Space Telescopes, or the Sun–Earth

Space Telescopes, or the Sun–Earth L2 point orbit of the James Webb and Herschel Space Telescopes.
We followed a mission architecture approach in which the SEP is implemented as an upper stage module that is controlled by the science payload spacecraft and ejected via a lightband separation system (Holms, 2004) when the payload is delivered to its operational orbit (Fig. 12). This approach has several advantages.
It enables a single module design to be applied to a wide range of community proposed missions spanning both astrophysics and planetary science applications. Provision of a standardized propulsion module, as government furnished equipment along with launch services, can enable the benefits of this technology to be realized with minimum non-recurring engineering cost and technical risk. In this light, we adopted a design approach involving a clean adiabatic systems interface (Fig. 13) between the propulsion module and science payload spacecraft that Explorer program proposers could design to following a user’s manual. Ability to eject the SEP module after it is no longer needed can enable payloads with stringent pointing requirements to avoid the dynamic effects of large low frequency (1 Hz) solar array structures. Top-level mass properties for the module shown in Fig. 9 are given in Table 3. In this table, an allowance for mass growth is included that is determined by the degree of flight heritage in the subsystem design.
The EZE module concept is consistent with a wide range of solar array systems. Our study utilized Orion Ultraflex arrays due to their high technical maturity. Of the 45 m2 area afforded by two 6 m diameter Ultraflex arrays shown in Fig. 9, we found it necessary to populate only 41 m2 with 25% efficient triple junction GaAs solar cells, in order to provide (at 1 AU beginning of life) 12.5 kW to the SEP power processing units at 120 vdc and 577 W to housekeeping loads at 28 vdc. The SEP module thermal control system dissipates power processor waste heat while thruster waste heat is radiated to deep space. The 13 kW module design shown in Figs. 9 and 10, was sized to the fault tolerance requirements of a 700 kg medium Explorer payload, and is scalable to higher mass or higher reliability applications.
This study demonstrated that all enabling technologies for this propulsion module currently meet technology readiness for infusion into an Explorer mission solicitation during this decade. The module designed in this study represents a substantial step forward in capability over the prior SEP flight state of art demonstrated by the Dawn mission (Russell et al., 2007), for support of a wide range of Class-C 2 astrophysics or heliophysics Explorer program mission applications, and is scalable to Class-B planetary science Discovery program missions.

Kết quả (Việt) 1:

Không gian kính thiên văn, hoặc Sun-trái đất L2 điểm quỹ đạo của James Webb và kính viễn vọng không gian Herschel.Chúng tôi theo sau một cách tiếp cận kiến trúc nhiệm vụ, trong đó tháng chín được thực hiện như là một mô-đun trên sân khấu mà do tàu vũ trụ Khoa học tải trọng chiến đấu và bị đẩy ra thông qua một hệ thống tách lightband (Holms, 2004) khi trọng được gửi đến quỹ đạo của nó hoạt động (hình 12). Cách tiếp cận này có một số lợi thế.Nó cho phép một thiết kế mô-đun duy nhất để được áp dụng cho một loạt các cộng đồng đề xuất các nhiệm vụ trong vật lý thiên văn và khoa học hành tinh ứng dụng. Cung cấp một mô-đun chuẩn hóa hệ thống động lực, như chính phủ trang bị thiết bị cùng với khởi động dịch vụ, có thể kích hoạt các lợi ích của công nghệ này được thực hiện với chi phí không định kỳ tối thiểu của kỹ thuật và rủi ro kỹ thuật. Trong ánh sáng này, chúng tôi đã thông qua một cách tiếp cận thiết kế liên quan đến một giao diện sạch nhiệt hệ thống (hình 13) giữa các hệ thống động lực mô-đun và khoa học tải trọng tàu vũ trụ mà Explorer chương trình proposers có thể thiết kế để theo một hướng dẫn sử dụng. Khả năng để đẩy các mô-đun tháng chín sau khi nó không còn cần thiết có thể kích hoạt các dữ liệu với yêu cầu nghiêm ngặt chỉ để tránh những tác động năng động của các tần số thấp lớn (1 Hz) năng lượng mặt trời mảng cấu trúc. Quốc gia cấp cao thuộc tính khối lượng của các mô-đun Hiển thị trong hình 9 được đưa ra trong bảng 3. Trong bảng này, một phụ cấp cho sự tăng trưởng khối lượng được bao gồm có nghĩa là xác định bởi mức độ chuyến bay di sản trong thiết kế hệ thống phụ.Khái niệm mô-đun EZE là phù hợp với một loạt các hệ thống năng lượng mặt trời mảng. Nghiên cứu của chúng tôi sử dụng Orion Ultraflex mảng do của sự trưởng thành kỹ thuật cao. Diện tích 45 m2 dành bởi hai 6 m đường kính Ultraflex mảng Hiển thị trong hình 9, chúng tôi tìm thấy nó cần thiết để đưa chỉ 41 m2 với 25% hiệu quả nối ba GaAs tế bào năng lượng mặt trời, để cung cấp (lúc 1 AU khởi đầu của cuộc sống) 12,5 kW đến tháng chín sức mạnh xử lý các đơn vị tại 120 vdc và 577 W để vệ sinh tải ở 28 vdc. Hệ thống điều khiển nhiệt tháng chín mô-đun tiêu hao năng lượng bộ xử lý chất thải nhiệt trong khi thruster chất thải nhiệt chiếu để không gian sâu. Các mô-đun 13 kW thiết kế Hiển thị ở Figs. 9 và 10, có kích thước cho các yêu cầu khả năng chịu lỗi của một tải trọng Explorer trung bình 700 kg, và là khả năng mở rộng ứng dụng khối lượng hoặc cao hơn độ tin cậy cao hơn.Nghiên cứu này đã chứng minh rằng tất cả các công nghệ cho phép cho mô-đun động lực này hiện đang đáp ứng công nghệ sẵn sàng cho truyền vào một chào mời nhiệm vụ Explorer trong thập kỷ này. Các mô-đun được thiết kế trong nghiên cứu này đại diện cho một bước tiến đáng kể trong khả năng hơn trước khi chín chuyến bay nhà nước của nghệ thuật đã chứng minh bởi nhiệm vụ bình minh (Russell et al., 2007), hỗ trợ của một vật lý thiên văn rộng phạm vi của lớp-C 2 hoặc heliophysics Explorer tạo các ứng dụng nhiệm vụ, và là khả năng mở rộng lớp-B khoa học hành tinh phát hiện chương trình phi vụ.

