НЕКОММЕРЧЕСКОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО
"АЛМАТИНСКИЙ ИНСТИТУТ ЭНЕРГЕТИКИ И СВЯЗИ"
РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ ТЕЛЕМЕТРИИ И
УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
Конспект лекций
Алматы 2008
СОСТАВИТЕЛИ: Ползик Е.В., Коньшин С.В. Радиотехнические системы телеметрии и управления космическими аппаратами. Конспект лекций для студентов всех форм обучения специальности 050719 – Радиотехника, электроника и телекоммуникации. – Алматы: АИЭС, 2008. – 65 с.
Конспект лекций предназначен для самостоятельного изучения курса «Радиотехнические системы телеметрии и управления космическими аппаратами». В конспекте приведен обзор основных элементов радиотехнических систем телеметрии методов управления космическими аппаратами. Необходимость самого конспекта лекций обусловлена потребностью более глубокого понимания процессов, происходящих в радиотехнических системах телеметрии и управления космическими аппаратами. Приведены основные структурные и принципиальные схемы, необходимые для понимания процессов, происходящих в радиотехнических системах телеметрии и управления космическими аппаратами.
Конспект лекций предназначен для студентов всех форм обучения по специальности 050719 – Радиотехника, электроника и телекоммуникации.
1 Лекция 1. Основные понятия и определения
Цель лекции: ознакомить с основными определениями, классификацией радиотехнических систем, систем радиоуправления.
Космическими аппаратами (КА) называют летательные аппараты, которые предназначены для полета за пределами земной атмосферы- в космическом пространстве.
Различают КА ближнего (до 10-20 тыс. км. от поверхности Земли), среднего (от 10-20 тыс.км. от поверхности Земли до лунных дальностей 400тыс.км) и дальнего (дальше орбиты Луны) космоса.
Радиотехнические системы относятся к классу информационно-управляющих технических систем, осуществляющих извлечение, передачу или разрушение информации с помощью радиоволн.
Отличительный признак радиосистемы – наличие радиоканала (одного или нескольких), состоящего из источника радиоволн, являющихся носителем информации, среды, в которой распространяются радиоволны, и приемника, извлекающего информацию путем соответствующей обработки радиоволн, достигающих его антенны. Радиоволны, несущие ту или иную информацию, называются радиосигналом. Таким образом, характерным признаком радиосистемы является использование радиосигнала в качестве носителя информации.
Радиотехнические системы, предназначенные для обнаружения и определения параметров объектов посредством радиоволн называют радиолокационными станциями, а область науки и техники обобщающую методы обнаружения и определения параметров удаленных объектов называется радиолокация.
Электромагнитные волны излучаются радиолокационной станцией, отражаются от объекта и возвращаются на станцию, которая анализирует их, чтобы определить характеристики объекта.
В космических исследованиях радиолокаторы применяют для управления полетом ракет-носителей и слежения за спутниками и межпланетными космическими станциями. Радиолокатор намного расширил наши знания о Солнечной системе и ее планетах.
Радионавигационные системы это радиотехнические системы, предназначенные для определения местоположения объектов.
Радиоуправление – совокупность действий по целенаправленному изменению состояния некоторого объекта, называемого управляемым объектом (УО).
Системы радиоуправления - это радиотехнические системы, предназначенные для управления, то есть изменения состояния управляемого объекта.
Рассмотрим обобщенную структурную схему радиоуправления, изображенную на рисунке 1.
|
РТС измерения координат называют также РТС измерения навигационных параметров. Координаты могут измеряться на борту КА или на пункте управления, это определяет различные способы радиоуправления.
Система формирования и передачи команд по выходным оценкам измерений, с учетом погрешностей, формирует команды управления и передает их на УО. Если команда вырабатывается пунктом управления, то для ее передачи используется командная радиолиния.
Радиосистемы управления классифицируются по следующим признакам:
- наличие или отсутствие обратных связей;
- место получения информации о координатах КА, место формирования команд управления;
- алгоритмы управления, определяющие траектории УО.
Системы радиоуправления без обратных связей, называют системы однонаправленного действия или радиотелемеханическими.
Системы с обратной связью могут быть следящими или корректирующими. В корректирующих системах контур управления работает с прерываниями, а в следящих же практически непрерывно.
Система корректирующего радиоуправления используется для коррекции параметров движения КА на этапах пассивного полета. Ключи на рисунке 1 отображают работу системы данного типа. Например Кл1 и Кл5 замыкаются, когда КА входит в зону видимости одного из наземных измерительных пунктов на время, определяемое длительностью сеанса связи. Кл2 замыкается в момент передачи информации с измерительного пункта в центр управления полетом КА. К этому моменту Кл1 оказывается разомкнутым. Замыкание Кл3, Кл4 соответствует передачи команд по линии Земля-КА, при этом Кл1 и Кл2, как правило, разомкнуты.
Различают следующие способы радиоуправления.
Командное радиоуправление 1 типа КРУ-1. Измерение параметров движения и формирование команд осуществляется на пункте управления, и по командной радиолинии команды передаются на КА.
Командное радиоуправление 2 типа КРУ-2. Измерение параметров движения УО формируется на УО, результаты измерений передаются на пункт управления, где формируются команды, передаваемые по командной радиолинии на КА.
Командное радиоуправление 3 типа КРУ-3 отличается от КРУ-1 тем, что цель и Пункт управления расположены в одном месте, и измерять параметры цели не нужно. Это «наведение на себя», которое используется в режиме стыковки и сближения двух КА.
Самонаведение – измерение параметров движения и формирование команд осуществляется на УО.
Автономное радиоуправление – этот способ аналогичен самонаведению, за исключением того, что в данном способе параметры движения не измеряются, а хранятся в памяти УО.
Телеметрия, в общем случае - это техника измерений на расстоянии. Телеметрия позволяет удовлетворить весьма важную потребность ученого, инженера, медицинского эксперта или иного пользователя в данных об удаленных объектах.
В качестве одного из важных применений телеметрии можно назвать летные испытания новой модели самолета или другого летательного аппарата.
Для оценки работоспособности конструкции и летных характеристик самолета нужно измерять расход топлива, характеристики работы двигателей, механические нагрузки, испытываемые фюзеляжем и крыльями, вибрации и температуры критически важных элементов летательного аппарата, параметры электронного оборудования самолета, траекторные данные. Средства телеметрии следят за измерениями во множестве точек, число которых составляет от нескольких сотен до нескольких тысяч, и предоставляют результаты измерений конструкторам на их наземные компьютеры или дисплейные терминалы.
Система телеметрии космического летательного аппарата может обеспечить получение важных научных данных о поверхности, атмосфере или электромагнитном поле планет, а также следить за состоянием здоровья космонавтов.
Это малая часть возможных применений телеметрии.
Телеметрия (телесигнализация) применительно к космическим системам это – получение и расшифровка данных о статусе бортовых систем КА, в частности данных температуры, напряжения, энергосистем, топлива и т.д., а также данных, полученных КА вследствие выполнения своей миссии, при этом направление коммуникационного потока происходит сверху вниз, со спутника на наземную станцию.
Наиболее сложные современные системы телеметрии используются в аэрокосмических исследованиях.
Чтобы достичь некоторого уровня стандартизации, испытательные полигоны стремятся придерживаться системы стандартов, разработанных Межведомственной комиссией по измерительным средствам (IRIG).
Частотные диапазоны выделяются для работы радиотехнических систем согласно Регламенту радиосвязи.
В таблице 1 приведены диапазоны частот, применяемые в радиолокации и радионавигации.
Таблица 1 - Диапазоны частот для радиолокации и радионавигации
Название диапазона |
Частотный диапазон, ГГц |
Применение |
L |
1,5-1,6 |
Радионавигация, радиолокация |
S |
1,9-2,2 и 2,4-2,7 |
Радиолокация, телеметрия |
C |
4-6 |
Фиксированная спутниковая служба (ФСС) |
X |
7,25-8,4 |
Телеметрия, радиоуправление |
Ku |
11-14 |
ФСС, радиомаяки |
Ka |
20-30 |
ФСС, подвижная спутниковая служба (ПСС) (перспектива) |
ENF |
40-50 |
ПСС (перспектива) |
2 Лекция 2. Радиотехнические методы определения характеристик объектов и параметров их движения
Цель лекции: Изучить основные принципы определения характеристик объектов и параметров их движения.
Для правильного определения траектории движения КА, необходимо точно определять его координаты в заданные моменты времени. Первичными параметрами, которые возможно измерить радиотехническими методами являются дальность, радиальная скорость и угол прихода радиосигнала.
Первичные характеристики могут быть определены радиолокационными, оптическими запросными и беззапросными методами.
Рассмотрим радиолокационные методы измерения дальности:
- импульсный (определяется время распространения радиосигнала до цели и обратно);
- частотный (определяется разница частот опорного сигнала и сигнала отраженного от цели);
- фазовый (определяется разница фаз опорного сигнала и сигнала отраженного от цели).
Измерение радиальной скорости.
Измерение радиальной скорости R’ при радиоуправлении КА основано на определении доплеровского смещения частоты принимаемого сигнала. Возможны два варианта построения доплеровских систем: беззапросные и с запросом.
Беззапросные системы. При излучении с борта КА колебания частоты Fб частота принятого на наземном пункте сигнала
где V — модуль вектора скорости КА;
с — скорость распространения радиоволн.
Здесь учтены эффекты, определяемые специальной теорией относительности.
Поскольку R’/с ≤ V/c << 1, это выражение можно разложить в ряд, ограничиваясь малыми членами не выше второй степени
Первые два члена разложения дают известное приближенное выражение доплеровского смещения частоты
Fб»fc-fб » R’fб/с .
Если расстояние между КА и измерительным пунктом уменьшается, то R’< 0, fc <fб и Fд < 0; если же оно увеличивается, то R’ > 0, fc > fб и Fд < 0.
При оценке радиальной скорости с помощью Fб допускается погрешность, определяемая квадратичными членами разложения. Если она соизмерима с другими погрешностями, то необходимо учитывать квадратичные члены разложения и пользоваться более точной формулой fc.
В беззапросной системе частота fб, излучаемых с борта колебаний, задается высокостабильным эталонным генератором. В наземной аппаратуре принимаемый сигнал усиливают, гетеродинируют на более низкую частоту и фильтруют с помощью системы ФАП. Указанные преобразования выполняют с использованием частоты fэт местного эталонного генератора таким образом, чтобы подлежащая измерению частота Fизм отличалась от доплеровского смещения на постоянное значение Fпод = fб – fЗ.С >Fдмакс, называемое частотой подставки. Здесь fЗ.С = аfэт - частота, сформированная из частоты местного эталонного генератора с сохранением его стабильности, а — некоторый постоянный коэффициент. Погрешность знания Fпод, определяется неточностью знания частот fб и fЗ.С. Итак,
Fизм = fб – fЗ.С +Fд .
Введение постоянной частоты подставки Fпод = fб – fЗ.С обеспечивает определение знака доплеровского смещения, а следовательно, и направления движения КА. Если КА приближается к измерительному пункту, то Fизм > Fпод. Обратный знак этого неравенства свидетельствует об удалении КА от из мерительного пункта. В соответствии с предыдущими формулами скорость КА находится следующим образом
В радиосистемах измерения радиальной скорости космических комплексов применяют цифровые измерители частоты сигнала после системы ФАП. Они имеют малые аппаратурные погрешности, просто сопрягаются с ЭВМ, на которой осуществляется дальнейшая обработка получаемой информации. Работа цифровых измерителей частоты обычно основана на счете «нулей». «Нули» колебания измеряемой частоты, фиксирует схема формирования импульсов в моменты перехода колебаний через нулевой уровень (например, переходы с положительной производной).
Различают два типа цифровых измерителей частоты: частотомер и периодомер. Если определяют число N периодов колебаний измеряемой частоты за фиксированный промежуток времени Тм, называемый мерным интервалом, то результат измерения будет пропорционален искомой частоте сигнала. Поэтому измерители этого типа называют частотомерами. В частотомере мерный интервал формируют из n0 периодов Tсч сигнaла известной счетной частоты Fсч и
FИЗМ=N/TМ=N/(n0Tсч).
Если определяют число п периодов Тсч = 1/Fсч колебания счетной частоты за промежуток времени ТМ, образованный фиксированным числом N0 периодов ТИЗМ сигнала измеряемой частоты, то результат измерения будет пропорционален периоду сигнала. Поэтому измерители этого типа называют периодомерами. В периодомере
Тизм = nTсч/N0 или FИЗМ = FСЧN0/n .
Запросные системы. В запросных системах для измерения радиальной скорости используют доплеровское смещение частоты ретранслированного сигнала. Это позволяет снизить требования к стабильности частоты задающих эталонных генераторов. Если несущая частота запросного сигнала была fЗ.С, a коэффициент преобразования частоты при ретрансляции равнялся m/l, то частота принятых на измерительном пункте колебаний будет
.
Разлагая соотношение в ряд и ограничиваясь членами не выше второй степени, имеем
.
При R/c < 1 первые два члена разложения дают приближенное выражение для доплеровского смещения частоты ретранслированного сигнала
.
Из сопоставления вышеприведенных формул видно, что при m/l = 1 и равенстве частот в запросной и беззапросной системах, доплеровское смещение в первой из них в два раза выше, чем во второй.
При пользовании формулой Fд допускают погрешность в оценке радиальной скорости, определяемую квадратичным членом разложения. В отличие от беззапросных доплеровских систем указанная погрешность зависит только от отношения R/c и не зависит от отношения v/c. Если эта погрешность соизмерима с другими, то необходимо учитывать квадратичный член разложения и пользоваться более точной формулой fc.
