образцов вследствие динамо, обсуждается уже долгое время, поскольку моделирование показало, что ядро Луны охлаждалось слишком медленно, чтобы быть источником энергии динамо.

В различных районах лунной поверхности фиксируются местные магнитные аномалии.

Наиболее значительные магнитные аномалии обнаружены на обратной стороне Луны, где напряженность поля в некоторых случаях достигает более 300 нТл. Исследования остаточной намагниченности лунных пород, доставленных на Землю, позволяют предположить, что заметное магнитное поле могло существовать у Луны примерно 3.6–3.8 млрд лет назад, т. е. приблизительно через 0,5–1 млрд лет после формирования спутника. Образцы пород с подобным возрастом имеют наибольшую остаточную намагниченность (~ 1 Гс = 10-4 Тл).

В одной из последних моделей динамо учитывалось химическое и термодинамическое влияние океана магмы. В рамках этой модели осевшее вещество изолирует лунное ядро от остальной мантии и, препятствуя охлаждению ядра, не дает развиться динамо. При распаде радиоактивных элементов возникает нагрев слоя, и, как следствие, усиление потока тепла и возникновение динамо.

Основная проблема модели состоит в том, что нагрев и всплытие вещества, изолирующего ядро, должно совпадать по времени с формированием морских базальтов и намагничиванием грунта. Кроме того, выделяемая энергия может оказаться слишком малой для объяснения наблюдаемых величин магнитного поля. Пока, даже с учетом некоторых дополнительных предположений, данная модель не объясняет в полной мере палеомагнетизм Луны.

Результаты глобальной магнитной съемки с КА «Lunar Prospector» (1998–1999 гг.) обнаружили корреляцию положения основных магнитных аномалий Луны с районами, антиподальными молодым круговым морям видимого полушария. По одной из гипотез возникновение магнитных аномалий прямым образом связано с ударными процессами, сопровождавшими формирование круговых лунных бассейнов. При соударении, газ с соответствующей плотностью и внутренней энергией испаряется с поверхности Луны, затем двигаясь вдоль сферической поверхности. Облако газа «сгребает» магнитное поле во время своего движения. Однако, характерные времена распространения для плазменных токов (5 мин), внутренних (8 мин) и поверхностных (80 мин) сейсмических волн и для движения выбросов (20-50 мин) различны. Соответственно, возможность образования аномалии вызывает вопросы.

намагниченности с диффузными структурами (аномальями альбедо Корреляция областей поверхности Луны) позволяет разрабатывать гипотезу возникновения магнитных аномалий вследствие падения кометных тел.

Малая сила тяжести и практически полное отсутствие механизмов постоянной подпитки газовой оболочки Луны делает спутник Земли типичным безатмосферным телом. Различные оценки показывают, что лунная атмосфера на 14 порядков меньше газовой оболочки Земли, т.е.

представляет собой экзосферу. Экзосферу Луны можно разделить на две группы – атмосферу, состоящие из благородных газов (гелиевая и аргоновая экзосферы), и атмосферу, состоящие из щелочных элементов (натриевая и калиевая экзосферы).

При изучении структуры и динамики гелиевой и аргоновой экзосфер Луны предполагается, что источник частиц полностью тепловой. Это связано с недостатком данных об энергиях и распределении лунного He и Ar. К счастью, тот факт, что He и Ar – благородные газы, упрощает рассмотрение их химических реакций с поверхностью.

В предположении теплового распределения по скоростям характерные масштабы высот в предположении температуры 400 К составляют H He = 1000 км и H Ar = 50 км соответственно. На траектории атомов He и Ar влияют как давление излучения, так и гравитация Солнца и Земли.

Было показано, что в гидростатическом равновесии и при отсутствии стоков соблюдается соотношение nT 5/2 = const.

Поиск натриевой и калиевой экзосфер Луны был мотивирован исследованием экзосферы Меркурия. Было обнаружено, что такие экзосферы действительно у Луны существуют, причем масштаб высот равен H Na = 120 ± 42 км и H K = 90 ± 20 км, что в предположении теплового равновесия приводит к плотностям натрия и калия около поверхности равным nNa = 67 ± 12 cм -3 и nK = 15 ± 3 см -3. Были получены факты, свидетельствующие о том, что содержание Na уменьшается с увеличением зенитного угла Солнца, причем функция источника изменяться как cos 2. При исследовании радиальных профилей Na оказалось, что лучше всего они описываются двутемпературной моделью.

Моделирование динамики нейтральных натриевых и калиевых экзосфер и предсказывает, что их структура должна быть похожа на структуру атмосферы комет с линией симметрии, совпадающей с линией Луна-Солнце, что хорошо согласуется с наблюдениями.

Поскольку у Луны атмосфера практически отсутствует, магнитное поле локализовано в небольших аномалиях, а электропроводность вещества поверхности мала, то солнечный ветер практически без возмущений достигает поверхности Луны и абсорбируется (хотя и с некоторыми особенностями). Магнитное поле солнечного ветра искажается при взаимодействии с более электропроводным ядром Луны и формирует магнитный хвост/шлейф на ночной стороне Луны, где плазма солнечного ветра отсутствует (каверна). Образующаяся токовая система приводит к усилению магнитного поля в самом хвосте/шлейфе Луны и к уменьшению поля его границе (рис. 1). Практически полное поглощение поверхностью Луны набегающего потока солнечного ветра и относительно малые размеры спутника Земли приводят к тому, что крупномасштабная ударная волна, характерная для обтекания препятствия сверхзвуковым потоком плазмы, около Луны не образуется.

Каверна на ночной стороне Луны представляет собой область, с пониженной концентрацией, которую солнечный ветер стремится заполнить, причем температура электронов растет, а плотность уменьшается экспоненциально по направлению к центру каверны. Профили концентрации, как правило, различны для двух флангов каверны, что связано с асимметрией межпланетного магнитного поля относительно направления Луна–Солнце.

На расстоянии больше 6.6 лунных радиусов от Луны наблюдения КА Wind показали, что каверна постепенно заполняется ионами, приходящими в основном вдоль магнитных силовых линий. Очевидно, что в процессе наполнения должны участвовать и более подвижные электроны, которые создают электрическое поле вследствие разделения зарядов, которое несколько замедляет движение электронов и ускоряет ионы.

В 1968 г. были обнаружены спорадические возрастания магнитного поля, связанного с волной разрежения, которые лежали на стороне волны, обращенной к Солнцу. Подобные явления были объяснены взаимодействием солнечного ветра с областями аномальной намагниченности поверхности Луны и формированием над ними «минимагнитосфер», существование которых зависит от величины межпланетного магнитного поля, плотности и скорости потока солнечного ветра. Позже измерения на КА «Lunar Prospector» показали, что магнитное поле достигает максимального значения на широтах от 32° ю.ш. до 66° ю.ш. (значения магнитного поля были больше 20–27 нТл, при этом магнитное поле солнечного ветра составляло 10 нТл, а угол между направлением потока солнечного ветра и нормалью к поверхности изменялся от приблизительно 45 до 66°). Кроме того, были обнаружены МГД-волны, зарождающиеся на поверхности Луны, которые могут привести к возникновению ударной волны. Следует отметить, что при 29-59° ю.ш.

резко возрастали поток электронов, величина магнитного поля (на 20%) и наблюдались вистлеры с частотой примерно 2,5 Гц. Это может быть связано с тем, что между 29° и 59° ю.ш. космический аппарат двигался вдоль ударной волны. На космическом аппарате Lunar Prospector были идентифицированы около 1000 случаев возрастания магнитного поля над отдельными участками поверхности Луны. Это явление наблюдается на внешней стороне лунного шлейфа и ранее носило название ‘‘limb shocks’’ или ‘‘limb compressions’’. Возрастания магнитного поля Lunar External Magnetic Enhancement (LEME) достаточно однозначно ассоциированы с областями аномальной намагниченности лунных пород, и наблюдались вплоть до высот ~100 км. Возрастания магнитного поля регистрировались, в основном, при малых величинах гирорадиуса протонов, отношениях теплового и магнитного давлений и низких числах Маха в набегающем потоке солнечного ветра, что служит указанием на возможное формирование подобия ударной волны над областями аномальной намагниченности поверхности Луны.

Численное моделирование показало, что формирование минимагнитосферы зависит от выполнения двух условий: 1) давление магнитного поля аномалии должно быть достаточно, чтобы 2) характерные сбалансировать динамическое давление солнечного ветра;

и размеры минимагнитосферы должны быть больше циклотронного радиуса протона. В отличие от крупномасштабных магнитных полей планет для минимагнитосфер размеры области взаимодействия практически совпадают с характерными масштабами длин в плазме солнечного ветра, и можно говорить о возникновении подобия ударной волны вокруг минимагнитосферы (рис. 2) при взаимодействии аномальной области с солнечным ветром.

Магнитное поле многих аномалий должно останавливать поток солнечного ветра, но даже для самых сильных аномалий давление магнитного поля аномалии и динамическое давление солнечного ветра становятся равными на расстоянии порядка 20 км над поверхностью Луны.

