2. The extra-zodiacal Explorer (EZE

2. The extra-zodiacal Explorer (EZE)
The EZE refers to a detailed mission architecture study (Benson et al., 2011; Greenhouse et al., 2012) that was conducted jointly by the Goddard Space Flight Center and the Glenn Research Center (GRC) using the GRC COllaborative Modeling for Parametric Assessment of Space Systems (COMPASS) facility to determine if and how a technically mature SEP system, such as the NASA Evolutionary Xeon Thruster (NEXT) shown in Fig. 3, can be used to enable astrophysics Explorer missions to operate in an IPD density environment that is very low relative to the SEL2 point in order to increase the scientific potency of this small payload program.
Two heliocentric inclined circular orbit cases of radius 1 and 2 AU were considered in detail. The dependence of the zodiacal background on orbit inclination with respect to the ecliptic plane is shown in Fig. 4. Inclination angles of 30 and 15 deg were chosen respectively to reach an IPD column density of

Kết quả (Việt) 1:

2. các Explorer thêm zodiacal (EZE)EZE đề cập đến một nghiên cứu kiến trúc nhiệm vụ chi tiết (Benson et al., năm 2011; Nhà kính et al., 2012) mà được tiến hành cùng nhau bởi Goddard Space Flight Center và các Glenn nghiên cứu Trung tâm (GRC) bằng cách sử dụng GRC hợp tác làm mẫu cho tham số đánh giá của Space hệ thống (La bàn) cơ sở để xác định nếu và làm thế nào một hệ thống chín trưởng thành về mặt kỹ thuật, chẳng hạn như NASA tiến hóa Xeon Thruster (tiếp theo) Hiển thị trong hình 3, có thể được sử dụng để cho phép vật lý thiên văn Explorer nhiệm vụ hoạt động trong một môi trường mật độ IPD là rất thấp so với các điểm SEL2 đơn đặt hàng để tăng hiệu lực khoa học của chương trình trọng tải nhỏ này.Hai nhật tâm nghiêng trường hợp quỹ đạo tròn bán kính 1 và 2 AU được coi là chi tiết. Sự phụ thuộc của nền zodiacal trên độ nghiêng quỹ đạo đối với mặt phẳng hoàng đạo được thể hiện trong hình 4. Độ nghiêng góc độ 30 và 15 độ tương ứng đã được chọn để đạt được một cột IPD mật độ < cách 0.4 107 AU1 (hình 1). Chuyến bay động lực học phân tích được thực hiện bằng cách sử dụng MALTO (Benson và ctv., năm 2011). Trong trường hợp AU 1, khoảng 50% năng lượng thay đổi máy bay đã đạt được thông qua một cuộc gặp gỡ hỗ trợ trọng lực duy nhất với trái đất. Loại bỏ với trái đất đã được thực hiện để mang lại một phạm vi tối đa viễn thông của 0.7 AU trong khoảng thời gian quỹ đạo. Trong trường hợp AU 2, một duy nhất hỗ trợ hấp dẫn từ sao hỏa đã được sử dụng. Các quỹ đạo chuyển giao cho các trường hợp hai quỹ đạo được hiển thị trong Figs. 5 và 6.Một trường hợp quỹ đạo elip AU 30 độ 2 cũng được coi là như là một phương tiện để tăng phần của chu kỳ là chi tiêu bên ngoài các cách 0.4 107 AU1 đường viền của hình 1. Trong trường hợp này, máy phát điện quỹ đạo nhiệm vụ tiến hóa (EMTG) Mô tả bởi Englander et al. (2013) đã được sử dụng để tìm quỹ đạo chuyển Hiển thị trong hình 7. Nền zodiacal như là một chức năng nhiệm vụ thời gian trên quỹ đạo này được thể hiện trong hình 8 cùng với đó của một trường hợp quỹ đạo tròn với cùng một độ nghiêng.Như minh họa trong hình 8, sự lựa chọn của một quỹ đạo elip có thể mang lại trong thời gian dài tiếp giáp của bầu trời tối hiệu suất. Tuy nhiên, như là một vấn đề của thiết kế nhiệm vụ, người ta phải chọn

Kết quả (Việt) 2:

2. The Explorer ngoài hoàng đạo (EZE)
Các EZE đề cập đến một nghiên cứu kiến trúc nhiệm vụ chi tiết (Benson et al, 2011;. Greenhouse et al, 2012.) đã được thực hiện bởi Trung tâm Goddard Space Flight và Trung tâm Nghiên cứu Glenn ( GRC) bằng cách sử dụng GRC hợp tác mẫu cho Parametric Đánh giá Space Systems (COMPASS) cơ sở để xác định và làm thế nào một hệ thống kỹ thuật Tháng Chín trưởng thành, như NASA Evolutionary Xeon Thruster (NEXT) được hiển thị trong hình. 3, có thể được sử dụng để kích hoạt nhiệm vụ vật lý thiên văn Explorer để hoạt động trong một môi trường mật độ IPD đó là rất thấp so với các điểm SEL2 để tăng khả năng khoa học của chương trình này tải trọng nhỏ.
Hai trường hợp quỹ đạo tròn nghiêng nhật tâm của bán kính 1 và 2 AU đã được xem xét một cách chi tiết. Sự phụ thuộc của nền hoàng đạo trên quỹ đạo nghiêng đối với mặt phẳng hoàng đạo với được hiển thị trong hình. 4. góc nghiêng 30 ° và 15 đã được chọn tương ứng để đạt được một cột mật độ IPD của <0,4 107 AU1 (Fig. 1). Phân tích động chuyến bay được thực hiện bằng cách sử dụng MALTO (Benson et al., 2011). Trong trường hợp 1 AU, khoảng 50% năng lượng máy bay thay đổi đã được thực hiện thông qua một lực hấp dẫn duy nhất giúp cuộc gặp gỡ với Trái đất. Loại bỏ dần với Trái đất đã đạt được để tạo ra một loạt viễn thông tối đa 0,7 AU trong giai đoạn quỹ đạo. Trong trường hợp 2 AU, một hấp dẫn duy nhất hỗ trợ từ sao Hỏa đã được sử dụng. Các quỹ đạo chuyển giao cho hai trường hợp quỹ đạo được thể hiện trong Figs. 5 và 6.
A 30 ° 2 AU trường hợp quỹ đạo hình elip cũng được coi là một phương tiện để tăng phần của chu kỳ quỹ đạo đó là chi bên ngoài của các đường viền 0,4 107 AU1 của hình. 1. Trong trường hợp này, sự tiến hóa Sứ mệnh Trajectory Generator (EMTG) được mô tả bởi Englander et al. (2013) đã được sử dụng để tìm ra quỹ đạo chuyển hình. 7. Các nền hoàng đạo như một hàm của thời gian sứ mệnh trên quỹ đạo này được thể hiện trong hình. 8 cùng với một trường hợp quỹ đạo tròn với độ nghiêng tương tự.
Như được minh họa trong hình. 8, lựa chọn một quỹ đạo hình elip có thể mang lại thời kỳ tiếp giáp dài của hiệu suất trên bầu trời đêm. Tuy nhiên, như một vấn đề thiết kế nhiệm vụ, người ta phải chọn