В запросной системе в наземной аппаратуре из высокостабильного колебания эталонного генератора с частотой fЭТ формируют сигнал запроса с несущей частотой fЗ.С, он принимается на борту, преобразуется по частоте в т/1 раз и ретранслируется обратно. Преобразование частоты несущего колебания при ретрансляции сигналов в системах с непрерывным излучением предотвращает попадание мощных сигналов передатчиков в приемные устройства. Для исключения воздействии гармоник основной частоты отношение частот ответа и запроса выбирают дробным (m и l — взаимно простые целые числа).
В совмещенной радиосистеме для преобразования частоты в m/l раз из спектра принимаемого на борту сигнала необходимо выделить несущее колебание. Эту задачу решают с помощью узкополосной фильтрации. Полоса узкополосного фильтра должна быть достаточно малой для отделения несущего колебания от боковых составляющих спектра и обеспечения достаточно большого отношения сигнал-шум в полосе фильтра. Фильтрацию осуществляет система ФАП на относительно невысокой частоте (порядка нескольких десятков мегагерц), на которую гетеродинируется запросный сигнал. Преобразование частоты в ретрансляторе производят так, чтобы исключить уход частоты из-за нестабильности бортового гетеродина. Для этого используют двукратное преобразование частоты, как показано на рисунке 2. Как видно из схемы, излучаемая с борта частота равна fб = m/l(fЗ.С + Fд) и не зависит от частоты гетеродина fГЕТ (F’Д — доплеровское смещение частоты принимаемого на борту колебания).
Рисунок 2 – Структурная схема бортового ретранслятора с двукратным преобразованием частоты
Наземный приемник в принципе не отличается от применяемого в беззапросных системах. Для сохранения знака доплеровского смещения тоже вводится частота подставки FПОД. Однако погрешность знания FПОД и нестабильность измеряемой частоты FИЗМ определяются теперь только нестабильностью частоты наземного эталонного генератора, так как FПОД = af З.С, где а — некоторый известный коэффициент. Радиальная скорость КА в запросных доплеровских системах
.
В командно-измерительных комплексах нашли также применение системы измерения скорости, в которых режим измерения (запросный и беззапросный) устанавливают по соответствующей команде, например, передаваемой с наземного пункта. Рассмотрим возможный вариант такой системы. Структурная схема бортовой аппаратуры приведена на рисунке 3.
В беззапросном режиме с борта КА излучается колебание с несущей частотой fб, задаваемой автономным эталонным генератором.
По доплеровскому смещению частоты определяют радиальную скорость. В запросном режиме несущая частота fб излучаемого с борта сигнала по-прежнему задается автономным эталонным генератором и не связана с частотой запроса f З.С, как это было в системе на рисунке 2. Однако, теперь несущее колебание модулируют по фазе сигналом, частота f МОД которого равна разности между частотой f’б, сформированной из частоты бортового эталонного генератора, и частотой принятого с Земли колебания: f МОД= f’б- f З.С- FД. Колебание модулирующей частоты содержит информацию о взаимном уходе частот сигналов бортового и наземного эталонных генераторов. Выделяя на наземном пункте доплеровское смещение несущей частоты и частоту модуляции, можно определить радиальную скорость КА, учтя при этом систематическую погрешность из-за ухода частот эталонных генераторов. Переход из одного режима измерения скорости в другой производят по командам, замыкающим или разрывающим цепь от усилителя промежуточной частоты (УПЧ) к модулятору. К преимуществам рассмотренной системы относится то, что в запросном режиме в ней не требуется узкополосная фильтрация колебания несущей частоты принятого с Земли сигнала. Недостатком является усложнение аппаратуры наземного пункта.
3 Лекция 3. Измерение дальности
Цель лекции: изучить основные принципы определения дальности с использованием запросных и беззапросных систем.
Из многочисленных методов дальнометрии, разработанных для радиолокации, в КИС могут использоваться лишь те, которые удовлетворяют специфическим требованиям космических радиолиний, в частности, удобны для применения при непрерывном излучении. Однако при управлении КА ряд требований, характерных для радиолокационных систем, несуществен. Например, при радиоуправлении КА не стоит задача разрешения целей, так как на борту КА имеется ответчик и априорно известно, с каким КА осуществляется сеанс связи.
Системы измерения дальности аналогично системам измерения скорости, могут быть запросными и беззапросными. В запросной системе процесс измерения дальности R состоит в посылке на борт сигналов запроса, приеме на Земле ответных сигналов и определении времени tR распространения сигналов по трассе Земля— КА—Земля. Очевидно, что R=tRc/2.
На рисунке 4 изображена обобщенная структурная схема запросной системы измерения дальности. Сформированным в наземной аппаратуре периодически повторяющимся дальномерным видеосигналом SR(t) модулируется по частоте или по фазе непрерывное несущее колебание. Далее сигнал излучается на борт. Бортовой ответчик ретранслирует принятый дальномерный сигнал обратно на Землю. Каналы запроса и ответа разделяют с помощью преобразования несущей частоты принятого сигнала на борту КА. При ретрансляции в ответчике дальномерный сигнал S'R(t) либо выделяется и фильтруется, либо просто переизлучается на Землю. В первом случае схема ответчика оказывается сложнее (в нее добавочно вводятся блоки, изобра-женные на рисунке 4 штриховой линией), но позволяет работать при более низком энергетическом потенциале радиолиний и одновременно использовать дальномерный сигнал в качестве сигнала синхронизации командной радиолинии.
На Земле ретранслированные колебания принимают, демодулируют и в итоге выделяют ответный дальномерный сигнал SR(t-tR). Из запросного и ответного сигналов формируют стартовые и рабочие импульсы. Стартовыми импульсами отмечается время излучения, а рабочими - время приема дальномерного сигнала. Если tR меньше периода SR(t), то, измеряя временной интервал между импульсами, однозначно находят время tR и, следовательно, дальность R. В противном случае, приходится решать задачу однозначности измерений. При определении времени tR используют цифровые измерители.
В беззапросной системе процесс измерения дальности состоит в излучении с КА сигнала, временное положение которого жестко привязано к БШВ, и в измерении в местной (наземной) шкале времени распространения tR этого сигнала до земной станции. Поэтому в беззапросной системе R =tRс. В отличие от запросной в беззапросной системе предъявляются жесткие требования к расхождению бортовой и наземной шкал времени, для обеспечения которых используются высокостабильные стандарты частоты и периодически проводится коррекция БШB. В остальном беззапросная система проще запросной. В настоящее время запросные методы измерения дальности получили распространение в КИС, а беззапросные - в спутниковых радионавигационных системах ГЛОНАСС и GPS.
Псевдошумовой и фазовый многочастотный методы измерения. В космической радиоэлектронике наиболее распространены два метода измерения дальности: псевдошумовой и фазовый многочастотный. В принципе каждый из них может быть запросным и беззапросным.
При псевдошумовом методе в качестве дальномерного сигнала используется псевдослучайная последовательность, чаще всего, в виде рекуррентной последовательности максимальной длины (М-последовательность). Она генерируется регистром сдвига с определенным образом подобранными обратными связями. Такая последовательность имеет период Тпсп = (2m- 1) tЭЛ , где m — число разрядов в регистре сдвига; tЭЛ =f-1ТАКТ — длительность элемента ПСП; f-1ТАКТ — тактовая частота. Лишь один раз за период ПСП идут подряд т положительных элементов, т. е. образуется самый длинный импульс. Начало этого импульса, которое будем называть границей слова ПСП, совпадает с моментом времени, когда все разряды регистра сдвига устанавливаются в состояние 1. Метки границы формируют с помощью так называемого детектора ПСП. При псевдошумовом методе измерения дальности на рисунке 4 роль аппаратуры формирования дальномерного сигнала играет генератор запросной ПСП; роль аппаратуры выделение дальномерного сигнала - схема слежения за задержкой включающая в свой состав генератор местной ПСП; роль формирователей стартовых и рабочих импульсов - детектор ПСП, а сами эти импульсы соответствуют границам слов запросной и местной ПСП.
Так как ПСП периодична, то время задержки Тд измеряется неоднозначно: t*R =kTПСП+tИЗМ. Здесь t*R - оценка величины (разность между ними равна погрешности измерения); k = О, 1, 2, ... - априорно неизвестное целое число периодов ПСП, укладывающееся за время tR; tИЗМ - непосредственно измеряемый схемой временной интервал.
Для разрешения неоднозначности (определения k) необходимы априорные сведения о величине tR с ошибкой, меньшей TПСП/2. Например, TПСП = 10-3 с, допустимая ошибка меньше 0,5 • 10-3 с, ей соответствует ошибка по дальности - меньше 75 км.
Отметим, что за время сеанса измерений обычно можно получить большое число отсчетов tИЗМ [i] и соответственно t*R [i]. Указанные отсчеты обладают флуктуационной погрешностью со среднеквадратической величиной st определяемой ошибкой слежения ССЗ.
Рассмотрим фазовый многочастотный метод измерения дальности. Остановимся вначале на варианте дальномера, у которого дальномерный сигнал состоит из колебаний нескольких частот, излучаемых последовательно, а запаздывание измеряется отдельно на каждой частоте. В этом случае на модулятор в наземной аппаратуре (см. рис. 4) с выхода аппаратуры формирования дальномерного сигнала поочередно поступают l гармонических колебаний с частотами FMi (i = 1, 2, ..., l). Частоты этих колебаний называют масштабными. Аппаратура выделения ответного дальномерного сигнала, стоящая на выходе демодулятора, представляет собой l однотипных систем ФАП. Каждая из них отфильтровывает колебание одной из масштабных частот. Таким образом, задача определения дальности сводится к последовательному измерению на l шкалах временных сдвигов между соответствующими синусоидальными колебаниями масштабных частот, что эквивалентно измерению фазовых набегов (ji= 2pFMitR), поэтому этот метод дальнометрии и называют фазовым.
Практически фазовый набег на каждой из масштабных частот измеряют как временной интервал. В моменты пересечения напряжениями масштабных частот нулевого уровня с положительной производной из синусоидальных колебаний формируют стартовые и рабочие импульсы, временной интервал между которыми несет информацию о дальности. Результаты измерений на всех масштабных частотах поступают в компьютер, где осуществляется разрешение неоднозначности - стыковка шкал.
Набег фазы ji, колебания i-й масштабной частоты FMi за время распространения определяется в пределах 2p, и выражение для оценки дальности может быть записано в следующем виде
.
Здесь ki = О, 1, 2, ... - неизвестные числа, показывающие, сколько полных периодов частоты F Mi укладывается за время tR.
Разрешение неоднозначности (определение ki) производится при промежуточной обработке в ЭВМ и начинается с самой низкой масштабной частоты FM1 с использованием априорных сведений о времени распространения tR. Затем переходят к разрешению неоднозначности на частоте F M2 с использованием результатов измерения на частоте F M1 , и так далее до самой высокой частоты -FMl. Такая последовательность разрешения неоднозначности объясняется тем, что как погрешность измерения, так и диапазон однозначности обратно пропорциональны значению масштабной частоты. В результате точность измерения определяется самой высокой частотой FMl, а диапазон однозначности - самой низкой F M1.
Если априорная ошибка при определении дальности достаточно велика, то для однозначного измерения требуются очень низкие масштабные частоты. В этом случае для образования наиболее грубых шкал целесообразно использовать разность близких модулирующих частот.
Схема выделения дальномерного сигнала представляет собой цифровое устройство регенерации частот, входящих в дальномерный сигнал. Это устройство генерирует колебания, когерентные с принятыми колебаниями, поступающими на него с демодулятора сигнала (см. рис. 4). Для этого колебание наивысшей из частот fM1 подают на вход цепочки цифровых делителей, которая вырабатывает колебания всех остальных частот. Если кратность масштабных частот FMl/FM(l-1) = а, то восстановленный сигнал частоты FM(l-1) будет либо в фазе с принятым колебанием той же частоты, либо будет иметь дискретную разность фаз, кратную 360°/а. Фазы восстановленного и принятого сигналов сравнивают, а затем восстановленный сигнал дискретно сдвигают по фазе до тех пор, пока разность фаз не будет равна нулю.
После того, как колебание с частотой FM(l-1) засинхронизировано, той же операции подвергаются колебания с частотами FM(l-2), FM(l-3) и вплоть до самой низкой частоты FMl. В результате сигнал SR(t -tR ) на выходе аппаратуры выделения дальномерного сигнала будет представлять собой совокупность колебаний масштабных частот, сфазированных между собой так же, как излучаемый сигнал SR(t), но задержанный на время tR.
Поскольку для работы цепочки цифровых делителей требуется лишь напряжение наивысшей частоты, то после фазирования cигналов колебания всех низких частот могут больше не излучиться. Приемник будет отслеживать дальномерный сигнал с точностью до фазы колебания наивысшей частоты FMl, а выдавать рабочие импульсы с периодом наинизшей частоты FMl.
Сравним фазовый многочастотный и псевдошумовой методы дальнометрии. Основными преимуществами фазового метода являются относительная простота узкополосной фильтрации дальномерного сигнала на борту КА и быстрое вхождение и синхронизм следящих систем, обеспечивающих фильтрацию. Это связано с тем, что в фазовом методе дальномерный сигнал состоит из сравнительно небольшого числа гармонических составляющих, тогда как ПШС занимает почти полностью участок спектра, ширина которого равна наивысшей модулирующей частоте при фазовом методе дальнометрии. Преимущество псевдошумового метода - возможность измерения больших расстояний при наличии одной шкалы и удобство использования в совмещенных радиолиниях КИС. В ряде КИС нашел применение двухшкальный дальномер, где для грубого определения дальности используется ПШС, а для точного - одна достаточно высокая масштабная частота.