Поскольку гирорадиус протона солнечного ветра порядка 100 км, взаимодействие натекающего потока и магнитного поля аномалии нельзя описывать посредством магнитной гидродинамики.

Возможно, именно поэтому попытки наблюдения КА Lunar Prospector внутренней области мини магнитосферы показали, что полости в солнечном ветре над магнитной аномалией возникают крайне редко, хотя вне области взаимодействия с солнечным ветром аномалии встречаются достаточно часто. При этом, хотя наблюдения и показали возникающие минимагнитосферы, но топология магнитного поля и потоков плазмы остаются невыясненными.

Для объяснения необычно высоких значений альбедо и альбедных аномалий в областях большого магнитного поля аномалий была построена трехмерная модель траекторий частиц. В данной модели рассматривалось только отражение частиц под действием силы Лоренца, и, как показали результаты, это может приводить к отражению заметной фракции частиц набегающего солнечного ветра.

Взаимодействие солнечного ветра с магнитными аномалиями требует новых, кинетических подходов, описывающих это взаимодействие. Более того, пока окончательно неясно приводит ли оно к появлению минимагнитосфер — пожалуй, самых маленьких магнитосфер в солнечной системе. Также практически неизвестны механизмы взаимодействия солнечного ветра с поверхностью Луны и. Известно, что солнечный ветер выбивает частицы и отражается, приводя к появлению экзосфер, возникновению захваченных ионов, генерации вторичных частиц, энергичных нейтральных атомов и появлению заряда поверхности. Детали же этих процессов остаются невыясненными. Повторим, что все описанные процессы протекают при характерных масштабах порядка гирорадиуса частиц или дебаевской длины и поэтому требуют применения кинетического описания и должны приводит к возникновению множества неустойчивостей.

Рис. 1. Схематическое изображение области полутени и каверны, образующейся за Луной, вследствие абсорбции солнечного ветра поверхностью Луны Рис. 2. Схематическое изображение минимагнитосферы (поверхности равного давления ) для трех различных начальных условий в солнечном ветре (численная модель): а -межпланетное магнитное поле величиной 5 нТл параллельно плоскости эклиптики, а поле аномалии направлено на север;

б и в — межпланетное магнитное поле величиной 2,5 нТл направлено на север. В случае б поле аномалии направлено противоположно межпланетному магнитному полю, а в случае в — поле аномалии имеет такое же направление, что и межпланетное магнитное поле.

В экспериментах на космическом аппарате СЕЛЕНА (KAGUYA) недавно было обнаружено, что отраженные протоны солнечного ветра (~0.1-1% от плотности набегающего потока плазмы) всегда присутствует в окололунном пространстве. В области аномалий потоки отраженных частиц возрастают (Рис.3). Недавно измерения КА IBEX, Kaguya, Chandrayaan- показали, что поверхностью Луны могут отражаться до примерно 10–20% налетающих ионов солнечного ветра, при этом только 0.1–1% остаются заряженными, остальные, захватывая электрон, становятся энергичными нейтральными атомами. Наблюдения, представленные на Рис.3, были сделаны в условиях аномально низкого межпланетного поля (0.1-0.5 нТ) и несколько пониженного динамического давления солнечного ветра (1.67 нПа).

Оценки показывают, что количество отраженных ионов не может быть объяснено отражением частиц магнитным полем аномалии (собственное поле участка намагниченности поверхности слабое, см. Рис.3) и требуется дополнительный механизм, связанный с особенностями формирования приповерхностного слоя плазмы Луны.

Рис. 3 Пролет над дневной стороной Луны над Imbrium антипоидальной аномалией Показаны:

(а,в) Распределение по энергиям потока ионов в направлении Луны и от Луны;

(c) Угловое распределение потоков ионов в диапазоне 0.1 – 3 КэВ;

(d) Магнитное поле аномалии (величина модельного поля на высоте 30км).

Публикации Садовский А.М., А.А. Скальский, Взаимодействие Луны с межпланетной окружающей средой, Полет, изд-во Машиностроение, 35-43, 09, 2012.

Sadovski A.M. and A.A. Skalsky, Coupling of Earth’s magnetosphere, solar wind and lunar plasma environment, подготовлено к публикации в Advances in Space Researchs, 2012.

Доклады на конференциях Sadovski A.M. and A.A. Skalsky, Coupling of Earth’s magnetosphere, solar wind and lunar plasma environment, 39th COSPAR assembly, 2012.

Подраздел 9.2: Перспективные аппараты для солнечных, гелиосферных и планетных исследований Проект 9.2.1: «Создание перспективных космических аппаратов и разработка новых методов исследований астрофизических объектов».

Научный руководитель: д.ф.-м.н., Кузин С.В. (ФИАН) Создан русскоязычный центр данных солнечной обсерватории SDO. http://sdo.lebedev.ru/ru/ База данных размещена на сервере лаборатории Рентгеновской Астрономии Солнца и Вычислительного центра ФИАН и в настоящее время содержит более 850 тысяч изображений солнечной короны. База данных обновляется в автоматическом режиме по мере получения со спутника и предварительной обработки данных инструментов HMI и AIA.

На главной странице сайта представлены последние изображения, полученные с помощью приборов HMI и AIA на спутнике SDO. Дано краткое описание инструментов, работающих на спутнике SDO. Представлена лента новостей, связанных с обсерваторией. С главной странице можно перейти на страницы «Последние изображения», «Доступ к данным», «Описание», «Новости» и «Ссылки».

На странице «Последние изображения» представлены наиболее свежие изображения в спектральных диапазонах, перекрывающих высоты от фотосферы до короны Солнца, а также магнитограмма, полученная на длине волны 6173А. На странице «Доступ к данным» можно сформировать запрос на получение данных в формате FITS или JPEG по определенным критериям выборки или посмотреть изображения данных отобранных по времени и спектральным диапазонам. На странице «Описание» представлено описание как самой обсерватории SDO, так и приборов, входящих в ее состав. На странице «Новости» представлена новостная лента событий, связанных с обсерваторией, а на странице «Ссылки» даны ссылки на различные сайты, имеющие отношение к обсерватории.

Результаты экспериментов на спутниках программы КОРОНАС показали, что существенным препятствием для продвижения отечественных космических данных среди мирового сообщества является их плохая совместимость с форматами других научных инструментов, а также со сложившимися стандартами хранения и представления информации. С точки зрения космических солнечных телескопов такие стандарты в настоящее время представлены в виде базы SSW (Solar SoftWare), содержащей унифицированные пакеты программ для обработки изображений Солнца, а также в виде виртуальной солнечной обсерватории VSO, которая предоставляет доступ по единому запросу к данным разных солнечных инструментов. Поскольку ФИАН в срок до года должен вывести на орбиту не менее 3 комплексов космических телескопов, то в рамках настоящего проекта было принято решение разработать унифицированный формат представления изображений Солнца совместимый со стандартами SSW и VSO. Такой формат был разработан на основе системы FITS (Flexible Image Transport System) с использованием процедуры сжатия RICE, в настоящее время использующейся для записи данных обсерватории SDO. Была проверена совместимость формата со стандартами SDO путем применения к тестовым унифицированным кадрам программы read_sdo из библиотеки SSW, а также его совместимость со стандартами STEREO, Hinode и SOHO, использующих формат хранения без компрессии, путем применения к тестовым кадрам программы plot_map из пакета SSW. Заголовок (header) унифицированного FITS файла содержит 33 стандартных поля, которые не могут меняться от эксперимента к эксперименту. Унификация остальных полей не требуется, то есть они могут содержать произвольную информацию. Первыми экспериментами, где планируется использование унифицированного формата являются приборы СТЕК и СОЛИСТ на КА «Зонд» ФЦП Геофизика и КНА «КОРТЕС» на МКС. Все приборы разработки ФИАН. Начало летной программы в настоящее время назначено на 2014–2015 годы.

В 2009 году прибором ТЕСИС на спутнике КОРОНАС-Фотон были осуществлены уникальные программы наблюдений короны Солнца. Эти программы включали в себя, в частности, наблюдения в линии FeIX 171 с временным разрешением 4 секунды, наблюдения дальней солнечной короны, на расстоянии до 3-х солнечных радиусов над фотосферой в линиях FeIX 171 и HeII 304. Была проведена обработка этих данных, включающая удаление артифактов, присутствующих на изображениях, нормирование изображений на функцию белого поля, определение положения центра Солнца и наклона его оси вращения на изображениях.

Полученные изображения были сохранены в формате FITS, для которого было подготовлено описание полей.

Архив подготовленных изображений был передан через соответствующую службу Федерального Космического Агентства в НАСА для их использования в VSO. В настоящее время планируется разработка и запуск комплексной солнечной обсерватории ИнтерГелиоЗонд, одной из задач которой является исследование геоэффективных солнечных процессов. В состав аппаратуры обсерватории входит комплекс изображающих инструментов (от широкого спектрального диапазона жесткого рентгеновского до оптического), разрабатываемого в ФИАН. Комплекс включает в себя телескоп жесткого рентгеновского диапазона (10-150 КэВ), телескоп рентгеновского и вакуумного ультрафиолетового диапазона (каналы на 8.4, 132, 171 и 304 А), коронограф и гелиосферный имаджеры видимого диапазона.