Kết quả (Việt) 2:

Kính thiên văn không gian, hoặc điểm quỹ đạo của James Webb và vũ trụ Herschel Kính thiên văn Sun-Earth L2.
Chúng tôi theo một cách tiếp cận kiến trúc nhiệm vụ trong đó các tháng chín được thực hiện như một mô-đun trên sân khấu đó được điều khiển bởi phi thuyền trọng tải khoa học và đẩy ra qua một lightband hệ thống tách (HOLMS, 2004) khi tải trọng được gửi đến quỹ đạo hoạt động của nó (hình. 12). Cách tiếp cận này có một số lợi thế.
Nó cho phép một thiết kế mô-đun duy nhất để được áp dụng cho một loạt các nhiệm vụ cộng đồng đề xuất kéo dài cả vật lý thiên văn và ứng dụng khoa học hành tinh. Cung cấp một mô-đun đẩy tiêu chuẩn hóa, như chính phủ trang bị thiết bị cùng với các dịch vụ phóng, có thể cho phép những lợi ích của công nghệ này được thực hiện với chi phí kỹ thuật không định kỳ tối thiểu và rủi ro kỹ thuật. Trong ánh sáng này, chúng tôi đã thông qua một phương pháp thiết kế các hệ thống liên quan đến một giao diện sạch sẽ đoạn nhiệt (hình. 13) giữa các mô-đun đẩy khoa học và phi thuyền tải trọng mà những người đề xuất chương trình Explorer có thể thiết kế để sau tay của người dùng. Khả năng để đẩy module Tháng Chín sau khi nó không còn cần thiết có thể cho phép tải trọng với yêu cầu nghiêm ngặt trỏ để tránh những tác động của tần số thấp lớn (1 Hz) cấu trúc mảng năng lượng mặt trời. Tính khối lượng cấp cao cho các mô-đun được hiển thị trong hình. 9 được đưa ra trong Bảng 3. Trong bảng này, trợ cấp cho sự tăng trưởng khối lượng là bao gồm mà được xác định bởi mức độ di chuyến bay trong thiết kế hệ thống phụ.
Các khái niệm mô đun EZE là phù hợp với một loạt các hệ thống năng lượng mặt trời. Nghiên cứu của chúng tôi sử dụng các mảng Orion Ultraflex do trưởng kỹ thuật cao của họ. Trong số diện tích 45 m2 dành của hai mảng 6 m, đường kính Ultraflex hình. 9, chúng tôi tìm thấy nó cần thiết để cư chỉ 41 m2 với 25% hiệu quả GaAs ngã ba tế bào năng lượng mặt trời, để cung cấp (1 AU bắt đầu cuộc sống) 12,5 kW cho các đơn vị chế biến điện tháng chín ở 120 VDC và 577 W để tải vệ sinh 28 vdc. Hệ thống kiểm soát nhiệt Tháng Chín mô-đun tiêu tán nhiệt thải xử lý điện năng trong khi nhiệt thải thruster được bức xạ vào không gian sâu. Việc thiết kế mô-đun 13 kW thể hiện trong Figs. 9 và 10, đã được kích thước để các yêu cầu khả năng chịu lỗi của một 700 kg vừa Explorer tải trọng, và là khả năng mở rộng với khối lượng cao hơn hoặc các ứng dụng tin cậy cao hơn.
Nghiên cứu này chứng minh rằng tất cả các công nghệ cho phép các mô-đun cơ đẩy này hiện đang đáp ứng công nghệ sẵn sàng cho truyền vào một Explorer trưng cầu nhiệm vụ trong thập kỷ này. Các mô-đun được thiết kế trong nghiên cứu này là một bước quan trọng tiến trong khả năng hơn trước tháng chín bang chuyến bay của nghệ thuật trình diễn của đoàn Dawn (Russell et al., 2007), hỗ trợ một loạt các Class-C 2 vật lý thiên văn hoặc heliophysics Explorer ứng dụng quan chương trình, và là khả năng mở rộng để khoa học hành tinh nhiệm vụ chương trình Discovery Class-B.