4 Лекция 4. Измерение угловых координат и их производных
Цель лекции: изучить методы радиопеленгации, принципы построения аппаратуры для измерения угловых координат ИСЗ.
Направление на объект определяется угловыми координатами.
Системы, измеряющие угловые координаты, называются пеленгаторами. В измерительной (топоцентрической) системе координат ОхTуTzT угловыми координатами КА являются азимут y и угол места q. Для их определения при радиоуправлении КА используются одно- и многоантенные (базовые) пеленгаторы. Одноантенные пеленгаторы имеют антенну, оборудованную системой автосопровождения. Показания углов снимают с датчиков, фиксирующих положение ее осей.
Одноантенные пеленгаторы широко применяются в радиолокаторах и радиовизирах систем управления. В командно-измерительных комплексах они используются в основном дли измерения углов геостационарных ИСЗ. В этом случае антенна имеет достаточно большое зеркало, формирующее узкую диаграмму направленности. Направление на источник радиосигнала определяется либо по максимуму принимаемого сигнала (экстремальный метод), либо равносигнальными методами (метод конического сканирования, моноимпульсный метод). При равносигнальных методах с помощью специальных облучателей формируются пересекающиеся на заданном уровне парциальные диаграммы направленности.
Пеленгаторы экстремального типа уступают по точности моноимпульсным, но проще и дешевле их. Это обстоятельство привело к широкому применению таких пеленгаторов в земных станциях спутниковой связи и вещания, а также в специализированных западных КИС, обеспечивающих управление геостационарными спутниками.
Кратко остановимся на особенностях работы пеленгатора экстремального типа при работе с ГСС.
Под действием притяжения Солнца, Луны, неравномерностей гравитационного поля Земли и других факторов параметров орбиты ГСС медленно изменяются. Для точного наведения антенн на ГСС периодически проводятся (один раз в 20... 60 мин) сеансы подстройки. Во время этих сеансов антенна последовательно (сначала по азимуту, а затем по углу места q) делает серию из N пробных шагов, на каждом из которых измеряется уровень принимаемого сигнала Ui(i = 1, 2, ..., N). Зависимость Ui от угла y (или ) поворота антенны Ui (y-y0 ) с точностью до постоянного коэффициента совпадает с ее диаграммой направленности. Здесь y0 - угол азимута, соответствующий максимуму диаграммы направленности.
В течение сеанса подстройки, который обычно длится не более 30 с, угловое положение ГСС практически не меняется. Это позволяет, зная форму диаграммы направленности и обрабатывая результаты серии измерений Ui по методу наименьших квадратов, определить направление на КА.
С высокой точностью направление на любой КА можно измерить с помощью многоантенных пеленгаторов, имеющих достаточно большую базу. Отметим, что базой пеленгатора называется расстояние между фазовыми центрами составляющих его антенн. Поскольку в таких пеленгаторах направление на КА определяется по фазе принимаемых радиосигналов, то их часто называют фазовыми.
Рассмотрим измерение угловых координат с помощью фазового пеленгатора. Обратимся к рисунку 5. Допустим, что три антенны пеленгатора А1 A2, А3 расположены в горизонтальной плоскости на поверхности Земли по осям координатной системы. Причем антенны А1 и A2 находятся на оси хТ и образуют базу величиной d, а антенны А1 и A3 расположены на оси zT, и образуют вторую базу, также равную d. Расстояние от КА до антенн А1, A2 и А3 обозначим через R1, R2,R3. При применении фазовых пеленгаторов направление на КА удобнее задавить не углами y и q, а направляющими косинусами, т. е. косинусами углов e1 и e2.
При большом удалении КА (R>d) приходящие в антенны радиолучи можно считать параллельными. В этом случае разность фаз между сигналами в антеннах А1 A2 и А1 A3, как видно из прямоугольных треугольников A1A2A'2 и A1A3A'3, определяется разностью хода лучей на отрезках A1A'2 = dcose1 и A1A'3= dcose2. Поскольку фазу радиосигнала можно измерять в пределах 2p, то измеренные разности фаз Ф12 и Ф13 между сигналами в антеннах А1 A2 и А1 А3 будут равны
Ф12= (2p /l) cos e1- 2pk1,
Ф13 = (2pd/l) cos e2 - 2pk2
где l- длина волны радиосигнала;
k1и k2- целые числа, обеспечивающие выполнение условий - p£ Ф12£ p и - p< Ф13 <p .
По измеренным значениям Ф12 и Ф13 находятся направляющие косинусы КА. При этом, как и при фазовом методе измерения дальности, может возникнуть задача разрешении неоднозначности измерений, которая по существу сводится к вычислению чисел k1и k2. Для разрешения неоднозначности необходимы грубые значения углов или направляющих косинусов. Для их нахождения используются одноантенные пеленгаторы или дополнительные пары антенн, расположенные вдоль основной базы на меньшем расстоянии один от другого. Неоднозначность можно также исключить, применив модулированный радиосигнал и дополнительно измерив разность фаз на частоте модуляции.
При необходимости измеренные значения направляющих косинусов пересчитываются в азимут и угол места по формулам тригонометрии
y = arctg (cos e1/cos e2),
q = arccos Öcos2 e1 + cos2 e2 .
В дальнейшем будем определять один направляющий косинус и в обозначениях опустим индексы
cos e = (l/d) [Ф/(2p) + k].
Обычно в фазовый пеленгатор для раскрытия неоднозначности вводят несколько баз. Каждой из них соответствует определенная измерительная шкала. Стыковка шкал производится в компьютере так же, как и в многочастотном фазовом дальномере.
Разность фаз Ф удобнее измерять на достаточно низкой частоте. Поэтому принятые разнесенными антеннами радиосигналы преобразуются по частоте так, чтобы сохранилась первоначальная разность фаз принятых сигналов. С этой точки зрения наиболее интересны пеленгаторы, у которых принятые антеннами сигналы получают основное усиление в общем тракте (рисунок 6). Это позволяет снизить аппаратурные погрешности. Излучаемые бортовым передатчиком сигналы принимаются на две разнесенные антенны А1 и А2, усиливаются усилителями высокой частоты и подаются на смесители I и II одновременно со сдвинутыми на некоторую частоту F сигналами гетеродинов. В результате сигналы, поступающие из первой и второй антенн, преобразуются в сигналы с различными промежуточными частотами. После сложения оба сигнала поступают в общий усилитель промежуточной частоты, в котором осуществляется основное усиление. Разность гетеродинных частот F выбирается достаточно малой, такой, чтобы фазовые сдвиги в этом усилителе практически не влияли на измеряемую разность фаз принятых сигналов.
Напряжение с выхода усилителя детектируется детектором биений, и из него выделяется сигнальное колебание ис с частотой F.
Оно поступает на систему ФАП, в которой выполняется основная фильтрация. На эту систему поступает также опорное иОП колебание частоты F, формируемое на выходе смесителя III из колебаний гетеродинных частот fГЕТ и fГЕТ + F. Разность фаз Ф сигнального и опорного колебаний несет информацию о направляющем косинусе КА. Ее измеряют либо цифровым фазометром после системы ФАП, либо самой этой системой, называемой в этом случае следящим фазометром.
5 Лекция 5. Построение конструкции ракетоносителей
Цель лекции: ознакомить с основными характеристиками и строением одноступенчатых и многоступенчатых ракетоносителей.
Определим условия, необходимые для выхода КА на круговую околоземную орбиту. Будем считать, что полет спутника Земли в сфере ее действия происходит под действием единственной внешней силы - силы притяжения Земли. Потенциал поля тяготения можно отобразить зависимостью U = -g · r .
Выражение g·r имеет размерность квадрата скорости и представляет энергию поля тяготения на расстоянии r от притягивающего центра. Скорость, соответствующую этой энергии, может иметь только материальное тело, которое не сходит с эквипотенциальной поверхности радиуса r. Движение этого тела должно происходить по большому кругу эквипотенциальной сферической поверхности диаметра 2r, причем плоскость большого круга проходит через центр притяжения.
Следовательно, для того, чтобы искусственный спутник мог двигаться вокруг притягивающего центра по круговой орбите радиуса r, он должен иметь постоянную энергию, равную значению потенциала поля тяготения на этом расстоянии. Скорость, соответствующую этой энергии, называют круговой скоростью
Движение КА по орбите происходит под действием двух сил - силы тяготения g и центростремительной силы инерции ацс, которая возникает во вращательном движении. Из условия равновесия сил (рисунок 7)
Круговая скорость также называется первой космической скоростью. Значение круговой скорости у поверхности Земли Vкр= 7,92 км/сек.
При увеличении радиуса орбиты круговая скорость уменьшается вследствие уменьшения потенциала поля тяготения. Зависимость Vкр(H) приведена в таблице 2.
Значения круговых скоростей для нулевого спутника различных планет Солнечной системы приведены в таблице 3. Нулевой спутник – это гипотетический спутник, вращающийся вокруг планеты на нулевой высоте. Эти значения характеризуют интенсивность гравитационного поля планеты.
|
H (км) |
Vкр (км/сек) |
250 |
7.76 |
500 |
7,62 |
750 |
7,48 |
1 000 |
7,35 |
2 000 |
6,90 |
5 000 |
5,92 |
10 000 |
4,93 |
36 000 |
3,07 |
Для вывода искусственного спутника Земли на круговую орбиту радиуса r необходимо, чтобы на высоте орбиты он имел энергию, равную потенциалу поля в этой точке. При этом потребная характеристическая скорость будет равна
Vn =Vкр + V -Vн
где Vкр - скорость КА на орбите (7,9 км/сек);
V - потери скорости на преодоление сил тяготения и аэродинамического сопротивления, V составляет примерно 2 км/сек;
Vн - начальная скорость КА в точке старта, обусловленная вращением Земли.
На экваторе она составляет 0,465 км/сек, на широте точки старта
Vн=0,465·cos(ст)·sin(0) (км/сек)
где ст - широта точки старта;
0 - путевой угол в конце участка выведения.
В случае воздушного старта
Vн = W + 0,465·cos(ст)·sin(0) (км/сек)
где W - скорость самолета-носителя относительно земной поверхности.
Таким образом, потребная характеристическая скорость для вывода спутника на околоземную круговую орбиту составляет примерно 9,5 - 10 км/сек. Зная потребную характеристическую, можно найти потребное число Циолковского
Запуск космического аппарата на орбиту возможен, если Zп< Zр.
Чем больше число Циолковского Zр, тем большей конечной скорости может достичь РН. Увеличение числа Z возможно посредством всемерного уменьшения массы конструкции ракеты при заданном весе полезной нагрузки.
Для определения летно-технических характеристик РН вводятся еще два безразмерных параметра: коэффициент полезной нагрузки K и структурная характеристика ракеты S.
Коэффициент полезной нагрузки представляет собой отношение полезной нагрузки к стартовой массе РН
Полезной нагрузкой одноступенчатой РН является масса выводимого на орбиту космического аппарата (рисунок 8). В стартовую массу m0 входят масса топлива mт, масса конструкции РН m и масса полезной нагрузки mп.
Коэффициент полезной нагрузки характеризует эффективность РН. Если сравнить две РН с одинаковым весом полезной нагрузки, то более эффективной окажется та, у которой коэффициент полезной нагрузки больше. Пусть имеются две ракеты с характеристиками: mn1, Vk1, K1 и mn2, Vk2, K2, соответственно, причем mn1 = mn2, Vk1=Vk2, K1>K2.
Тогда
Таким образом, каждый килограмм стартового веса в первом случае используется более эффективно. Поэтому желательно иметь коэффициент полезной нагрузки как можно больше.
Структурная характеристика РН - это отношение стартовой массы РН без полезной нагрузки к массе конструкции РН
Этот коэффициент характеризует конструктивное совершенство РН (или степень заполнения РН топливом).
Для любой РН число S всегда больше Z. Если все возможности увеличения числа Z путем совершенствования конструкции РН исчерпаны, остается уменьшать вес полезной нагрузки. В предельном случае m=0, тогда Z достигает максимальной величины и становится равным числу S. Значения структурных характеристик для одно-ступенчатых РН на современном этапе развития техники составляет 15-20 (для ступеней РН "Сатурн-5" S = 16).
Часто вместо структурной характеристики РН S используют коэффициент конструкции E - отношение веса конструкции РН к ее стартовому весу
В настоящее время величина коэффициента конструкции E составляет 0,05 - 0,1.
Указанные три параметра связаны соотношением
или
Набор параметров (Z, K, S,) или (Z, K, E) используется при проектировании РН.
Потребная величина Z при достигнутых в настоящее время скоростях истечения V=4 км/сек будет составлять
Zpotr = e9.5/4 = e2.575 13 .
Получение таких значений структурной характеристики (S > Zпотр) требует очень высокого уровня развития техники и технологии и находится на пределе достигнутого сейчас.
Известны два типа компоновочных схем многоступенчатых ракет: последовательное соединение ступеней (с поперечным делением) и параллельное соединение (пакетные схемы с продольным делением).
Компоновочная схема многоступенчатой РН с поперечным делением приведена на рисунке 9.
Рисунок 9 - Схема многоступенчатой РН с поперечным делением
Часто в одной РН применяют оба способа соединения ступеней. Такая компоновочная схема трех-ступенчатого РН изображена на рисунке 10. Первая и вторая ступень РН соединены параллельно, третья ступень присоединена к ним последовательно.