Концепция наблюдений комплекса основана на мониторинге различных стадий проявления солнечной активности. Широкий спектральный диапазон позволяет фиксировать как нетепловые процессы в солнечной короне, вязанные с ускорением частиц во время вспышечных процессов, так и тепловые процессы, связанные с непосредственным нагревом плазмы. Широкий диапазон разрешений и полей зрения (от 0.2 угловых секунды при поле зрения 7х7 угл. минут до 2 угл минуты при поле 30х30 градусов) в различных каналах позволяет исследовать состояние конфигураций плазменных структур на разных стадиях активных процессов, их положение в пространстве в различных пространственных шкалах. Взаимодействие внутри комплекса осуществляется с помощью общего компьютера, что позволяет использовать данные об изменении сигнала в одном из каналов как запуск программы наблюдений в других. В настоящее время проработаны комплексные программы наблюдений, направленные на исследование вспышечных процессов, корональных выбросов масс, мелкомасштабных процессов, переносов и изменения состояния вещества.

Доклады на конференциях:

S.V.Kuzin, S.A.Bogachev, S.V.Shestov, A.A.Perzov, The set of imaging instruments for Interhelioprobe solar observatory, XXVIII IAU General Assembly, Пекин, 20-31 августа С. В. Кузин, С. В. Шестов, С. А. Богачев, И. В. Зимовец, А. А. Перцов, А. С. Кириченко, А. С.

Ульянов Рентгеновский телескоп СОРЕНТО для миссии Интергелио-Зонд, Рентгеновская оптика – 2012 г. Черноголовка, 1-4 октября С.А.Богачев, С.В.Кузин, А.А.Перцов, С.В.Шестов, А.С.Ульянов, А.С.Кириченко, А.А.Рева Оптическая система КНА «Арка» (МКА-ФКИ No. 5) и возможности построения изображений Солнца сверхвысокого пространственного разрешения. Научные эксперименты на малых космических аппаратах.

Аппаратура, сбор данных и управление, электронная компонентная база, г.Таруса, 23-25 мая 2012 года, С.В.Кузин, С.А.Богачев, А.А.Перцов, С.В.Шестов, Ю.С.Иванов,А.С.Ульянов, А.С.Кириченко, А.А.Рева, Техническая концепция и научные задачи КНА «Арка» для МКА-ФКИ No. 5. Научные эксперименты на малых космических аппаратах.

Аппаратура, сбор данных и управление, электронная компонентная база, г.Таруса, 23-25 мая 2012 года, Командировки:

Россия, Таруса, 23-25 мая 2012 года США, Лас-Крусес, 03- 21 июля 2012 года Проект 9.2.2: «Детализация модели гравитационного поля Земли (и планет земной группы) с использованием градиентометрии».

Научный руководитель: д.т.н., Татевян С.К., ИНАСАН Исполнители: к.т.н. А.А. Клюйков, Н.А. Сорокин, К.В. Эбауэр, С.П. Кузин 1. Уточнение тонкой структуры гравитационного поля Земли по градиентометрическим измерениям.

Приводятся основные результаты исследований по разработке стратегии математической обработки градиентометрических измерений для определения параметров тонкой структуры гравитационного поля Земли.

С разработкой спутниковых проектов CHAMP и GRACE, предназначенных для исследования динамических параметров Земли, открывается новая эра в изучении гравитационного поля Земли.

С их помощью пользователи получили глобальные высокоточные модели гравитационного поля Земли с высоким пространственным разрешением.

Проект GOCE – первый спутниковый проект, практическая реализация которого позволит получить параметры гравитационного поля Земли (и соответственно модель геоида) с точностью, достаточной для геофизических исследований в течении последующих десятилетий.

В проекте GOCE используется трехосный гравитационный градиентометр для измерения гравитационных градиентов по всем пространственным направлениям. Это позволит определять параметры (высоты геоида и гравитационные аномалии) стационарного гравитационного поля Земли с высокой точностью (1 см и 1 мГал соответственно) с пространственным разрешением км.

Метод спутниковой градиентометрии основан на измерении разностей ускорений в трех пространственных направлениях между тест-массами ансамбля акселерометров, установленных на борту одного спутника ( см. Рис.1).

Рисунок.1. Принцип спутниковой градиентометрии (SGG) и спутникового определения орбиты (SST) Измеряемый сигнал есть разность гравитационных ускорениий тест-масс, расположенных внутри КА, когда гравитационный сигнал отражается от различных притягивающих масс Земли, например, от гор и долин, от океанских гребней, зон субдукции и неоднородностей мантии, обусловленных топографией границы «ядро-мантия». Метод спутниковой градиентометрии позволяет уловить эти особенности, как только они появляются в гравитационном поле Земли.

Точность градиентометрической информации составляет 5 mЕ.

Измеряемые сигналы соответствуют градиентам компоненты гравитационного ускорения, или другими словами, второй производной гравитационного потенциала.

Негравитационное ускорение КА (например, вызванное атмосферным торможением и световым давлением) одинаковым образом воздействует на все акселерометры и полностью исчезает при образовании разностей.

Вращательное движение спутника также воздействует на измеряемые разности, но может быть отделено от гравитационного сигнала путем деления измеренной матрицы гравитационного градиента размерностью 3х3 на симметричную и анти-симметричную части.

Градиометрические измерения являются дополнением к действующей концепции системы «спутник-спутнки», использующей метод наблюдения «высокий-низкий». Этот метод позволяет обнаруживать любые длинноволновые эффекты гравитационного поля, проявляющиеся в возмущениях орбиты. Он реализован в проекта GOCE путем установки на КА (LEO) аппаратуры спутниковой навигации (АСН), работающей по сигналам спутниковых навигационных систем (ГНСС): GPS (США) и ГЛОНАСС (Россия). Приемник позволяет отслеживать 12 или более спутников GPS и ГЛОНАСС, эфемериды которых определены очень точно с глобальной сети пунктов, участвующих в работе Международной службы GPS. Используя их орбиты и измерения GPS/ГЛОНАСС до КА проекта GOCE (LEO), орбиту LEO можно определить с сантиметровой точностью в пространственной прямоугольной системе координат.

На высоте 250 км гравитационный сигнал довольно сильный, но сопротивление атмосферы будет вызывать возмущения, которые сильно искажают гравитационный сигнал. Этим возмущениям будут постоянно противодействовать система компенсации и система контроля высоты. Компенсации сил атмосферного торможения и вращающих моментов на всех частотах выполняются до и после градиентометрических измерений. Остаточные ошибки могут составлять менее чем 1 mЕ/Hz. Система также обеспечивает контроль высоты полета с точностью 0.38 мрад (по абсолютному положению). Компенсация атмосферного торможения пропорциональна вызванному возмущению. Для этого используются два ионных двигателя, которые работают во время всего воздействия. Эта система также позволяет выполнять калибровку инструмента.

Навигационный приемник GPS/GLONASS, градиентометр и звездная камера могут быть использованы для контроля высоты полета КА и орбиты.

2. Вывод уравнений спутниковых градиентометрических измерений Отправной точкой для вывода уравнений градиентометрических измерений является второй закон Ньютона для пробной массы А - вектор, характеризующий положение массы А в квазиинерциальной системе где координат (начало в барицентре Земли и невращается);

- сила, действующая на массу А в квазиинерциальной системе координат.

, как вектора, В соответствии с теоремой Кориолиса и определением вектора характеризующего положение точки О в квазиинерциальной системе координат, можем записать - вектор, характеризующий положение массы А в системе координат, связанной со где спутником;

- матрица вращения, позволяющая перейти от системы координат (x,y,z) (спутниковая система координат) к квазиинерциальной системе коордиант (X, Y, Z) (см. Рис. 1);

- угловая скорость в системе координат (X, Y, Z);

- угловое ускорение в системе координат (X, Y, Z);

- центробежное ускорение.

Рисунок 2. Положение акселерометра А в спутниковой и квазиинерциальной системе координат Силы, действующие на пробную массу А можно разделить на два типа.

Первый тип – это гравитационное ускорение, вызываемое гравитационным полем Земли, а также лунно-солнечным притяжением и приливными силами. Обозначим это ускорение через вектор в спутниковой системе координат.

Второй тип – действие самого спутника на пробную массу А, которое в специфическом случае представляет действие электрической силы через соответствующие электроды, прикрепленные к массе А и посредством которых контролируется реакция электрической цепи на сохранение массы А в фиксированном положении относительно корпуса космического аппарата.

Электрическое поле, приложенное к пробной массе А, не измеряется напрямую, а посредством, которое представляет основное измерение акселерометра.

измерения специфической силы Это соответствует негравитационным силам, действующих на спутник. Тогда мы можем записать, которая является матрицей, обратной R, Используя уравнение Ньютона, умноженное слева на, мы можем записать и учитывая, что - вектора вращения в системе координат, так что где Перейдем к тензорному обозначению.