Рисунок 10 - Схема многоступенчатой РН с комбинированным делением
При одинаковых скоростях истечения в одном и том же стартовом весе многоступенчатая ракета способна развить значительно большую характеристическую скорость, чем одноступенчатая.
Поскольку коэффициенты полезной нагрузки ступеней меньше единицы, коэффициент полезной нагрузки многоступенчатой ракеты будет меньше, чем для ступени, т.е. соединяя одноступенчатые ракеты в многоступенчатую, мы ухудшаем этот параметр, выигрывая, однако, в характеристической скорости за счет увеличения числа Z. Этим объясняется тот факт, что число ступеней нецелесообразно увеличивать до бесконечности, существует некоторое оптимальное число ступеней.
6 Лекция 6. Вывод КА на орбиту, основные уравнения и условия
Цель лекции: рассмотреть возможные траектории вывода КА на орбиту, сформулировать условия оптимального полета на активном участке.
Путь, который проходит ракета-носитель при выведении ИСЗ на орбиту, называют траекторией полета. Он характеризуется активным и пассивным участками. Активный участок полета - это пролет ступеней носителя с работающими двигателями, пассивный участок - полет отработавших ракетных блоков после их отделения от ракеты-носителя.
Носитель, стартуя вертикально (участок 1, расположенный на высоте 185... 250 км), выходит затем на криволинейный активный участок 2 в восточном направлении. На этом участке первая ступень обеспечивает постепенное уменьшение угла наклона ее оси по отношению к местному горизонту. Участки 3, 4 — соответственно активные участки полета второй и третьей ступеней, 5 — орбита ИСЗ, 6, 7 — пассивные участки полета ракетных блоков первой и второй ступеней (рисунок 11).
При выведении ИСЗ на соответствующую орбиту большую роль играют время и место запуска ракеты-носителя. Подсчитано, что космодром выгоднее располагать как можно ближе к экватору, так как при разгоне в восточном направлении ракета-носитель получает дополнительную скорость. Эта скорость называется окружной скоростью космодрома Vк, т. е. скорость его движения вокруг оси Земли благодаря суточному вращению планеты.
Обычно вывод спутника ракетой-носителем на ГСО осуществляется в четыре этапа: выход на начальную орбиту; выход на орбиту «ожидания» (парковочную орбиту); выход на переходную орбиту; выход на конечную орбиту (рисунок 12). Цифрам соответствуют следующие этапы вывода спутника на ГСО: 1 — первоначальная переходная орбита; 2 — первое включение апогейного двигателя для выхода на промежуточную переходную орбиту; 3 — определение положения на орбите; 4 — второе включение апогейного двигателя для выхода на первоначальную орбиту дрейфа; 5 — переориентация плоскости орбиты и коррекция ошибок; 6 — ориентация перпендикулярно к плоскости орбиты и коррекция ошибок; 7 — остановка платформы спутника, раскрытие панелей, полная расстыковка с ракетой; 8 — раскрытие антенн, включение гиростабилизатора; 9 — стабилизация положения: ориентация антенн на нужную точку Земли, ориентация солнечных батарей на Солнце, включение бортового ретранслятора и установление номинального режима его работы.
Активный участок (АУ), или участок выведения орбитального КА предназначен для вывода аппарата на орбиту. Параметры движения в конце АУ являются начальными условиями для орбитального полета КА. Орбита КА может быть определена полностью шестью параметрами (Ω, i, P, e, ω, τп) или только общими требованиями к ней. В качестве общих требований могут быть: время существования КА, максимальное время нахождения КА над заданными регионами земной поверхности, максимальное время пребывания в зонах повышенной радиации, ограничения на освещенность и др. Чтобы получить орбиту КА с расчетными параметрами необходимо вывести аппарат в расчетную точку пространства с заданной величиной и направлением скорости.
Для изучения такого сложного процесса как полет КА необходимо правильно описать его математически, т.е. при помощи системы дифференциальных уравнений с оговоренными расчетными условиями, характеризующими физическую модель движения, которая с определенной степенью точности соответствует реальному процессу. Это движение называют невозмущенным.
Рассмотрим невозмущенное движение РН при следующих расчетных условиях:
- гравитационное поле Земли - центральное, Земля имеет форму шара с R= 6371 км;
- тяговые, массовые и аэродинамические характеристики РН соответствуют номинальным (расчетным);
- параметры атмосферы P, ρ, T соответствуют параметрам стандартной атмосферы, ветер отсутствует;
- гравитационные поля Луны, Солнца и др. планет отсутствуют;
- пренебрегаем: вращением Земли, неравномерным и непрямолинейным движением ее центра масс в инерциальном пространстве.
Анализ изменения скорости РН на АУ.
Изменение вектора скорости ЦМ РН полностью определяется силами, действующими на него на АУ. Для удобства анализа будем рассматривать движение ЦМ РН в плоскости. Основными силами, действующими на РН являются: тяга двигателя Р, сила лобового сопротивления Q, подъемная сила Y и сила притяжения Земли G (рисунок 13).
Запишем уравнения движения ЦМ РН в проекциях на касательную и главную нормаль
где F- алгебраическая сумма проекций всех действующих сил на касательную к траектории,
Fn - алгебраическая сумма проекций всех сил на направление главной нормали.
Найдем выражение для F и Fn
,
Из рисунка 13 следует, что при будет увеличение скорости, при F < 0 - уменьшение, а при F =0 - ЦМ РН будет двигаться с постоянной по величине скоростью.
Одной из задач участка выведения является доведение скорости до орбитальной. Получим формулу приращения величины скорости при работе ступени РН. Для этого в правой части предыдущего уравнения добавим и вычтем тягу Р, далее разделим правую и левую части на массу m и перегруппируем. В результате получаем
Разделив переменные и проинтегрировав от момента начала работы ступени до момента окончания ее работы, получим приращение скорости ΔV=V1-V0 в виде
или запишем
V=VP,Q -V -VG
где
Рассмотрим составляющие приращения скорости.
1. Составляющая приращения скорости VP,Q обусловлена разностью сил тяги и лобового сопротивления и на АУ РН всегда положительна.
Преобразуем ее, применив теорему о среднем интегрального исчисления и обозначив начальную массу РН в момент начала работы ступени через m0, а через m1- массу РН в конце работы ступени, заменим пределы интегрирования, введя поправочные коэффициенты, проинтегрировав, получим
.
Отношение - есть число Циолковского ступени. Введя понятие относительного запаса топлива ступени t
где m0- начальная масса РН в начале работы ступени, VP,Q можно записать в виде
Из этого следует, что приращение скорости VP,Q при работе ступени определяется двумя факторами: относительным запасом топлива ступени (или числом Циолковского) и эффективной скоростью истечения газов из сопла реактивного двигателя ступени.
Статистика показывает, что при работе первой ступени Кp=1.1, КQ=0.96-0.98, а для второй ступени и последующих эти коэффициенты практически равны единице.
Т.к. для современных химических топлив Wef0=2200-3200 км/с, а T<0.92, то приращение скорости при работе ступени РН не превышает 6.0-6.5 км/с. Если принять КP=КQ=1, то значение VP,Q превращается в известную формулу Циолковского
V=Wef vac·lnZ=-Wef vac·(1-T).
Эта формула дает приращение величины скорости ракеты при работе ступени в пустоте и отсутствии гравитационного поля.
2. Составляющая V , перед которой в формуле стоит минус, обусловлена уменьшением тяги в направлении скорости V на величину из-за наличия угла атаки . При малых по величине углах атаки , не превышающих 5°-7° потери скорости будут незначительны, но при больших (порядка 15°-20°) V достигает существенных значений. Поэтому, с точки зрения экономии топлива угол атаки при движении РН на АУ должен быть мал по абсолютной величине.
3. Составляющая VG обусловлена проекцией силы притяжения G, направленной против вектора скорости при движении РН на АУ.
Поэтому VG называют гравитационными потерями скорости при работе ступени и в формуле перед ней стоит знак минус. Применяя теорему о среднем интегрального исчисления получаем
VG=gTcp·sincp·tCT
где tCT =t1-t0.
Из формулы следует, что с увеличением продолжительности работы ступени tCT гравитационные потери скорости увеличиваются. С другой стороны, уменьшение tCT (при сокращении запасов топлива mT ступени) приводит к росту перегрузки n из-за увеличения секундного расхода топлива mc. С увеличением tCT растет относительная масса двигательной установки, и, следовательно, уменьшается относительный запас топлива ступени T.
7 Лекция 7. Основные выводы о движении РН на активном участке полета при выводе на орбиту
Цель лекции: закрепить основные условия полета РН на активном участке полета.
При выборе надо учитывать противоречивые факторы, рассмотренные на предыдущей лекции. Кроме того, выбор величины tCT определяется также номером ступени, предназначением РН и т.д. Для современных РН время работы ступени составляет 100-500 с.
С увеличением номера ступени РН гравитационные потери скорости при tCT=const уменьшаются, т.к., в первую очередь, зависимость (t) на АУ РН является монотонно-убывающей функцией времени, да и гравитационное ускорение gT уменьшается с ростом высоты полета РН.
В качестве примера приведем ориентировочные данные значений VGi трехступенчатой РН в долях VP,Qi
V=(0.17 0.25) VP,Q1 ,
V=(0.10 0.17) VP,Q2 ,
V=(0.03 0.10) VP,Q3 .
Из приведенных данных можно сделать следующие выводы:
1. На современном уровне развития ракетной техники с помощью одноступенчатого носителя КА вывести на орбиту нельзя, т.к. приращение скорости при работе одной ступени V в настоящее время не превышает 5.6-5.8 км/с, а круговая скорость на высоте Н=200 км примерно равна 7,6 км/с. Значит РН должен быть не менее чем двух ступенчатой.
2. Для выведения на орбиту обитаемых КА желательно использовать трехступенчатые РН, чтобы перегрузка не превышала допустимых значений, обеспечивающих комфортность условий для людей. Заметим, что если mc=const при работе ступени (т.к. не предусматривается дросселирование тяги двигательной установки), то максимум перегрузки nx будет наступать в конце работы каждой ступени вследствие уменьшения массы ступени (из-за выработки топлива).
3. Если рассчитаны приращения скорости при работе каждой ступени Vi, то скорость РН в конце АУ VK определяется по формуле
где n- число ступеней РН.
Характер изменения величины скорости РН на АУ является монотонно-возрастающей функцией времени, причем производная из-за выработки топлива возрастает и к концу работы ступени становится максимальной (если m=const).
С энергетической точки зрения выгоднее производить запуск РН в восточном направлении, т.к находясь на стартовом столе РН уже обладает некоторой линейной скоростью в инерциальной СК. Это окружная скорость космодрома, т.е. скорость его движения вокруг оси Земли за счет суточного вращения. На широте она равна
Vвр =з·Rз·cos = 465·cos() м/c.
На экваторе Vвр=465 м/с, на полюсе - нулю, для Байконура - 320 м/с, Плисецка - 213 м/с.
Составляющая вектора скорости от вращения Земли
Vвр =з·(Rз+Н)·cos ·sinA
где - широта точки старта;
H - высота точки старта;
А - азимут пуска.
Т.о. Vвр векторно добавляется к скорости РН в конце АУ, поэтому запуск КА с обратным наклонением с энергетической точки зрения невыгоден.
Каким бы образом ни была определена орбита КА - полностью или общими требованиями к ней, существует множество траекторий выведения, отличающихся программой движения РН на АУ. Определим в связи с этим требования к программе продольного движения (при программе угла рыскания (t) 0 и программе угла крена (t) 0:
1. Начальной точкой траектории выведения КА на орбиту является точка старта РН. Технически наиболее простым является вертикальный старт РН. Поэтому первым участком траектории является вертикальный участок. На вертикальном участке наиболее простая программа движения . (СТ-стартовый угол тангажа) и это способствует устойчивой работе автономной системы управления непосредственно после старта. На этом участке угол атаки =0 и тяга двигателя полностью реализуется на увеличение скорости. При одной и той же скорости полета лобовое сопротивление Q при = 0 имеет минимальное значение и отсутствуют поперечные силы.
Продолжительность вертикального участка составляет 4-12 с. При этом носитель достигает высоты 40-50 м, имея скорость 20-40 м/с. Существенно уменьшать продолжительность этого участка нельзя, т.к. необходимо обеспечить выход всех систем управления на устойчивый режим работы, при котором управление движением РН будет достаточно эффективным.
Таким образом, вертикальный участок удовлетворяет первому требованию к программе движения РН: осуществление технически наиболее благоприятного старта и обеспечение устойчивой работы автономной системы управления.
Увеличение продолжительности вертикального участка нежелательно, т.к. оно приводит к росту гравитационных потерь скорости. Кроме того, при больших скоростях увеличивается программное значение нормального ускорения, необходимого для искривления траектории при заданном радиусе кривизны r: что приведет к возникновению больших нормальных перегрузок, опасных для работы конструкции ракеты. Следовательно, для уменьшения нормальных перегрузок необходимо искривление траектории начинать при возможно меньшей скорости, т.е. по возможности раньше. Таким образом, вторым требованием к программе движения РН является ограничение нормальных перегрузок на участке начального разворота.
Поскольку начальной искривляющей силой является составляющая силы тяги по главной нормали P·sin, то для искривления траектории требуется обеспечение программного значения <0. Но при скорости РН, соответствующей 0.7М, возникают скачки уплотнения набегающего потока воздуха (так называемый волновой кризис). При 0 они вызывают нежелательные аэродинамические моменты, действующие на корпус РН.
2. К моменту начала протекания волнового кризиса угол атаки должен быть равен нулю, т.к. при =0 обеспечивается наиболее благоприятное протекание волнового кризиса.
3. Ввиду того, что разделение ступеней РН производится при скоростях полета 2 км/с и более, и, несмотря на разреженность атмосферы, скоростной напор достигает значительных величин. Поэтому в момент отделения первой ступени РН скоростной напор не должен превышать допустимого значения для данного типа носителя, т.е. qРАЗД qДОП , что обеспечит нормальные условия отделения ступени.
4. Непосредственно перед разделением и на небольшом интервале времени после разделения программный разворот РН должен отсутствовать.
5. Программа движения должна быть определена таким образом, чтобы отделяющиеся части РН падали в отведенные районы.
6. Угловая скорость вращения РН не должна превышать некоторой величины, обусловленной особенностями работы программного устройства .
7. Абсолютные величины отклонения органов управления , а также их производных по времени , не должны превосходить допустимых значений , диктуемых соответственно конструкцией и мощностью рулевых машинок системы управления .
8. В реальном полете отклонения параметров движения РН в конце АУ от их расчетных значений не должны превосходить допустимых, при которых обеспечивается требуемая точность выведения КА на заданную орбиту.
9. Если РН обеспечивает выведение на орбиту обитаемого КА, то перегрузки на АУ nx не должны превышать допустимых nx доп, т.е. nxnx доп.
10. Программа должна обеспечить наиболее экономичный вывод КА на орбиту, т.е. при минимальных энергетических затратах. Это требование является одним из критериев при выборе программы выведения КА.
8 Лекция 8. Подсистема контроля и управления ориентацией КА
Цель лекции: ознакомление с задачами и принципами построения систем управления ориентацией КА.
Подсистема контроля и управления ориентацией КА обеспечивает стабилизацию космического аппарата и его ориентирование в заданном направлении в процессе полета, несмотря на внешние возмущающие моменты, действующие на аппарат.
Решение этих задач требует определения ориентации космического аппарата с помощью датчиков ориентации и управления ею с помощью исполнительных органов.
Корпус космического аппарата подвержен действию небольших по величине (порядка 10-4 Нм), но постоянно действующих возмущающих моментов от различных источников.
Возмущающие моменты переменные, изменяющиеся по близкому к синусоидальному закону с частотой обращения космического аппарата вокруг Земли, и постоянно действующие, которые накапливаются со временем и не осредняются за период обращения.
Эти моменты могут быстро изменить ориентацию космического аппарата, если не предпринять надлежащих мер противодействия.
Подсистема контроля и управления ориентацией парирует эти моменты пассивными средствами, используя взаимодействие космического аппарата, обладающего определенными инерционными или магнитными свойствами, с внешними физическими полями, обеспечивающие устойчивость углового движения космического аппарата активными средствами (рисунок 14), путем определения параметров возмущенного движения и формирования корректирующих моментов, приложенных к корпусу космического аппарата.
Действие внешнего момента приводит к угловому движению тела с ускорением и нарастанию угловой скорости тела.
Если тело в начальный момент вращалось вокруг оси, перпендикулярной к вектору действующего момента, то ось вращения тела под действием внешнего момента начнет прецессировать с постоянной угловой скоростью, пропорциональной величине внешнего момента.
Следовательно, вращающееся свободное тело ведет себя подобно гироскопу, который парирует возмущающий момент, действующий вокруг двух осей, прецессируя с постоянной угловой скоростью (рисунок 15). Это свойство вращающегося тела, называемое гироскопической устойчивостью.
Помимо парирования возмущений, подсистема контроля и управления ориентацией должна обеспечивать изменение ориентации космического аппарата (реализовывать маневры переориентации) для изменения характера наведения полезной нагрузки, солнечных батарей или антенн. Требование периодического перенацеливания может потребовать применения в составе подсистемы контроля и управления ориентацией более мощных исполнительных органов, нежели только при решении задачи парирования внешних возмущений. Для обеспечения правильной ориентации космического аппарата необходимо использовать внешние ориентиры для определения абсолютного углового положения аппарата. К таким ориентирам относятся Солнце, инфракрасный горизонт Земли, направление вектора индукции магнитного поля Земли в данной точке пространства и звезды. Типовые режимы управления ориентацией космического аппарата приводятся в таблице 4.
Для кратковременного (в промежутках между внешней коррекцией) предоставления информации об инерциальной ориентации космического аппарата могут использоваться инерциальные (гироскопические) датчики (например, как в ИСЗ Молния 1 на рисунке 16).
На борту большинства космических аппаратов нескольких датчиков различных типов.
Таблица 4 - Типовые режимы управления ориентацией КА
Режим управления |
Содержательное описание режима |
Выведение космического аппарата на орбиту |
Период в процессе работы двигателей ракеты носителя и после их отключения, до достижения космическим аппаратом номинальной орбиты. Возможные варианты режима: управления нет, стабилизация вращением (обычно при использовании твердотопливной последней ступени носителя), полномасштабное управление ориентацией космического аппарата с использованием жидкостных реактивных микродвигателей. |
Построение ориентации |
Начальное определение ориентации и стабилизация космического аппарата. Режим может использоваться также для восстановления ориентации после ее аварийной потери. |
Номинальная ориентация |
Используется в течение основного времени реализации проекта (полета космического аппарата). Требования к этому режиму в решающей степени определяют проект системы управления. |
Маневр переориентации |
Изменение в случае необходимости номинальной ориентации космического аппарата. |
Дежурный, или аварийный режим |
Используется в нештатных ситуациях, когда режим номинальной ориентации не работает или был отключен. Возможными требованиями является снижение потребляемой мощности или ухудшение точности управления для выполнения ограничений по тепловому режиму или энергетике. |
Специальные режимы |
Требования к таким режимам могут быть различными для решения различных специальных задач или для различных периодов времени (таких, как нахождение космического аппарата в тени Земли). |
Гравитационно-градиентная стабилизация основана на использовании инерционных свойств космического аппарата при решении задачи ориентирования его в направлении на Землю.
Метод основан на том факте, что вытянутый (в инерционном смысле) объект в гравитационном поле стремится развернуться продольной осью в направлении на центр Земли.
Как правило, ориентируемый с использованием гравитационно-градиентного метода космический аппарат оснащается демпфирующими устройствами для подавления либрации – малых колебаний относительно вектора направления в надир, обусловленных действием внешних возмущений.
9 Лекция 9. Другие методы стабилизации и ориентации
Цель лекции: изучить различные методы стабилизации положения КА.
Для управления ориентацией космического аппарата вокруг третьей оси (относительно направления в надир, или в канале рыскания) в состав подсистемы управления иногда вводят небольшой маховик с постоянной скоростью вращения, вектор которой ориентируют (при установке маховика) вдоль оси тангажа (то есть оси, перпендикулярной векторам направления в надир и скорости космического аппарата).
При наличии такого маховика ориентация космического аппарата в канале рыскания является устойчивой, когда вектор угловой скорости маховика совпадает с нормалью к плоскости орбиты космического аппарата.
Если КА спроектирован таким образом, что момент инерции относительно оси ориентации имеет значительно меньшее значение, чем момент инерции относительно других осей.
Такого эффекта можно добиться путем специальной компоновки в размещении масс КА, например, в виде гантели или удлиненного цилиндра. Аналогично получается гравитационный момент, если на специальных штангах вынести за пределы КА грузы. Если через штанги осуществляется гибкая связь с КА, то возможно демпфирование колебаний вокруг устойчивого положения. Подобная изображенной на рисунке 17 система эффективна для КА, совершающих полет по орбитам на высотах от 200 км до 2000 км от Земли.
При движении КА по низким орбитам возможна ориентация вдоль вектора скорости путем использования следов атмосферы рисунок 18. Путем подбора коэффициента аэродинамического сопротивления и площади поперечного сечения КА и специальной плоскости (сферического баллона, конуса) на некотором расстоянии от КА, можно создать устойчивую аэродинамическую стабилизацию.
Третий метод чисто пассивного управления ориентацией космического аппарата основан на использовании постоянного магнита, установленного на его борту, который обеспечивает ориентацию вдоль силовых линий магнитного поля Земли.
Такой метод особенно эффективен для космических аппаратов, выводимых на близкие к экваториальным орбиты, где направление вектора индукции магнитного поля Земли остается практически постоянным для космического аппарата, ориентированного на Землю.
Стабилизация вращением представляет собой метод пассивного управления ориентацией, предусматривающий вращение космического аппарата таким образом, чтобы вектор его кинетического момента сохранял практически неизменным свое положение относительно инерциального пространства.
Вращательное движение является устойчивым (в состоянии с минимальной энергией), если космический аппарат вращается вокруг оси с максимальным моментом инерции.
Использование в составе подсистемы управления ориентацией устройств для рассеивания энергии, таких как жидкостные или конструктивные демпферы будет обеспечивать космическому аппарату возможность сохранения положения оси вращения в пространстве без активного управления
Космическим аппаратам, стабилизированным вращением, как чистым, так и двойным, присущи некоторые особые виды движения, наличие которых часто является нежелательным.
Стабилизация вращением обычно требует активного управления, например, с помощью отброса массы (рисунок 19) или с помощью электромагнитных исполнительных органов, для периодической коррекции положения и скорости вращения космического аппарата, парирующей действие возмущающих моментов.
1-заслонка; 2- сопло
Рисунок 19 – Ориентация с помощью газовых сопл
Более приемлемой разновидностью метода стабилизации вращением является метод стабилизации двойным вращением, когда космический аппарат состоит из двух частей, вращающихся с разными скоростями вокруг одной и той же оси. Обычно одна часть космического аппарата, ротор, быстро вращается с целью создания необходимого для стабилизации кинетического момента, а вторая, статор или стабилизированная платформа, вращается в противоположную сторону, сохраняя одну из своих осей направленной на Землю или на Солнце.
Методы трехосной стабилизации. Космические аппараты, стабилизированные по трем осям, на сегодняшний день распространены более, чем аппараты, стабилизированные вращением или имеющие гравитационно-градиентную систему стабилизации. Они способны к маневрам переориентации, а достижимая точность и быстродействие подсистемы контроля и управления ориентацией определяется в основном составом и параметрами используемых в ее составе командных приборов и исполнительных органов
10 Лекция 10. Наведение и навигация. Коррекция орбиты и орбитальные маневры
Цель лекции: ознакомить с основными задачами управления КА при движении по орбите.
Применительно к космическим аппаратам задача управления параметрами орбиты распадается на две важных подзадачи. Первая из них, коррекция орбиты, или орбитальный маневр (англ. orbit maintenance) – это задача коррекции параметров орбиты в то время, пока космический аппарат еще (или уже) не находится на орбите с заданными параметрами. Вторая задача, поддержание орбиты (англ. stationkeeping) – это задача удержания космического аппарата в заранее заданном диапазоне параметров орбиты, включая положение центра масс аппарата вдоль орбиты и другие орбитальные параметры. Коррекция высоты полета космического аппарата – это частный случай задачи коррекции его орбиты, для решения которой эпизодически включаются реактивные двигатели малой тяги, обеспечивая компенсацию аэродинамического торможения космического аппарата и предотвращения спирального снижения его орбиты. Поддержание геостационарной орбиты обеспечивает нахождение космического аппарата над одним и тем же местом на поверхности Земли. Поддержание низкой околоземной орбиты обычно используется для сохранения стабильной структуры орбитальной группировки
системы космических аппаратов, в которой каждый космический аппарат должен находиться в строго определенном положении по отношению к другим аппаратам группировки.
Координаты и, возможно, скорость космического аппарата, заданные в табличном виде и, как правило, в электронной форме, называются эфемеридами космического аппарата.
Существует два типа задач определения параметров орбиты космического аппарата, которые различаются временем, для которого решается задача. Первая задача, определение параметров орбиты в реальном масштабе времени, обеспечивает наилучшую оценку местонахождения космического аппарата в текущий момент времени, и ее решение может быть важно для эксплуатации космического аппарата и его полезной нагрузки, например, для точного наведения аппаратуры полезной нагрузки на заданный объект наблюдения. Вторая задача, окончательное определение параметров орбиты, дает наилучшую оценку координат космического аппарата и его орбитальных элементов в некоторый предшествующий момент времени. Эта задача решается после получения и обработки всех результатов траекторных измерений. Прогнозирование параметров орбиты базируется на интегрировании уравнений движения космического аппарата с целью определения его координат в некоторый последующий момент времени.
Традиционно центр управления полетом получает данные траекторных измерений от сети наземных станций, расположенных по всему миру. После получения всего массива результатов измерений решается задача окончательного определения параметров орбиты для получения наилучших оценок их значений.
В 1983 году был выведен на орбиту первый космический аппарат системы слежения и ретрансляции данных (англ. Tracking and Data Relay Satellite – TDRS, запуск которого имел целью начало замены всемирной сети станций слежения НАСА. Космический аппарат TDRS обеспечивает решение тех же задач, что и сеть наземных станций слежения. Как следует из названия космического аппарата TDRS, он измеряет навигационные параметры космических аппаратов на низких околоземных орбитах и обеспечивает ретрансляцию информацию между такими космическими аппаратами и наземной станцией системы TDRSS в White Sands, штат Нью-Мексика.
Подсистема наведения и навигации, которую в нашем случае более правильно называть подсистемой определения и управления орбитой космического аппарата (англ. orbit determination and control subsystem – ODCS), измеряет параметры движения центра масс космического аппарата и управляет этим движением.