Запишем это уравнение в спутниковой системе координат для положений акселерометров А и В и вычитая одно из другого получим где представляет тензор углового ускорения;

представляет тензор центробежного ускорения Заметим, что поскольку является антисимметрическим тензором и поэтому это не влияет на измерения диагональных элементов градиентометрического тензора (см. ур-е (6)), тензор имеет тот же эффект на диагональные элементы градиентометрического тензора.

как функцию гравитационного потенциала V, пренебрегая Представим разность всеми другими гравитационными эффектами, которые можно будет учесть с помощью соответствующих поправок где М – тензор вторых производных гравитационного потенциала V, называемый также тензором Марусси, который в спутниковой прямоугольной системе координат имеет вид Преобразуя уравнение (6), получим Записав уравнение (7) соответственно для двух других градиентометрических осей мы определим тензор «наблюдаемых величин» Г - расстояние между акселерометрами вдоль каждой из где градиентометрических осей.

Из этого уравнения видно, что тензор Г связан не только с тензором Марусси, но также с тензором углового ускорения и с тензором центробежного ускорения.

В тензорном виде уравнение градиентометрических измерений можно записать следующим образом g = М + +, (9) или y (10) xx xy xz Vxx Vxy Vxz (y + z2 ) xz xy z & & 2 (z + x ) = yx yy yz = Vyx Vyy Vyz + yx yz + z x & & zx zy zz Vzx Vzy Vzz zx (x + y ) y z y x & & Следует заметить, что первый и второй тензоры уравнения (10) являются симметрическими, тогда как третий тензор – антисимметрическим.

Тензоры М и могут быть выделены на основе следующих соотношений &1 (11) = ( t ) ( + t ). (12) М + = При известном значении элементов тензора могут быть определены элементы тензора М. Следует заметить, что только пять из девяти его элементов являются линейно независимыми.

Значения элементов тензора могут быть определены из комбинации угловых ускорений и угловых скоростей, полученных из обработки данных звездной камеры, установленной на КА проекта GOCE.

Основными системами координат, используемыми в спутниковой градиеннтометрии являются:

1) система координат градиентометра (GRF) 2) локальная орбитальная система координат (LORF );

3) локальная система координат, имеющая северную ориентацию (LNOF);

4) системы координат на инструментальном уровне 3. Математическая обработка измерительной информации.

Главной целью математической обработки измерительной информации проекта GOCE является получение реалистичных значений параметров модели гравитационного поля Земли и их оценок.

Однако определение полного вектора параметров (коэффициентов сферических гармоник) по полному объему измерительной информации представляет собой трудную вычислительную задачу. Решение этой задачи должно основываться на использовании стратегии параллельных вычислений.

Обработка измерительной информации проекта GOCE начинается с подготовительного этапа - организации базы данных, в которую из базы данных проекта GOCE по запросу пользователей поступает измерительная информация сенсорных систем, необходимая для решения целевой задачи проекта GOCE. Доступ к базе данных проекта GOCE для зарегистрированных пользователей осуществляется при помощи программы EOLISA.

Следующий подготовительный этап – разархивирование и распаковка измерительной информации. Поскольку измерительная информация проекта GOCE к пользователям поступает в архивированном виде с расширением tar, то для ее дальнейшего использования необходим этап разархивации. При этом используется архиватор Winzip. В результате этой операции получают файл в формате EEF (Earth Explorer File).

Одним из основных требований решения целевой задачи проекта GOCE с необходимой точностью является высокоточное определение орбиты КА GOCE, которое выполняется или только кинематическим методом (только GPS-наблюдения), или из комбинирования GPS наблюдений с моделью негравитационных сил (атмосферное торможение, солнечное давление и т.

GOCE (редуцированный динамический метод) с приложением д.), действующих на спутник оценки точности решения. Некоторые исследования показали, что в результате постобработки можно получить орбиту спутника GOCE с точностью на уровне 3 см.

Основной целью всех стратегий решений при определении параметров гравитационного поля является определение (уточнение) значений коэффициентов Cnm Snm разложения гравитационного потенциала V в ряд по сферическим функциям l +1 l lmax, a (13) GM V ( r,, ) = ( re ) (cos )[Clm cos m + Slm sin m ] P lm ae l =0 m= где GM – геоцетрическая гравитационная постоянная;

ae – большая полуось общего земного эллипсоида;

Plm - нормированные присоединенные функции Лежандра степени l и порядка m.

При этом связь измеренных величин с уточняемыми параметрами (коэффициентами и Clm Slm ) является прямой и линейной.

Положения и скорости спутника на орбите, определенные на этапе точного определения орбиты (POD), могут быть использованы для определения значений параметров гравитационного поля Земли.

Подставляя уравнение (19) в уравнение закона сохранения энергии, получаем (Jekeli, 1999):

(14) Первый член в уравнении (20), стоящий в правой части – кинетическая энергия единичной массы;

второй член представляет собой энергию диссипации, обусловленную действием неконсервативных сил на спутник;

третий член описывает вращение осей координат при переходе от инерциальной системы координат к земной системе координат;

постоянная системы обозначена через Е0.

r = { x, y, z} и скорости спутника r на орбите могут быть получены & Полагая, что положения из POD с соответствующей точностью, а внешние силы Fk, действующие на спутник могут быть точно смоделированы, гармонические коэффициенты, описывающие геопотенциал V, могут быть определены из обработки псевдонаблюдений 1 r 2.

& Сравнивая подход с использованием закона сохранения энергии с численным интегрированием вариационных уравнений, можно отметить, что подход с использованием интеграла энергии имеет несколько преимуществ: строго линейное уравнение модели наблюдения;

доминирующая блочно-диагональная структура матрицы нормальных уравнений, обусловленная отсутствием резонансных эффектов, существенно малые вычислительные усилия.

Определение полного вектора параметров (коэффициентов сферических гармоник) по полному объему измерительной информации представляет собой трудную вычислительную задачу. Например, система нормальных уравнений, составленная для коэффициентов гармоник степени и порядка 300 включает 4.1 биллиона элементов. На хранение этого количества элементов требуется 31.1 GB (двойная точность). Такая огромная матрица не может храниться в памяти одного компьютера. Поэтому решение задачи определения параметров гравитационного поля основывается на использовании стратегии параллельных вычислений.

Что касательно времени вычисления, то строгое решение лучше всего выполнять с использованием итерационной стратегии, однако число операций при этом очень сильно растет.

Тем не менее, необходимо учитывать тот факт, что решение является строгим и это дает возможность дополнительно корректно уточнять негравитационные параметры (калибровочные множители, параметры моделей негравитационных сил), однако это не относится к разряженным матрицам нормальных уравнений. Второе большое преимущество строгого решения заключается в том, что выполнив полное обращение матрицы, мы получаем также ковариационную матрицу, которая необходима пользователям продуктов проекта GOCE в геодезии, океанографии и геофизике.

ПРИЛОЖЕНИЕ Возможные варианты использования градиентометрии для картографирования гравитационного поля Луны Накопленный опыт по картографированию гравитационного поля Земли, полученный в ходе «GRACE» «GOCE», «CHAMP», реализаций проектов можно использовать для и картографирования гравитационного поля Луны и других планет солнечной системы.

Примером этого может служить проект GRAIL, разработанный NASA.

Этот проект является аналогом проекта GRACE.

Согласно этому проекту на окололунную орбиту выводятся два спутника. Высота полета спутников над поверхностью Луны 50 км и на расстоянии друг от друга 200 км.

Рисунок. 7. Модель измерений в проекте GRAIL/ Между спутниками выполняется измерение радиодальности в Ка – диапазоне.

Следуя этой аналогии, для реализации проекта «Луна – Ресурс» и «Луна – Глоб» можно предложить использовать концепцию проекта CHAMP, в соответствии с которой на борт КА, обращающегося на окололунной орбите, следует установить высокочувствительный акселерометр для измерения гравитационного поля и звездную камеру для определения ориентации КА в окололунном пространстве и определения параметров матрицы перехода от системы координат акселерометра к орбитальной системе координат.

Рисунок 2. Акселерометр STAR, установленный на КА проекта CHAMP.

Данный акселерометр имеет следующие технические характеристики:

Масса-7,8 кг;

Габариты (занимаемый объем) – 19,518,516,5 cm3;

Потребляемая мощность – 1,7 Вт Чувствительность акселерометра: 3 109 м/с2 для осей y и z;

3 108 м/ с2 для оси x в полосе измерения частот от 104 Гц до 101 Гц.

Еще одним вариантом использования современных технологий при исследовании гравитационного поля Луны является установка на борту перелетных модулей (ПМ) в проектах «Луна – Ресурс» и «Луна – Глоб» гравитационных градиентометров, аналогичных тому, который установлен на КА проекта GOCE.

Гравитационный градиентометр состоит из трех пар акселерометров, рассоложенных попарно на расстоянии 0.5 м в трех взаимно перпендикулярных плоскостях. Общий вес прибора составляет 150 кг, потребляемая мощность 75 Вт.

Чувствительность акселерометров составляет 2х10-12 м с-2 Гц-1/2.

Использование этого прибора в результате реализации проекта GOCE позволит создать модель гравитационного поля Земли по аномалиям силы тяжести с точностью 1 – 2 мГал, по высотам геоида – на уровне 1 см с пространственным разрешением около 100 км.

Публикации за 2012 г.:

Участие в конференциях: 1. С.П. Кузин General Assembly EGU 2012 (Вена, Австрия) “Geocenter Dynamics Investigations” (доклад) 2. Астрометрическая конференция ГАО (Пулково) – октябрь 2012. с докладом А.А.Клюйков, С.П. Кузин, С.К. Татевян Доклад « Апостериорная обработка измерений ГЛОНАСС»

Подраздел 9.3: Баллистические сценарии и необходимые характеристики новых проектов.

Проект 9.3.1: «Метод виртуальных траекторий для проектирования межпланетных миссий»

Научный руководитель: д.ф.-м.н. Овчинников М.Ю. (ИПМ им. М.В. Келдыша РАН) Исполнители – Трофимов С.П. (ИПМ им. М.В. Келдыша РАН), Широбоков М.Г. (МФТИ) В рамках работы над проектом разработан метод виртуальных траекторий (МВТ), который может быть с успехом использован при проектировании сложных межпланетных траекторий, включающих несколько гравитационных маневров. Метод состоит из двух этапов. На первом этапе – этапе построения базы виртуальных траекторий – вначале проводится дискретизация модельных орбит планет, входящих в выбранный планетный маршрут: на модельной орбите каждой из планет отмечается с небольшим по эксцентрической аномалии шагом набор узловых точек (рис. 1). Единственным методическим ограничением на выбор модельной орбиты планеты является ее замкнутость. Поэтому в качестве модельной можно взять, скажем, кеплерову орбиту с элементами, заданными относительно среднего экватора и эклиптики эпохи J2000.0. Виртуальной траекторией называется траектория, состоящая из пассивных гелиоцентрических участков полета, которые соединяются между собой активными гравитационными маневрами в соответствующих узлах. Угловая дальность полета на каждом из таких участков полагается не превосходящей 2 1.

Рис. 1. Дискретизация орбит планет После дискретизации модельных орбит планет осуществляется расчет основных параметров движения на гелиоцентрических и планетоцентрических участках виртуальных траекторий.

Схематично этот процесс можно описать следующим образом. Сначала выбирается первый Допускаются так называемые резонансные траектории, когда КА совершает несколько последовательных гравитационных маневров у одной и той же планеты. Гелиоцентрические участки таких траекторий могут иметь угловую дальность вплоть до 2 включительно.

гелиоцентрический участок между первой и второй планетами выбранного маршрута. Далее рассчитываются траектории, соединяющие все соответствующие первым двум планетам маршрута узлы. Затем начинаются вычисления, связанные со вторым гелиоцентрическим участком и активным гравитационным маневром у второй (первой промежуточной) планеты маршрута. Далее указанная процедура повторяется для следующих пар планет маршрута.

Рассмотрим подробнее указанную базовую процедуру. Возьмем две планеты, смежные в выбранном планетном маршруте. Зафиксируем для соответствующего гелиоцентрического участка радиус-вектор r1 начальной точки участка – узла планеты 1 и радиус-вектор r2 конечной точки участка – узла планеты 2. Зная скорость планеты 1 в точке r1 и варьируя угол наклона траектории, можно определить все параметры получающегося пучка виртуальных траекторий из узла r1 на орбите планеты 1 в узел r2 на орбите планеты 2. Аналогичные расчеты можно выполнить для любых двух узлов на орбитах планет. На планетоцентрическом участке траектории входными данными для расчета параметров активного гравитационного маневра с импульсом в перицентре являются гелиоцентрические скорости прибытия vin в соответствующий узел и отбытия v out из него, полученные из рассмотрения двух смежных гелиоцентрических участков виртуальной траектории. Этих данных достаточно для вычисления перицентрального расстояния r и потребной величины импульса V.

Отметим, что для планетных маршрутов с несколькими гравитационными маневрами целесообразно изначально задать некоторые разумные ограничения на максимальные значения времени перелета и характеристической скорости, затрачиваемой на активные гравитационные маневры. В случае превышения этих значений по ходу процедуры построения базы виртуальных траекторий такие траектории могут сразу отсеиваться, что экономит время счета.

Тот факт, что орбиты планет могут считаться с хорошей точностью неизменными в течение достаточно длительного срока времени, позволяет табулировать базу виртуальных траекторий для каждого планетного маршрута. Таким образом, при проектировании конкретной миссии расчет начинается со второго этапа метода.

Второй этап МВТ состоит в процессе наложении реального движения планет: из базы полученных виртуальных траекторий сначала отбираются траектории, близкие в некотором смысле к реально реализуемым, затем происходит уточнение полученных приближенных траекторий. В последнем случае применяется тот же самый алгоритм, что и для создания первоначальной базы виртуальных траекторий, только теперь происходит дискретизация лишь участков орбит планет вблизи узлов из данного набора. Также уменьшается шаг по углу наклона траектории на каждом гелиоцентрическом участке полета. К полученной таким образом базе уточненных траекторий снова применяется второй этап МВТ, и такой процесс уточнения приближенных виртуальных траекторий продолжается итерационно, пока не будет достигнута необходимая точность «попадания» в реальные планеты в каждом узле траектории.


Для демонстрации работы метода виртуальных траекторий была рассмотрена модельная задача проектирования полета к Урану. Между прочим, стоит отметить, что изучение Урана ставится по важности на одно из первых мест в планетной программе США на ближайшее десятилетие [1]. Максимальное значение гиперболического избытка скорости при выходе из сферы действия Земли после отделения от ракеты-носителя и работы разгонного блока принято равным км/с. В качестве функционала, подлежащего минимизации, выбрана величина характеристической скорости, необходимой для выполнения активных гравитационных маневров. При этом требуется, чтобы время полета не превосходило 20 лет, а дата старта лежала в промежутке от 2020 до года. Ограничений на скорость подлета КА к Урану не налагается.

Поскольку первый этап предлагаемого алгоритма проектирования траекторий – построение базы виртуальных траекторий – табулируется, логично сделать так, чтобы время, затрачиваемое на вычисления на этом этапе, составляло большую часть от общего времени расчета. Тогда, имея набор баз виртуальных траекторий для основных 10-15 планетных маршрутов полета к планете цели миссии, можно за сравнительно небольшое время провести предварительное баллистическое проектирование траектории или, другими словами, анализ принципиальной осуществимости такой миссии (mission feasibility study). Как показали численные эксперименты, достаточно мелкая дискретизация орбит планет и выбор подходящего шага по углу наклона траектории на гелиоцентрических участках гарантируют, что доля времени на первоначальное построение базы виртуальных траекторий будет не меньше 80-90%. На наложение реального движения планет – отсев и уточнение базы виртуальных траекторий – уходит 10-20% от общего времени расчета (в абсолютных величинах – см. таблицу 1). Именно это время нужно брать в качестве оценки быстродействия алгоритма.

В табл. 1 также приводятся для сравнения соответствующие времена работы классического алгоритма полного перебора, основанного на численном решении задачи Ламберта. Видно, что быстродействие классического метода ниже в несколько раз в сравнении с методом виртуальных траекторий. Особенно заметной эта разница становится при расчете траекторий с тремя и более гравитационными маневрами.

Теперь перейдем непосредственно к результатам расчета, полученным для оказавшегося в итоге наиболее оптимальным планетного маршрута Земля – Венера – Земля – Земля – Сатурн – Уран (EVEESU). Этот маршрут подразумевает резонансную траекторию: на участке Земля–Земля КА должен совершить один оборот вокруг Солнца. Наименьшие затраты характеристической скорости V = 1.703 км/с получаются для траектории с датой старта 27 ноября 2021 года и временем перелета T = 15.54 лет (рис. 2). При этом маневр у Венеры происходит 12 мая 2022 года, у Земли – 23 марта 2023 года и 14 июня 2026 года, у Сатурна – 25 августа 2030 года. КА достигает Урана 19 мая 2037 года. Траектория полета изображена на рис. 3 и 4.

Табл. 1. Быстродействие второго этапа алгоритма и сравнение с классическим методом полного перебора Число гравитационных Время на отсев и уточнение базы Время работы классического виртуальных траекторий, минут2 метода полного перебора, минут маневров 1 1-3 3- 2 5-10 20- 3 15-30 120- 4 40-80 Рис. 2. Характеристическая скорость и время перелета для траекторий маршрута EVEESU Абсолютные значения потраченного на расчеты времени получены для процессора Intel® Core™ i3-330M с тактовой частотой 2.13 ГГц. Все вычисления проводились последовательно на одном ядре. Объем оперативной памяти 2 Гб (в процессе расчетов загрузка, как правило, не превышала 500 Мб).

Рис. 3. Оптимальная траектория для Рис. 4. Участок EVEE оптимальной траектории маршрута EVEESU маршрута EVEESU Похожая траектория предложена в проекте Uranus Pathfinder [2]. Действительно, с точки зрения затрат характеристической скорости она оказалась наилучшей среди всех траекторий для всех рассмотренных авторами планетных маршрутов.

Что касается перспективных направлений дальнейшей работы, то предлагается включить в МВТ возможность построения траекторий, предусматривающих маневры в глубоком космосе. Кроме того, планируется верифицировать метод, применив его к актуальным в настоящее время задачам баллистического проектирования полета к спутникам Юпитера: Европе, Ганимеду, Каллисто.