Традиционно эти задачи относились к решаемым исключительно на Земле. Однако после ввода в эксплуатацию глобальной спутниковой радионавигационной системы GPS и по мере развития и совершенствования бортовых средств вычислительной техники, на сегодняшний день уже существует несколько возможных подходов к организации автономной навигации – определению параметров орбиты на борту космического аппарата в реальном масштабе времени.
Использование навигационной информации может потребоваться нам также при решении задач обработки информации полезной нагрузки космического аппарата. Хотя, данные о положении космического аппарата могут напрямую использоваться в некоторых космических проектах научного назначения (например, составление карт магнитного поля Земли или измерение плотностей потоков заряженных частиц в околоземном пространстве), обычно они составляют только часть информационного обеспечения задач картографирования и наведения аппаратуры полезной нагрузки. Безотносительно к любым задачам управления орбитой, нам часто необходимо обеспечивать наведение антенны или датчика полезной нагрузки, или определять положение линии визирования поверхности Земли приборами полезной нагрузки. Обычно решение этих задач предъявляет более жесткие требования к навигационному обеспечению, нежели просто обеспечение эксплуатации космического аппарата.
Если нам нужно решать задачи управления параметрами орбиты космического аппарата, то из этого факта автоматически вытекает необходимость определения этих параметров, то есть решения навигационной задачи, независимо от того, будет ли решаться эта задача на Земле или автономно на борту космического аппарата. Традиционно решение задачи определения параметров орбиты космического аппарата решается средствами наземной станции. В большинстве случаев такой подход остается наилучшим, особенно, если задачи управления параметрами орбиты космического аппарата должны решаться эпизодически, а связь с космическим аппаратом может быть установлена в прямом режиме, как это имеет место в процессе перелета на геостационарную орбиту.
Простой КА, для которого одна наземная станция будет реализовывать все процедуры обработки данных, управления полетом космического аппарата и планирования его эксплуатации. В этом случае, по-видимому, проще будет решать навигационную задачу на небольшом компьютере, установленном на наземной станции.
Другим предельным случаем, может быть космический аппарат системы спутниковой связи, который работает с множеством распределенных потребителей, каждому из которых необходима либо первичная навигационная информация – координаты космического аппарата, либо результаты решения задач вторичной баллистики – например, параметры наведения антенны наземной станции. В этом случае навигационная информация, по-видимому, необходима на борту космического аппарата, хотя, возможно решение навигационных задач на Земле с последующей загрузкой результатов ее решения на борт космического аппарата через радиолинию «вверх».
Третьим возможным потребителем навигационной информации может выступать сам космический аппарат, например, для решения задач эксплуатации полезной нагрузки – наведения или выбора объектов наблюдения и их идентификации в реальном масштабе времени.
Традиционный подход предусматривает использование для организации навигационного обеспечения только наземных средств. Это предоставляет большой уровень удобств для некоторых пользователей и конечных потребителей, которым важнее всего сохранение преемственности ранее отработанных процедур эксплуатации. Независимо от технических подходов, с применением нетрадиционных решений связан определенный программный риск. Применение автономных средств и методов в области навигационного обеспечения, как раз относится к указанному случаю, хотя полуавтономные средства навигации, такие как системы TDRSS или GPS, уже более приемлемы.
Проблема определения параметров орбиты космического аппарата включает три элемента: источник и тип используемой первичной навигационной информации, алгоритм моделирования орбитального движения космического аппарата и программное обеспечение обработки результатов навигационных измерений.
Основные системы определения параметров орбиты используются в самых разных космических программах. По-видимому, наиболее часто используется система определения траекторий Центра им. Годдарда (англ. Goddard Trajectory Determination System – GTDS), применяемая НАСА для обработки результатов внешнетраекторных измерений практически всех космических аппаратов, выводимых на низкие околоземные орбиты. Аналогичная система используется системой противовоздушной обороны Северной Америки (NORAD) и другими организациями для обработки данных радиолокационных наблюдений за полетом космических аппаратов. Сеть дальнего космоса (англ. Deep Space Network – DSN), созданная Лабораторией реактивного движения (JPL) НАСА, использует уникальную и исключительно точную систему слежения за межпланетными космическими аппаратами.
Навигационные данные, необходимые для решения задачи параметров орбиты космического аппарата, могут быть получены от измерительных средств, находящихся на Земле, в космосе, а также от автономных или полуавтономных средств измерения, находящихся на борту космического аппарата.
Использование наземных измерительных пунктов - это традиционный способ получения навигационных данных, необходимых для решения задачи параметров орбиты космического аппарата. Измерения производятся либо путем слежения за радиосигналами, передаваемыми с борта космического аппарата, либо путем радиолокации. В обоих случаях первичными данными, используемыми для решения задачи параметров орбиты космического аппарата, являются дальность и радиальная скорость космического аппарата, то есть расстояние от космического аппарата до наземной станции и его радиальная скорость, измеряемые во время прохождения через зону видимости станции.
Точное определение параметров орбиты с использованием наземных измерительных пунктов обычно требует накопления измерений. При этом данные могут накапливаться как за несколько пролетов космического аппарата через зону видимости одного и того же наземного измерительного пункта, так и передаваться на центральную станцию с сети измерительных пунктов, расположенных по всему миру. В любом случае, результаты измерений на нескольких мерных интервалах передаются через большую систему в одно место для обработки. Система навигации, основанная на использовании наземных траекторных измерений, всегда использует результаты предыдущих измерений и, поэтому обязательно требует решения задачи прогнозирования параметров орбиты для проведения операций в реальном масштабе времени и планирования работ с космическим аппаратом. Точность, достижимая для такой системы определения параметров орбиты космического аппарата, зависит от его орбиты, точности первичных измерений и объема накопленной измерительной информации. Однако, обычно эта точность составляет (на уровне 3s) от нескольких километров для космических аппаратов на низких околоземных орбитах до приблизительно 50 км для космических аппаратов на геостационарной орбите.
Цель лекции: рассмотреть возможные варианты построения систем навигации КА с использованием различных средств.
Космические аппараты системы TDRSS (англ. Tracking and Data Relay Satellite System – TDRSS) в настоящее время заменяют всемирную сеть наземных измерительных пунктов НАСА.
Основным преимуществом этой системы является то, что два ее космических аппарата обеспечивают проведение траекторных измерений для 80…100% времени полета космических аппаратов на большинстве низких околоземных орбит (однако, траекторные измерения для космических аппаратов, выведенных на геостационарные орбиты, система TDRSS не обеспечивает).
Система навигации построена в основном на измерении дальности и радиальной скорости от космических аппаратов системы до обслуживаемых космических аппаратов. Если влияние аэродинамического торможения на орбиту космического аппарата невелико, система TDRSS обеспечивает определение его орбиты с точностью (на уровне 3s) до 50 метров. Эта точность существенно превышает возможности большинства наземных систем траекторных измерений.
Другим возможным способом траекторных измерений из космоса является использование межспутниковых каналов связи.
Автономная навигация по самой идее является навигацией в реальном масштабе времени. Таким образом, решение задачи определения параметров орбиты и формирование данных аппаратурой полезной нагрузки происходит одновременно, поэтому мы можем формировать координаты подспутниковой точки или координаты объекта наблюдения и немедленно связывать эти координаты с данными аппаратуры полезной нагрузки.
Кроме того, точность измерений для системы автономной навигации может быть ниже, чем для системы, основанной на накоплении измерений и прогнозировании параметров орбиты, поскольку, в последнем случае, решение задачи прогноза движения неизбежно приводит к потере точности.
Для проведения, например, точного орбитального маневра, нам необходима большая точность определения орбиты, проводимого по старым измерениям и их прогнозу до текущего момента времени. В системах навигации реального времени высокая точность прогнозирования параметров орбиты менее критична, хотя нам все равно требуется прогноз движения для планирования работ с космическим аппаратом.
Глобальная спутниковая радионавигационная система GPS
Система GPS, иначе известная как Navstar, представляет собой группировку навигационных космических аппаратов, и предназначена исключительно для определения местоположения объектов, оснащенных небольшим приемником сигналов навигационных космических аппаратов, в любом месте на поверхности Земли или в околоземном космическом пространстве. Навигационные GPS-приемники в настоящее время коммерчески доступны, и их применение становится все более широко распространенным на самолетах, кораблях, наземных транспортных средствах и в военной технике. Система формирует навигационные радиосигналы средней точности (50 … 100 метров) для навигации общего пользования и высокоточные (15 метров) кодированные сигналы для военного применения.
Навигационные GPS-приемники обеспечивают прием радиосигналов от четырех различных космических аппаратов системы GPS, и используют полученную информацию для одновременного определения трех координат, характеризующих положение объекта, и времени. Эта задача может быть решена неоднократно, в результате получается массив значений координат и скорости, используемый затем для определения параметров орбиты космического аппарата – носителя приемника GPS.
Навигационные космические аппараты системы GPS обращаются на орбитах с высотой, равной примерно половине высоты геостационарной орбиты, с периодом обращения, равным 12 часам. Навигация с использованием глобальной спутниковой радионавигационной системы GPS осуществляется в основном для космических аппаратов на низких околоземных орбитах.
Набор данных системы GPS изначально предназначался для определения координат, а следовательно – параметров орбиты. Первые модели навигационных GPS-приемников могли использоваться для решения только этой задачи. Однако, в течение уже ряда лет планируется использование таких приемников и для определения углового положения, то есть ориентации объекта. Несколько приемных антенн (необходимо по меньшей мере три антенны) обеспечивают получение информации для определения ориентации, работая в режиме интерферометра. Навигационные GPS-приемники позволяют определять ориентацию с точностью, сравнимой с точностью определения по измерениям датчика горизонта Земли, однако грубее, чем по информации звездного датчика. Разработке реальной аппаратуры определения ориентации космического аппарата по информации системы GPS препятствует ряд практических трудностей. Одной из проблем является наличие потенциальной неоднозначности определения ориентации при некоторых геометрических конфигурациях приемных антенн и навигационных космических аппаратов, которая будет накладывать известные ограничения на конфигурацию космического аппарата – носителя антенн.
Россия располагает аналогичной GPS Глобальной навигационной спутниковой системой (ГЛОНАСС), космические аппараты которой также выводятся на орбиты с высотой, равной половине высоты геостационарной орбиты. Орбитальная группировка в составе 12 спутников, обеспечивающая глобальную двумерную навигацию, то есть определение двух координат объекта (высота предполагается известной), была введена в эксплуатацию в 1987 году. К 1995 году Россия планирует завершить развертывание группировки, доведя ее до 24 спутников, что позволит обеспечить глобальное трехмерное определение координат потребителей.
Космический секстант
Космический секстант был разработан и прошел летные испытания в конце 1970-х годов, как средство автономной навигации. Принцип работы прибора основан на точном измерении угла между звездой и краем освещенного диска (лимбом) Луны. Космический секстант обеспечивает определение как параметров орбиты, так и ориентации космического аппарата, и может эксплуатироваться на самых различных орбитах, включая геостационарную. Прибор прошел отработку в процессе орбитального полета, однако необходимость использования высокоточных измерительных телескопов делает прибор сравнительно тяжелым, что ограничивает возможность его применения во многих космических программах.
Автономная навигационная система корпорации Microcosm, Inc.
Автономная навигационная система корпорации Microcosm, Inc. (MANS) построена на базе наблюдений Земли, Солнца и Луны с использованием одного датчика с целью получения в реальном масштабе времени информации о координатах и ориентации космического аппарата. Эти небесные тела были выбраны в качестве опорных принципиально, поскольку они могут быть однозначно идентифицированы при высокой надежности и низких затратах, а наблюдения могут осуществляться с использованием, после небольших доработок, датчиков ориентации, эксплуатируемых на борту большинства космических аппаратов.
Штатное программное обеспечение автономной навигационной системы корпорации Microcosm, Inc. Может также использовать информацию от навигационных GPS-приемников, звездных датчиков, гироскопических приборов и акселерометров. Введение дополнительных источников измерительной информации позволяет повысить точность определений. Помимо определения параметров орбиты и ориентации космического аппарата, система MANS позволяет также определять координаты подспутниковой точки и направление на Солнце, причем последнее определяется даже при отсутствии Солнца в поле зрения датчика. Автономная навигационная система корпорации Microcosm, Inc. Может эксплуатироваться на любой орбите, включая геостационарную.
Система навигации по рефракции звезд
На сегодняшний день было предложено большое количество подходов к решению задачи определения параметров орбиты и ориентации космического аппарата, основанных на взаимодействии света звезд с атмосферой Земли. Идея этих методов основана на том, что при прохождении звезды вблизи горизонта Земли, видимого с борта космического аппарата, рефракция света в атмосфере Земли будет вызывать смещение положения этой звезды относительно других звезд, причем, это смещение может быть измерено с достаточной степенью точности.
Теоретически точность определения параметров орбиты космического аппарата с помощью подобной системы навигации будет находиться в районе 100 метров. Однако на сегодняшний день ни одна из подобных систем еще не доведена до состояния готовности к летным испытаниям.
Системы навигации с использованием межспутниковых каналов связи
Несколько предложений было сделано относительно использования межспутниковых каналов связи для определения параметров орбиты космического аппарата. Интерес к подобным предложениям обусловлен тем, что для целей навигации может быть использовано штатное связное оборудование, используемое для передачи информации между космическими аппаратами, и, следовательно, определение параметров орбиты космического аппарата обеспечивается с минимальными дополнительными затратами аппаратуры.