Публикации за 2012 г.:

1. Овчинников М.Ю., Трофимов С.П., Широбоков М.Г. Метод виртуальных траекторий для проектирования межпланетных миссий с гравитационными маневрами // Космические исследования, 2012 (отправлено в редакцию).

2. Овчинников М.Ю., Трофимов С.П., Широбоков М.Г. Метод виртуальных траекторий для проектирования межпланетных миссий с гравитационными маневрами // Препринт ИПМ им. М.В.Келдыша РАН, 2012, № 9, 24 с. URL:

http://library.keldysh.ru/preprint.asp?id=2012- 3. Овчинников М.Ю., Трофимов С.П., Широбоков М.Г. Метод виртуальных траекторий для проектирования сложных межпланетных миссий // Труды XXXVI Академических чтений по космонавтике, Москва, январь, 2012. Секция "Прикладная небесная механика и управление движением", 1 с. URL: http://www.ihst.ru/~akm/36t5.htm Зарегистрированный программный продукт: программа для ЭВМ «Программный комплекс для проектирования межпланетных траекторий с импульсами в глубоком космосе и пассивными гравитационными маневрами методом виртуальных траекторий», авторы: М.Ю. Овчинников, С.П. Трофимов, М.Г. Широбоков, правообладатель: ИПМ им.

М.В. Келдыша РАН. Номер регистрации в Реестре программ для ЭВМ 2012615774 октября 2012 г., приоритет - от 10 июля 2012 г.

Цитируемые источники:

1. Visions and Voyages for Planetary Science in the Decade 2013-2022. Доступно по ссылке http://solarsystem.nasa.gov/multimedia/downloads/Vision_and_Voyages-FINAL1.pdf, дата получения информации 14 апреля 2012 года.

2. C.S. Arridge, C.B. Agnor, N. Andr et al. Uranus Pathfinder: exploring the origins and evolution of Ice Giant planets // Experimental Astronomy, 2012, Vol. 33, No. 2-3, pp. 753-791.

Доступно по ссылке http://www.springerlink.com/content/67471t823t067v63/, дата получения информации 19 сентября 2012 года.

Подраздел 9.4. Бортовые приборы ориентации, управления, сбора и обработки научной информации.

Проект 9.4.1: «Задача определения орбиты космического аппарата бортовой аппаратурой на перелетных траекториях к Луне и отлетных траекториях к планетам».

Научный руководитель: профессор, д. ф.-м. н. Г.К. Боровин (ИПМ РАН) Авторы работы: д.ф.-м.н. А.Г. Тучин, к.ф.-м.н. Д.А. Тучин, к.ф.-м.н. В.С. Ярошевский При перелете к Луне времена проведения коррекций выбираются из условий минимума величины корректирующего импульса и требуемой точности прогнозирования параметров траектории перелета. Чем короче интервал времени между моментом перехода на траекторию перелета и моментом первой коррекции, тем меньше величина корректирующего импульса. Ограниченность территории России не позволяет использование наземного измерительного комплекса на всех участках отлетных траекторий отечественных космических аппаратов (КА). Автономная навигационная система, использующая измерения навигационной системы ГЛОНАСС, позволит с необходимой точностью проводить коррекцию орбит вне зоны видимости российских измерительных пунктов.

Для решения задач навигации на перелетных траекториях к Луне и отлетных траекториях к планетам и малым телам Солнечной системы предлагается развитие навигационной спутниковой системы ГЛОНАСС.

Предлагается излучать существующие сигналы навигационных КА (НКА) не только в сторону Земли, а дополнительно в сторону от Земли.

Рис. 1. Зависимость расстояния между КА и НКА от времени.

На рисунке 1 показана зависимость расстояния между КА и НКА от времени перелета к Луне. Этот график показывает, что реальное определение положения КА с помощью НКА возможно только в течение первых суток полета из-за сильного ослабления излучаемого сигнала навигационным спутником.

Рис. 2. Зависимость угла между направлениями от КА на центр Земли и НКА от времени На рисунке 2 показана зависимость угла между направлениями от КА на центр Земли и НКА от времени. Анализ показывает, что после первых суток полета резко падает точность определения положения КА в пространстве.

Проводилось исследование количества видимых навигационных спутников ГЛОНАСС и возможная точность определения положения и скорости космического аппарата по этим измерениям. Расположение дополнительных антенн показано на рисунке 3.

Рис. 3. Направления дополнительных излучающих антенн для космического потребителя.

На рисунке 3: Ось AE – направление излучения для наземного потребителя (на центр Земли), оси ASI и ASII – направление излучения для космического потребителя.

Оси ASI и ASII повернуты на варьируемый угол относительно оси AE в плоскости, проходящей через AE и ортогональной плоскости солнечных батарей.

Оценивалось количество видимых навигационных КА (НКА) при полете к Венере, Луне и на геостационарной орбите (ГСО) в зависимости от угла поворота дополнительных антенн. Результаты приведены в следующих таблицах Венера Кол-во 20° 30° 40° 50° 60° 70° НКА 76.2 41.8 21.9 22.5 53.7 90. 22.9 29.9 41.8 50.4 44.2 8. 0.4 27.9 35.9 26.4 1.5 0. 0.0 0.0 0.0 0.2 0.2 0. 0.4 0.4 0.4 0.4 0.4 0. Луна Кол-во 20° 30° 40° 50° 60° 70° НКА 3.0 2.2 12.3 3.5 2. 0 5. 13.6 7.1 23.6 51.9 28. 1 13. 57.3 42.2 54.3 37.0 25. 2 28. 21.2 41.1 8.6 6.9 29. 3 33. 5.0 7.4 1.3 0.7 13. 4 20. Геостационарная орбита Кол-во 20° 30° 40° 50° 60° 70° НКА 58.6 55.8 58.4 58.4 55.2 46. 40.3 42.6 37.4 29.2 29.9 32. 1.1 1.7 3.7 10.8 10.4 17. 0.0 0.0 0.6 1.7 3.9 4. 0.0 0.0 0.0 0.0 0.6 0. При этом ошибка определения положения и скорости космического аппарата приведена в таблицах Ошибка определения положения, м 20° 30° 40° 50° 60° 70° Венера 8 10 10 10 30 Луна 4 4 3 20 20 ГСО 20 20 20 20 20 Ошибка определения скорости, мм.с 20° 30° 40° 50° 60° 70° Венера 12 3 3 3 6 Луна 2 2 2 4 3 ГСО 4 4 4 4 4 Показано, что наклон антенн в 40 градусов при полете к Луне позволяет в 95% случаев видеть навигационные спутники, а в 50% видеть 3 и более НКА (выделено зеленым фоном).


Такая точность определения орбиты позволяет сократить интервал времени для подготовки коррекций орбиты КА на траектории перелета.

Публикации за 2012 г.:

Опубликованные статьи:

1. А.И. Шейхет, А.Г. Тучин Обеспечение управления полетом при выполнении задач исследования Луны // Проектирование автоматических космических аппаратов для фундаментальных научных исследований / Под ред. В.В. Ефанова, К.М. Пичхадзе, Т. 1 – М.: Изд-во МАИ, 2012, с.190-296.

Статьи в печати:

1. Г.К. Боровин, А.Г. Тучин, Д.А. Тучин, В.С. Ярошевский Ионосферная ошибка траекторных измерений дальности космических аппаратов // Вестник МГТУ им.

Н.Э. Баумана/ математическое моделирование. 2012. №4.

2. Г.К. Боровин, М.В. Захваткин, В.А. Степаньянц, А.Г. Тучин, Д.А. Тучин, В.С.

Ярошевский Идентификация маневров, выполняемых двигателями малой тяги космического аппарата // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана/ математическое моделирование. 2012. №4.

3. Г.К. Боровин, М.В. Захваткин, В.А. Степаньянц, А.Г. Тучин, Д.А. Тучин, В.С.

Ярошевский Определение параметров орбиты и маневра космического аппарата при заданном времени приложения импульса // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана/ математическое моделирование. 2012. №4.

Перечень конференций:

1. Г.К. Боровин, А.Г. Тучин, Д.А. Тучин, В.С. Ярошевский Автономная навигационная система космических аппаратов, работающая на орбитах с большим эксцентриситетом // 10-ый международный междисциплинарный семинаре "Математические модели и моделирование в лазерно-плазменных процессах и передовых научных технологиях", Черногория, Петровац, май-июнь 2012.

Проект 9.4.2: “Повышение энергоэффективности и радиационной стойкости бортовых солнечных батарей на основе каскадных фотопреобразователей” Научный руководитель: профессор, д.т.н., Андреев В.М. (ФТИ им. А.Ф.Иоффе) Введение космических аппаратов (КА) солнечные батареи (СБ) являются основным Для источником электроэнергии. По мере усложнения задач решаемых КА возрастают требования к характеристикам космических СБ: КПД, удельным параметрами и сроку эксплуатации.

Существенное повышение энергетической эффективности солнечных батарей может быть достигнуто, прежде всего, при использовании многопереходных фотоэлектрических преобразователей (ФЭП) на основе полупроводниковых соединений А3В5 [N.A.Kalyuzhnyy, A.S.Gudovskikh, V.V.Evstropov, V.M.Lantratov, S.A.Mintairov, N.Kh.Timoshina, M.Z.Shvarts, V.M.Andreev. Current flow and efficiency of Ge p-n junctions in triple-junction GaInP/Ga(In)As/Ge solar cells for space applications, Proceed. of the 25th European Photovoltaic Solar Energy Conference and Exhibition/5th World Conference on Photovoltaic Energy Conversion, Valencia, Spain, 865-871, 2010].

Перспективным путем повышения эффективности является создание СБ с многопереходными ФЭП и концентраторами солнечного излучения (СИ). Применение концентраторов позволяет существенно снизить расход дорогих полупроводниковых структур на единицу электрической мощности вырабатываемой СБ и дает возможность повысить КПД установок без увеличения их стоимости. Кроме того, в СБ с концентраторами СИ повышается стойкость полупроводниковых ФЭП к действию космической радиации за счет экранирующего эффекта концентраторов и следовательно возрастает ресурс СБ и срок эксплуатации КА в целом.

1. Создание каскадных фотоэлектрических преобразователей с КПД 30% на основе гетероструктуры GaInP/GaAs/Ge для бортовых солнечных батарей.

При проектировании «космических» ФЭП необходимо оптимизировать конструкцию их структуры для преобразования прямого космического солнечного излучения и обеспечить максимальный фототок для повышения КПД неконцентрированного излучения (рис. 1).

В случае ФЭП, преобразующих прямое (не концентрированное) солнечное излучение роль резистивных потерь в структуре не велика. В этом случае возможно создание приборов с большой фоточувствительной поверхностью (т.к. сопротивление растекания мало). Кроме того, конструкция структуры должна обеспечить максимальный фототок за счет минимизации потерь на поглощения фотонов, не обеспечивающих вклада в фототок структуры. Это достигается за счет использования в слоях туннельных диодов (в первую очередь верхнего туннельного диода) широкозонных материалов, например GaInP и AlGaAs. В этом случае пиковый ток туннелирования уменьшается (а, соответственно, возрастает последовательное сопротивление структуры), однако такой ТД будет прозрачен для фотонов, не поглощенный в GaInP субэлементе, что обеспечит прирост фототока в GaInAs субэлементе и, следовательно, всего ФЭП.

Солнечное излучение Снижение оптических потерь : Снижение Согласование «контактных» потерь сетчатый контакт, параметров решетки антиотражающее покрытие и применение наноразмерных слоев но»

«о к Снижение nP ер lI n-A э м и т т «поверхностных»

20 нм aP Преобразование G а баз n-In рекомбинационных 1 мкм aP коротковолновой части InG потерь p BSF (400-670 нм) солнечного nP Снижение потерь -AlI но»

спектра p Снижение объемных «о к на межсоединения GaP т т е р рекомбинационных n-In э м и благодаря aAs потерь: тыльные Преобразование n-G GaAs б а м з е а н т использованию е потенциальные барьеры й Aэ sл ) «среднего» участка туннельных p-n иa p-н G V р е д 1, 40 e SF B (670-900 нм) солнечного с переходов ( aP Ограничение носителей InG p спектра р тте тока эм и -Ge n Отражение фотонов аза Преобразование eб p-G ИК-части (900-1650 нм) Согласование фототоков солнечного спектра Рис.1. Структура фотоэлектрического преобразователя При использовании концентраторных систем для космических ФЭП (например, линейных линзовых концентраторов), которые используют невысокие концентрации солнечного излучения (5-10 “солнц”) должен быть найден оптимум между уменьшением резистивных потерь и потерь на поглощение.

Конструкция «космических» ФЭП должна быть спроектирована также с учетом радиационной стойкости материалов, составляющих их структуру. Материал GaInAs субэлемента обладает наименьшей радиационной стойкостью – при эксплуатации элемента на космической орбите, значения генерированного в нем фототока будет уменьшаться, за счет возникновения радиационных дефектов в фотоактивной области.

1, Внешний квантовый выход, от.ед.

0, КПД, % (АМ0) 0,6 28 КПД, (АМ0) фиттинг Top Cell 0,4 AM0 17.14 mA/cm Middle Cell AM0 16.92 mA/cm 0, Bottom Cell AM0 22.70 mA/cm 0,0 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 1 Длина волны, нм С, (АМ0) Рис. 2 – Рис. 3. Эффективность КПД GaInP/GaInAs/Ge Спектральная характеристика GaInP/GaInAs/Ge гетероструктуры при ФЭП от кратности солнечного излучения, (AM0) в диапазоне (1- 12) «Солнц».

облучении на имитаторе солнечным излучением с спектром АМ0.

Были созданы и исследованы ФЭП на основе гетероструктуры GaInP/GaAs/Ge с размерами фронтального поверхности 8,33,4 мм. Спектральные характеристики ФЭП представлены на рис. 2. Для измерения нагрузочных характеристик трехпереходных ФЭП использовался импульсный имитатор солнечного излучения, АМ0.

Видно, что максимум эффективности (КПД) преобразования солнечного излучения для GaInP/GaInAs/Ge ФЭП (рис. 3) находиться вблизи кратности концентрирования солнечного излучения С10, (АМ0), что хорошо согласуется со значением средней концентрации для разработанных в ФТИ им. А.Ф. Иоффе линейных линзовых концентраторов, с апертурой 25 мм и фокусом F=32 мм. Значение КПД при неконцентрированном солнечном излучении составляет 26% - 28% (АМ0, С=1), а максимальное значение эффективности достигают значений 31%, (АМ0, С=4-6).

2. Создание фотоэлектрических модулей (ФЭМ) на основе каскадных ФЭП и линзовых концентраторов солнечного излучения, обеспечивающих снижение в 5- раз площади и стоимости каскадных ФЭП, а также повышение радиационной стойкости бортовых батарей.

Основными элементами конструкции фрагмента модуля являются: линзовый блок размером 100 х 50 мм, объединяющий две линейные линзы шириной 25 мм каждая, теплоотводящее основание с установленными на нем двумя электрогенерирующими линейками из 12 и 34 трёхпереходных GaInP/GaAs/Ge ФЭП и несущий углепластиковый каркас для фиксации линзового блока и теплосбрасывающего основания на фокусном расстоянии линейного концентратора (фокус линейной линзы Френеля - 32мм).

Для исследования влияния вторичной полуцилиндрической линзы на разориентационную характеристику ФЭМ на одну из электрогенерирующих линеек из ФЭП была установлена кварцевая полуцилиндрическая линза радиусом 6 мм.

Для исследования вольтамперных и разориентационных характеристик электрогенерирующая линейка из 6 трёхпереходных ФЭП как без вторичного линзового концентратора так и с ним, индивидуально подсоединялся к электрической цепи, а другие электрогенерирующие линейки могли быть исследованы также индивидуально или соединённые последовательно или параллельно в общую электрогенерирующую цепь.

Разориентационные характеристики представлены на Рис. 4.

Анализ экспериментальных данных оказывает, что использование вторичной линзы практически не влияет на величину фототока ФЭМ при точной ориентации, но приводит к некоторому снижению фактора заполнения вольт-амперной характеристики из-за более высокой неравномерности освещения поверхности ФЭП по сравнению с ФЭМ без вторичной линзы.

1, - с вторичным концентратором 1, - без вторичного концентратора 1, 0, 0, Рис.4. Разориентационные 0, Iкз,% (AM0) характеристики ФЭМ, (1) с 0, 0, вторичным концентратором 0, в виде цилиндрической 0, линзой и (2) без вторичного 0, 0, оптического концентратора.

0, 0 2 Угол разориентации, град.

3. Создание каскадных фотоэлектрических преобразователей с внутренними Брэгговскими отражателями, обеспечивающих увеличение срока активного функционирования космических аппаратов за счет снижения радиационной деградации бортовых солнечных батарей.

Использование Брэгговского отражателя (БО) в структуре преобразователя позволяет получать радиационно-стойкие ФЭП с максимально достижимым КПД [1, 2]. В ходе выполнения проекта была разработана технология создания каскадных ФЭП с БО при помощи метода МОС-гидридной эпитаксии.

Используя данные по скорости роста слоев AlAs и GaAs, были определены условия роста БО, состоящего из 12-ти пар слоев и рассчитанного для эффективного отражения излучения в диапазоне длин волн 830-900 нм. На рисунке 5 представлены результаты экспериментов по определению оптических свойств БО. Если БО обеспечивает максимум отражения излучения в диапазоне длин волн 830-900 нм, то на спектральной зависимости R ( ) некоторое увеличение коэффициента отражения фиксируется в диапазоне длин волн около 900 нм (за краем поглощения ФЭП). При стравливании верхних p- и n-GaAs слоев появляется возможность произвести измерение R ( ) непосредственно для БО. Анализ результатов измерений позволяет заключить: близость спектральных зависимостей =880-920 нм свидетельствует, коэффициентов отражения для ФЭП с БО и для БО при что максимум зависимости R ( ) для БО находится в требуемом диапазоне длин волн (см.