Межспутниковые навигационные измерения были предложены для целого ряда орбитальных группировок, однако тенденции их практического внедрения невелики из-за наличия целого ряда проблем.
Одной из фундаментальных проблем является то обстоятельство, что навигация на основе межспутниковых измерений позволяет определять только относительное положение космических аппаратов в составе орбитальной группировки.
Вторая проблема состоит в том, что космические аппараты в группировке становятся взаимозависимыми, поэтому система навигации с использованием межспутниковых каналов связи может оказаться неработоспособной на начальном этапе развертывания группировки, а ее характеристики могут ухудшаться при выходе какого-либо космического аппарата группировки из строя. Необходимость наличия дополнительной навигационной системы уменьшает потенциальные преимущества системы навигации с использованием межспутниковых каналов связи.
Система навигации по наземным ориентирам
Для решения задач определения параметров орбиты была предложена также система навигации по наземным ориентирам. Основным преимуществом такой системы является возможность использования для целей навигационных определений информации, поступающей от аппаратуры полезной нагрузки.
Однако, подобная идея не может быть положена в основу штатного метода навигации космического аппарата, поскольку существуют трудности в проведении автоматического однозначного опознавания наземных ориентиров, а точность навигационных измерений будет зависеть от неблагоприятных погодных условий или плохих условий наблюдений наземных ориентиров с борта космического аппарата.
12 Лекция 12. Поддержание и коррекция орбиты космического аппарата
Цель лекции: изучить методы и средства поддержания орбит КА.
Обычно отказ от управления параметрами орбиты приемлем только для космических аппаратов со сроком орбитальной эксплуатации не более одного – трех лет.
Для коррекции орбиты космического аппарата может использоваться не только его собственная двигательная установка, но и внешние средства, такие как орбитальная ступень многоразового транспортного космического корабля (англ. orbiter), или межорбитальный транспортный космический аппарат (англ. tug). Например, орбитальная ступень многоразового транспортного космического корабля использовалась для перемещения космического телескопа Хаббла и для перевода телескопа на более высокую орбиту.
Управление орбитой космического аппарата необходимо при наличии хотя бы одного из ниже перечисленных требований:
- необходимость позиционирования (англ. targeting) для достижения определенных конечных параметров орбиты или определенного положения на орбите – например, при решении задач сближения и стыковки космических аппаратов на орбите или при реализации межпланетных перелетов;
- необходимость парирования постоянно действующих возмущений орбиты – например, при решении задач поддержания высоты низких околоземных орбит или удержания космических аппаратов на точках стояния геостационарной орбиты;
- необходимость поддержания взаимного положения космических аппаратов – например, при решении задачи поддержания структуры орбитальной группировки космических аппаратов.
Орбитальные маневры обычно являются источником больших возмущающих моментов, действующих на космический аппарат, и необходимость их парирования неизбежно оказывает негативное влияние на эксплуатационные параметры (габариты, масса, мощность) подсистемы управления ориентацией космического аппарата на участке орбитального маневра, особенно ее исполнительных органов. Таким образом, использование реактивных двигателей малой тяги для управления орбитой космического аппарата может привести к снижению массы, сложности и стоимости как собственно бортовой двигательной установки, так и других подсистем космического аппарата.
Обычно, основные изменения параметров орбиты космического аппарата связывают с начальными этапами его полета, однако они могут проводиться и в процессе орбитальной эксплуатации космического аппарата. Например, большинство космических аппаратов, выведенных на геостационарную орбиту, могут в процессе эксплуатации при возникновении такой необходимости переводиться на точки стояния с другой долготой. Космический аппарат может повторно позиционироваться и, в случае возникновения новых задач уже в процессе его орбитальной эксплуатации, как это было в 1985 году с космическим аппаратом ISEE-C, направленным на сближение с кометой Джакобини-Циннера. Необходимость в проведении таких орбитальных маневров может возникнуть уже после запуска космического аппарата. Проведение подобных маневров позволяет не только решить новые задачи, но и более эффективно использовать ресурсы, уже имеющиеся на борту космического аппарата.
Должна также решаться задача поддержания параметров орбиты космического аппарата для парирования постоянно действующих возмущений.
Все космические аппараты, выведенные на геостационарную орбиту, нуждаются в поддержании орбиты в направлении восток – запад (поддержание долготы точки стояния) для исключения взаимовлияния и возможных физических столкновений с другими космическими аппаратами. Более того, многие космические аппараты, выведенные на геостационарную орбиту, нуждаются в поддержании орбиты в направлении север – юг (поддержание широты точки стояния) для обеспечения близкого к нулевому наклонения орбиты. На низких околоземных орбитах маневры поддержания орбиты обычно преследуют цель парирования аэродинамического торможения и связанной с ним регрессии орбиты и, как следствие, продление срока орбитальной эксплуатации космического аппарата. Маневры поддержания орбиты могут потребоваться и на других типах орбит космических аппаратов, таких как солнечно-синхронные или изомаршрутные орбиты.
Может использоваться метод относительного поддержания орбит (англ. relative stationkeeping), который предполагает поддержание только взаимного положения космических аппаратов в составе группировки, но не абсолютного положения каждого космического аппарата. Однако, на практике применение указанного метода только усложняет процесс поддержания орбит, не обеспечивая при этом экономии топлива бортовых двигательных установок или сокращения объема вычислительных работ.
Альтернативой является метод абсолютного поддержания орбит (англ. absolute stationkeeping). Этот метод предполагает удержание каждого космического аппарата орбитальной группировки в пределах некоторой математически рассчитанной зоны, которая перемещается в пространстве вместе со всей группировкой. До тех пор, пока мы поддерживаем высоту орбитальной группировки, метод абсолютного поддержания орбит будет столь же эффективен, как и метод относительного поддержания орбит. Все маневры поддержания высоты полета космического аппарата осуществляются путем включения двигателя в направлении движения космического аппарата с целью компенсации потерь кинетической энергии вследствие воздействия аэродинамического торможения.
Учитывая высокие скорости движения космических аппаратов на низких околоземных орбитах, для успешного проведения маневров по поддержанию взаимного положения космических аппаратов в составе орбитальной группировки очень важно иметь точное поддержание и синхронизацию шкал бортового времени всех космических аппаратов группировки. Расхождение шкал времени на одну секунду эквивалентно смещению космического аппарата на семь километров вдоль орбиты. Поддержание системы единого времени в пределах орбитальной группировки является важной задачей, однако ее решение обычно не вызывает трудностей.
13 Лекция 13. Автономные методы удержания КА
Цель лекции: рассмотреть автономные технологии автономного управления КА, выявить преимущества и недостатки данного метода.
Традиционно поддержание и коррекция орбиты космического аппарата осуществляется по командам с Земли. Необходимое изменение орбиты рассчитывается на наземной станции, формируется серия команд, которая загружается на борт космического аппарата по радиолинии «вверх», а затем считывается по радиолинии «вниз» на наземную станцию для обратной проверки. В конце концов, наземная станция посылает на борт команду, разрешающую исполнение ранее переданной серии команд, и космический аппарат отрабатывает принятую серию команд в привязке к бортовому времени. Такая технология защищает космический аппарат от возможных ошибок в работе подсистемы связи, и обеспечивает проведение орбитальных маневров при нахождении космического аппарата в зоне видимости наземной станции.
Однако космический аппарат часто находится вне зоны видимости наземной станции, поскольку орбитальные маневры обычно проводятся со сдвигом по фазе на 180 градусов от желаемого результата.
Например, в случае посадки на поверхности Луны главные включения двигателей обеспечивают посадку лунного корабля на видимую сторону Луны и возврат астронавтов на землю. Оба включения производятся над невидимой с Земли стороной Луны и, соответственно, вне зоны видимости наземной станции.
Типовая технология поддержания заданной точки стояния космического аппарата на геостационарной орбите предполагает, что мы допускаем дрейф космического аппарата к одной стороне отведенной ему зоны удержания. Затем с помощью маневра скорость космического аппарата изменяется таким образом, что он будет дрейфовать через зону и обратно, пока не возникнет необходимость проведения нового маневра. Это похоже на то, как мы удерживаем мяч в воздухе, непрерывно подбрасывая его вверх ударами биты. Главная причина использования такой технологии заключается в том, что она позволяет максимизировать время между двумя последовательными маневрами поддержания орбиты и, соответственно, минимизировать количество наземных операций управления, проведение которых сопряжено с возможными ошибками в расчете или при передаче команд на борт.
В прошлом не существовало реальной альтернативы проведению орбитальных маневров по командам с Земли. В настоящее же время развитие систем автономной навигации сделало автономное поддержание орбиты возможным, экономически выгодным и безопасным. Автономное поддержание орбиты обеспечивает снижение стоимости и риска реализации космического проекта за счет переноса значительной части работ по управлению полетом на борт космического аппарата.
Даже кратковременная потеря управления ориентацией космического аппарата может привести к невыполнению задач проекта в целом. В отличие от этого, проведение маневров управления орбитой бывает не часто, и любой бортовой компьютер, способный решать задачи автономной навигации, легко справится с небольшой дополнительной нагрузкой по расчету параметров таких маневров. До тех пор, пока мы управляем орбитой космического аппарата с помощью реактивных двигателей малой тяги, кратковременная потеря управления не приведет с существенным проблемам.
Если система управления движением центра масс космического аппарата вышла из строя, наземная или бортовая система навигации определят, что космический аппарат медленно дрейфует из назначенной ему зоны, и предупреждение об этом поступит с достаточным запасом времени, чтобы устранить неисправность или предпринять альтернативные меры до того, как наступят негативные последствия.
С помощью технологии автономного управления движением центра масс космического аппарата мы сможем оптимизировать не только время между проведением орбитальных маневров, но и, например, размеры зоны удержания космического аппарата.
Для некоторых космических проектов необходимость автономного управления движением центра масс космического аппарата вытекает из самого характера проекта. Это характерно, например, для проектов космических аппаратов, выводимых на траектории пролета вблизи планет солнечной системы, или предназначенных для посадки на обратную сторону Луны, когда либо космический аппарат находится вне зоны видимости наземной станции, либо задержки распространения радиосигналов слишком велики для нормального управления полетом с Земли. Обычно наземная станция выполняет расчет параметров орбитального маневра и затем передает соответствующие команды на борт космического аппарата для исполнения в более позднее время. Такой полуавтономный подход к организации управления движением центра масс космического аппарата может обеспечить выполнение задач проекта с сохранением управления с Земли.
В задаче удержания космического аппарата в заданной точке стояния на геостационарной орбите основной причиной для внедрения технологии автономного управления движением центра масс космического аппарата является снижение стоимости и риска эксплуатации, а не какие-либо особые технические требования.
Для орбитальной группировки вне зависимости от высоты орбиты космических аппаратов затраты на определение и управление параметрами их орбит составляют основную часть затрат на эксплуатацию группировки. Операции поддержания орбиты необходимо проводить на борту космического аппарата путем включения реактивных двигателей малой тяги.
Прежде всего, это исключает ошибки оператора, весьма вероятные при проведении повторяющихся операций.
Во-вторых, это практически исключает возможность внесения ошибок при передаче команд управления с Земли на борт космического аппарата, часто возникающих при управлении с Земли.
Механизм преодоления потенциального риска автономного управления – это концепция контролируемой автономности (англ. supervised autonomy), которая предусматривает расчет параметров маневра поддержания орбиты на борту космического аппарата и их проверку на Земле перед проведением маневра. Это позволит наземному персоналу управления повысить степень своего доверия к бортовым расчетам перед переходом к полностью автономному управлению.
Второй альтернативой является внедрение «автономного поддержания орбиты» с Земли. В этом случае расчеты могут проводиться автономно, но на средствах наземной станции, а затем их результаты будут передаваться на борт космического аппарата для исполнения. Этот подход обладает преимуществами в виде сохранения некоторых характеристик традиционного управления поддержанием орбиты космического аппарата при одновременном уменьшении количества бортового оборудования космического аппарата. К сожалению, такой подход вносит дополнительную сложность и риск в космический проект.
Если навигационные измерения проводятся на борту космического аппарата, их результаты необходимо передавать по радиолинии на Землю для обработки. Затем, результаты расчетов и команды управления должны быть переданы на борт космического аппарата, считаны и проверены для принятия решения о проведении маневра. Все это делает такой подход существенно более сложным и повышает потенциальный риск ошибок в связи с КА и риск передачи ошибочной информации на борт не того космического аппарата, для которого они предназначались. Более вероятно, что эти недостатки перевесят любые преимущества, обусловленные малым количеством команд, обрабатываемых на Земле.
Если космический аппарат располагает достаточными вычислительными ресурсами, целесообразной альтернативой представляется расчет параметров орбитального маневра на его борту и передача результатов расчета на Землю для контроля и подтверждения перед фактическим исполнением соответствующих команд управления.
При этом за Землей сохраняется возможность отмены рассчитанного на борту маневра. Кроме того, система управления движением центра масс космического аппарата будет использовать обработку данных на борту, что обеспечит снижение стоимости и высокую надежность, а наземный персонал управления будет контролировать правильность ее функционирования.
В таблице 5 приводятся объем, масса и потребляемая мощность оборудования различных вариантов автономных навигационных систем. При этом следует иметь в виду, что все рассматриваемые системы продолжают совершенствоваться, поэтому объем, масса и потребляемая мощность их оборудования в будущем будут уменьшаться.