рисунок 5).

1, 0. 1. 0, Qвнеш (), R() 0,6 0. Uxx, В FF 1. 0, 0. 0, 3 0. 1. 0, 400 500 600 700 800 900 1000 15 16 10 10 Длина волны (), нм - Уровень легирования n-GaAs слоя, см 5. Рис. 6. Зависимости напряжения холостого Рис. Спектральные зависимости:

хода (Uxx) и фактора заполнения ВАХ (FF) внешней квантовой эффективности ФЭП с БО (1), коэффициента отражения БО от уровня легирования n-GaAs слоя для (2) и ФЭП с БО (3). ФЭП с БО.

В процессе создания экспериментальных макетов ФЭП с БО, измерения и анализа их спектральных и вольт-амперных характеристик было установлено, что:

1) Сильное поглощение (0.8·104 см-1) в слаболегированном n-GaAs слое (ND=1·1015 cм-3) при E~1.44 эВ дает возможность уменьшить толщину n-слоя в ФЭП с БО до 12 мкм. При этом удается достичь максимального значения плотности фототока (jкз=34.8 мА/см2) за счет высокой диффузионной длины ННЗ в слаболегированном материале и действия БО как тыльного потенциального барьера;

2) Меньшая величина коэффициента поглощения излучения с Eg~1.44 эВ (0.4·104 см-1) для сильнолегированного n-GaAs слоя (ND1·1017 см-3) приводит к увеличению толщины базовой области для исключения оптических потерь излучения, отраженного БО.

Слабовыраженный максимум (jкз=34.2 мА/см2) при dn=22.5 мкм в зависимости j(dn) свидетельствует о невозможности компенсировать снижение диффузионной длины в сильнолегированном материале действием тыльного потенциального барьера;

3) Величина плотности фототока в ФЭП с БО и ND =1·1015 см-3 оказывается выше в диапазоне толщин n-слоя вплоть до dn=2.5 мкм. Однако снижение ND приводит к уменьшению напряжения холостого хода и фактора заполнения ВАХ (рисунок 6).

Измерения ВАХ показали, что увеличение плотности генерируемого фототока при уменьшении толщины и уровня легирования n-GaAs слоя в совокупности со свойствами БО не является определяющим при достижении максимального КПД для такого типа ФЭП.

Публикации за 2012 г.:

1. V.M. Andreev, V.M. Emelyanov, O.I. Chesta, V.M. Lantratov, M.Z. Shvarts, N.Kh. Timoshina “Radiation degradation of multijunction III-V solar cells and prediction of their lifetime”, Proceedings of the 27th European Photovoltaic Solar Energy Conference and Exhibition, Frankfurt, Germany, 169-174, 2012.

2. M.Z.Shvarts, E.A. Aronova, V.M.Emelyanov, N.A.Kalyuzhnyy, V.M.Lantratov, S.A.Mintairov, A.A.Soluyanov, N.Kh.Timoshina “Multijunction Solar Cell with Intermediate IR Reflector”. AIP Conf. Proc., 1477, 28-31, 2012.

Проект 9.4.3: Создание высокотемпературных радиационно-стойких Карбид кремниевых детекторов для регистрации и спектрометрии высокоэнергетичных частиц и ультрафиолетового излучения Научный руководитель: д.ф.-м.н., Калинина Е.В., ФТИ РАН Современное развитие астрономии, военной, аэрокосмической и ядерной техники остро нуждается в разработках электроники нового поколения, способной работать в экстремальных условиях – повышенных уровнях радиации, высоких температур и химически активных сред.

Одним из направлений этой проблемы является создание высокотемпературных, радиационно-стойких детекторов, чувствительных к УФ излучению в диапазоне длин волн 200 – 400 нм. Такие УФ фотоприемники необходимы для нужд помехоустойчивой УФ локации, авиации (информационные системы), исследования горячих объектов и объектов, излучающих УФ, астронавигации (коммуникации между сателлитами).

Особенностью работы УФ детекторов является необходимость регистрировать слабые сигналы на фоне мощного видимого и инфракрасного излучения. Проблема усугубляется тем, что УФ излучение, которое составляет не более 9% от солнечного излучения, блокируется озоновым слоем, и его эффективное наблюдение становится возможным только из верхних слоев атмосферы или из космоса с его повышенной радиационной активностью.

Эффективными детекторами УФ излучения являются приборы на основе широкозонного полупроводника 4Н-SiC (Eg = 3.23 эВ). При достаточно высокой чувствительности в диапазоне длин волн 200-400 нм они обладают рядом уникальных достоинств, таких как нечувствительность ко всему диапазону видимого света (не требуют фильтров), отсутствие деградации под действием УФ облучения, радиационная стойкость, термостойкость и временная стабильность.

Другое направление в разработках электроники нового поколения - создание детекторов ядерных излучений, необходимых для обеспечения безопасности работы на атомных и космических станциях в условиях воздействия повышенной солнечной радиации и энергичных заряженных частиц. SiC является перспективным материалом для создания таких детекторов благодаря вышеперечисленным свойствам, а также высоким значениям как напряженности поля лавинного пробоя и теплопроводности (3-5 Вт см-1 град-1), что исключает необходимость принудительного охлаждения, и экстремально малыми значениям генерационно-рекомбинационных токов, что обеспечивает малые шумы и высокую эффективность в детекторах обоих типов даже при повышенных температурах.

Для регистрации УФ и ядерных излучений наиболее эффективны структуры с потенциальными барьерами – с барьером Шоттки или с p-n переходами. Структуры с барьерами Шоттки, которые являются “входным окном” для излучений, обладают несомненным преимуществом для детектирования, так как чувствительная область детекторов находится у поверхности. Однако температурный предел таких структур не превышает 100-1200С. Поэтому для реализации одного из основных преимуществ SiC – высокотемпературного рабочего диапазона, необходимы детекторы с p-n переходами, где “входное окно” состоит из p-области и омического контакта к ней. Для уменьшения потерь энергии во “входном окне” необходимо уменьшать толщину и сопротивление как p-слоев, так и омических контактов к ним.

- p-слоев в SiC является метод ионного Одним из способов получения тонких легирования, позволяющий вводить различные примеси с контролируемыми концентрацией и глубиной залегания. С целью уменьшения потерь во “входном окне” как энергии в детекторах ядерных частиц, так и квантовой эффективности в УФ фотоприемниках, была проведена работа по оптимизации режимов формирования p+-n переходов имплантацией ионов Al и прозрачных омических контактов к p-слоям.

Детекторные структуры изготавливались на основе 4H-SiC эпитаксиальных слоев толщиной 26 мкм с концентрацией нескомпенсированных доноров Nd – Na = (1-5) см-3, выращенных химическим осаждением из газовой фазы (CVD метод) на коммерческих подложках n+- 4H-SiC с Nd – Na = 11019 см-3. Учитывая данные предыдущих разработок, p+-n переходы изготавливались легированием ионов Al при 25оС с энергией 90-100 кэВ, дозой 51016 см-2 c последующим термическим активационным отжигом при температуре 1700 оС в течение 15 с в атмосфере Ar. Омические контакты к базовой n+- и p+- областям формировались термовакуумным напылением Cr/Al и Al, соответственно. Контакты к p+-областям служили маской при ионно-плазменном травлении меза-структур площадью 110-3 см2 (Рис. 1).

Прямые и обратные вольт-амперные характеристики (ВАХ) детекторных структур измерялись до температуры 5000С. Детекторы ядерных частиц тестировались -частицами с энергией 5,5 МэВ в откачиваемой до среднего вакуума камере. Эффективность собирания заряда в детекторах (ССЕ) и разрешение по энергии (FWHM) измерялись в температурном интервале 16-4000С. Спектральные измерения детекторов УФ излучений проводились при температурах 80-600К в термостате с кварцевыми окнами при освещении ртутной лампой через монохроматор в интервале энергий детектируемых фотонов 3-6 эВ.

290 K J, kA·cm- Al 776 K + ID(Al) p -SiC 26 µm n-4H-SiC CVD LPE 0.1 µm (1-5)1015cm- -1500 -1000 -500 n+-4H-SiC 11019cm-3 2 4 6 8 10 12 U, V - -1x n+-4H-SiC 11019cm- I, A - -2x Cree wafer Cr - -3x 1. диодных Рис. 2. Вольт-амперные характеристики, Рис. Поперечное сечение переходами, измеренные при температурах 290 и 773 К, p+-n структур с сформированными имплантацией ионов Al 4H-SiC диодов с ионно-легированными p+-n в 4Н-SiC CVD эпитаксиальных слоях. переходами.

Согласно ВИМС измерениям, сочетание высокодозовой имплантацию ионов Al энергией 90-100 кэВ c нетрадиционным высокотемпературным быстрым термическим отжигом (15 с) позволило сформировать тонкие ( 0.3 мкм) p+-слои с прямоугольным профилем внедренной примеси, что объясняется перераспределением примеси в имплантированных слоях по механизму твердофазной эпитаксиальной кристаллизации.



Pages:     | 1 || 3 |
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.