Таблица 5 - Объем, масса и потребляемая мощность оборудования различных вариантов автономных навигационных систем
Система |
Изготовитель |
Определяемые параметры |
Объем, |
Масса, кг |
Другие требования, комментарии |
GPS |
Honeywell |
Орбита |
4000 |
4 |
|
GPS |
Rockwell International |
Орбита |
4700 |
4 |
|
MANS |
Microcosm |
Орбита, ориентация |
(1) |
(1) |
Использует службу времени и бортовой компьютер космического аппарата |
Космиче-ский секстант |
Martin Marietta |
Орбита, ориентация |
40000 |
25 |
Позволяет обойтись без других датчиков ориентации |
Навигация по рефракции звезд |
Не определен |
Орбита, ориентация |
(1) |
(1) |
(4) |
Навигация по наземным ориентирам |
Не определен |
Орбита, ориентация |
(2) |
(2) |
(4) |
Межспутни-ковая связь |
Не определен |
Орбита |
(3) |
(3) |
(4) |
Примечание – (1) Использует измерения датчиков, обычно применяемых только для определения ориентации. Очень небольшие масса и потребляемая мощность дополнительного оборудования для навигационных измерений (или такое оборудование вообще не требуется). (2) Предполагается использование информации датчиков полезной нагрузки наблюдения поверхности Земли. (3) Использует бортовое оборудование межспутниковых каналов связи. Может потребоваться дополнительная система навигации, пока орбитальная группировка не будет насчитывать достаточное количество космических аппаратов. (4) Пока это только концептуальный проект. Будет, по-видимому, использовать ресурсы бортового компьютера космического аппарата. |
Повышение автономности должно также снизить риск реализации проекта, поскольку может быть предусмотрено несколько аварийных режимов управления, реализуемых с участием наземного персонала или полностью на базе наземных средств управления полетом.
Автономная навигация и управление движением центра масс космического аппарата являются слишком новыми задачами для того, чтобы существовали стандарты их реализации в части определения места проведения соответствующих вычислений.
Однако природа самих вычислений и характер используемых исходных данных приводит нас к естественному решению – использовать один и тот же бортовой компьютер для решения задач как подсистемы контроля и управления ориентацией, так и подсистемы наведения и навигации космического аппарата. Эти подсистемы будут, вероятно, использовать либо одни и те же, либо подобные датчики, и могут использовать одни и те же исполнительные органы.
Большинство вычислительных операций на борту космического аппарата связано с обработкой измерений датчиков полезной нагрузки, обработкой телеметрической информации, а также с разрешением аномальных ситуаций. Вычисления, связанные с задачами подсистемы контроля и управления ориентацией и подсистемы наведения и навигации космического аппарата обычно требуют существенно меньших вычислительных ресурсов.
14 Лекция 14. Радиотехнические комплексы командного управления
Цель лекции: рассмотреть состав и функции комплекса командного управления.
В системе командного управления КА можно выделить бортовой и наземный комплексы управления (БКУ и НКУ). Обмен информацией между этими комплексами осуществляется командно-измерительной системой (КИС). Он возможен как непосредственно с наземной станцией КИС при пролете КА в зоне ее видимости, так и через спутник-ретранслятор (СР), одновременно видимый с КА и станции КИС. Кроме того, иногда для обмена информацией между бортовым и наземным комплексами управления целесообразно использовать целевую (специальную) радиолинию, предназначенную для передачи (приема) информации, полученной целевыми системами КА в процессе их работы.
Обобщенная функциональная схема на рисунке 20 поясняет процедуру командного управления КА при непосредственной и ретрансляционной связях с ним с помощью КИС, а также с использованием специальной радиолинии. В рассматриваемом случае в состав бортовой аппаратуры КИС входят низкочастотный модуль и соединенные с ним два высокочастотных модуля разных диапазонов волн. При этом высокочастотный модуль 1 обеспечивает связь с наземным комплексом управления непосредственно, а модуль 2 - через СР.
Рисунок 20 – Обобщенная функциональная схема командного управления КА
Назначение спутника-ретранслятора состоит в обеспечении передачи данных с низкоорбитальных КА (либо на них) и ретрансляционного управления этими КА.
Эти задачи решаются с помощью радиотехнического ретранслятора, расположенного на нем.
В ретранслятор СР входят аппаратура межспутниковых линий (СР-КА и КА-СР), способная обеспечить связь с несколькими КА, и аппаратура магистральных линий (Земля - СР, СР-Земля), связывающая СР с одной из наземных станций КИС, предназначенной для ретрансляционного управления КА. Сам спутник-ретранслятор управляется непосредственно через станцию КИС по ее радиолиниям Земля-СР и СР-Земля.
Наземный комплекс управления объединяет центр управления полетом КА (ЦУП), ряд станций КИС (в том числе станцию управления через СР), расположенных на территориально разнесенных наземных пунктах, и соединяющие их линии связи. В некоторых случаях, в состав НКУ включаются расположенные на пунктах телевизионные системы, системы связи с экипажем пилотируемого КА и специализированные системы, предназначенные для приема только телеметрической информации или только для измерения текущих навигационных параметров КА. В частности, для измерения могут использоваться квантово-оптические системы. Все элементы комплекса управления работают в системе единого времени.
Для этого входящие в них высокостабильные генераторы периодически проверяются и подстраиваются по сигналам Государственной службы времени SТВ. Объединенные общим организационно-техническим руководством средства наземных комплексов управления различными КА образуют командно-измерительный комплекс (КИК). В СССР это был наземный автоматизированный комплекс управления Министерства обороны (НАКУ МО). В 90-х годах XX века в России произошла заметная децентрализация КИК. Различные компании стали создавать свои специализированные КИК, не входящие в НАКУ МО.
Центр управления полетом является главным органом наземного комплекса управления КА. С одной стороны, он связан со специальным (целевым) центром, планирующим использование КА по целевому назначению, а с другой - через линии связи и КИС с бортовым комплексом управления самого КА. В нем сосредоточивается и анализируется вся информация о КА, принимаются решения о программе дальнейшего полета КА, а также планируется и координируется работа средств НКУ. По измеренным значениям текущих навигационных параметров в ЦУП решается баллистическая задача, прогнозируется траектория движения КА и при необходимости рассчитывается коррекция его движения. Для реализации выработанной программы работы КА в центре формируется необходимая для бортового комплекса управления КА командно-программная информация. Эта информация включает команды немедленного исполнения (разовые), временные программы (т. е. последовательность команд с указанием времени их исполнения) и информацию, содержащую исходные данные для работы ЭВМ бортового комплекса управления.
Для решения указанных задач в современных ЦУП создаются высокопроизводительные информационно-вычислительные комплексы и специализированные секторы с рабочими местами операторов, оснащенные персональными ЭВМ. Все вычислительные средства наземного комплекса управления связываются в единую пространственно разнесенную вычислительную сеть. Обмен информацией между ЦУП и другими средствами наземного комплекса управления, расположенными на различных пунктах, производится с помощью автоматизированной системы связи и передачи данных.
По прямым линиям КИС (Земля-КА, Земля-СР-КА) на КА поступают команды управления, программы работы бортовой аппаратуры, телефонно-телеграфная и телевизионная информация для связи с экипажем КА, а по обратным линиям (КА-Земля, КА-СР-Земля) с КА следуют квитанции о правильности прохождения на борт командно-программной информации, результаты телеконтроля, а также телефонно-телеграфная и телевизионная информация. При запросных методах измерения для извлечения информации о текущих навигационных параметрах КА используются как прямые, так и обратные линии, а при беззапросных методах - только обратные. На КИС возлагаются также функции сверки, фази-рования и коррекции бортовой шкалы времени. Сверка состоит в определении расхождения бортовой и наземной шкал времени, коррекция - в установке заданного кода времени бортовых часов при отличии его от наземного, а фазирование - в запуске этих часов синхронно с наземными.
При управлении некоторыми КА целесообразно использовать специальные радиолинии. Например, для КА, предназначенных для исследования природных ресурсов, вместе с полученными на борту снимками можно передавать в специальный центр, в котором производится обработка этих снимков, информацию телеконтроля, которая затем по линиям связи поступит в центр управления полетом (см. рис. 20).
Число и размещение пунктов, на которых расположены станции КИС, определяются необходимой зоной видимости КА, позволяющей обеспечивать требуемую оперативность управления и точность определения орбиты КА по результатам измерений текущих навигационных параметров, полученным на пунктах. Если используется один пункт, то комплекс управления будет однопунктовым, если несколько - многопунктовым. Для геостационарных спутников наибольшее распространение получило однопунктовое управление.
Контроль работоспособности бортовой аппаратуры КА осуществляется непрерывно. При обнаружении нештатной ситуации на КА, с которой не может самостоятельно справиться его бортовой комплекс управления, необходимо аварийное привлечение ЦУП этого КА. Непрерывность контроля зарубежных геостационарных спутников достигается, как правило, закреплением за каждым из них специализированной, обычно упрощенной КИС. В отечественной практике земные станции КИС работают с ИСЗ сеансами, длительность которых во много раз меньше паузы между ними. Такая организация работы позволяет одной станцией КИС обеспечить управление большим числом ИСЗ. В перерывах между сеансами ИСЗ находятся в автономном полете.
Если во время автономного полета на ИСЗ возникает какая-либо нештатная ситуация, то его БКУ формирует сигнал оповещения «Вызов НКУ». Получив этот сигнал, ЦУИ организует с данным ЦСЗ внеочередной сеанс управления. Для передачи с ИСЗ сигналов оповещения может использоваться целевой канал, радиоканал КИС либо специальная система «Вызов».
Специфическим является НКУ орбитальной группировкой КА ГЛОНАСС, одновременно выполняющий функции наземного целевого (специального) комплекса и комплекса управления. Основной целевой аппаратурой на КА ГЛОНАСС является атомные стандарты частоты и передающие устройства, которые создают навигационное поле и несут информацию о текущих координатах КА (эфемериды), точном времени и другую вспомогательную информацию, включенную в навигационный кадр. Пользователи системы ГЛОНАСС по результатам измерений запросной дальности до четырех навигационных КА и их эфемеридам вычисляют свое местоположение.
Традиционными функциями рассматриваемого НКУ являются измерения текущих навигационных параметров (запросной дальности и радиальной скорости) КА, определение их ординат, прием и обработка телеметрической информации (ТМИ), формирование и передача на КА КПИ, коррекция бортовой шкалы времени (БШВ) и прием сигнала «Вызов НКУ», содержащегося в навигационном кадре. Помимо этого НКУ выполняет функции наземного спецкомплекса, осуществляя контроль навигационного поля, частотно-временное и эфемеридное обеспечение КА. В состав НКУ ГЛОНАСС входят: центр управления системой, решающий в том числе все задачи ЦУП, четыре универсальные КИС, размещенные в разных регионах России, а также элементы наземного спецкомплекса - центральный синхронизатор, оснащенный водородным стандартом частоты, аппаратура контроля навигационного поля и система контроля фаз (определение сдвига фазы дальномерного навигационного сигнала КА по отношению к фазе сигнала центрального синхронизатора).
Отметим, что в американской системе GPS определение орбиты навигационных КА и расчет эфемерид производятся по результатам беззапросных измерений дальности сетью земных станций, координаты которых известны с высокой точностью.
Для увеличения общего времени связи с КА в состав наземного комплекса управления могут включаться пункты, расположенные на кораблях. В наземном комплексе дальнего космоса оказывается достаточным иметь два-три пункта, а в наземном комплексе, предназначенном для обслуживания низкоорбитальных КА, число необходимых пунктов может достигать десяти.
Радикальным способом уменьшения числа наземных пунктов, необходимых для управления низкоорбитальными ИСЗ, при существенном увеличении оперативности и достижении глобальности управления является использование геостационарных СР (см. рис. 20).
С одного СР видно около половины всей области околоземного космического пространства, в котором могут находиться ИСЗ. В то же время видимая с одной станции КИС относительная часть q области космического пространства, в которой может находиться ИСЗ с высотой круговой орбиты Н, составляет
q= H/[2(rЗ + Н)]
где rЗ - радиус Земли.
Тогда для ИСЗ с Н = 200 км имеем q» 0,012.
Три равномерно расположенных вдоль экватора геостационарных СР с хорошим запасом обеспечивают глобальность управления. Практически же достаточно иметь два соответствующим образом разнесенных по долготе геостационарных СР, одновременно видимых с одной наземной станции КИС. При этом можно обеспечить близкое к глобальному управление всеми низкоорбитальными ИСЗ из одного пункта.
Станции управления через СР, которые допускают одновременное управление несколькими КА, экономически целесообразны. Для этого магистральные радиолинии, связывающие эти станции со СР, должны быть многоканальными с частотным, временным или кодовым разделением (уплотнением) каналов как на самой станции, так и на СР. Например, американская система управления TDRSS через СР может обеспечить в режиме многостанционного доступа прием информации от 20 низкоорбитальных КА.
15 Лекция 15. Условия работы космических радиолиний
Цель лекции: рассмотреть факторы, влияющие на работу космической радиолинии и условия проведения сеанса связи.
На работу космических линий в основном влияют условия распространения радиоволн и движение КА относительно наблюдательного пункта. Радиоволны, используемые в космических линиях, распространяются в пределах прямой геометрической видимости. Относительное движение КА и Земли приводит к тому, что с наблюдательного пункта КА виден не постоянно, а в течение некоторых интервалов, во время которых возможны сеансы связи с КА. На протяжении этих сеансов дальность до КА и угловое положение линии его визирования непрерывно меняются. Значение дальности влияет на уровень принимаемого сигнала, а значит, и на энергетический потенциал линии. Скорость изменения дальности и ускорение, и приводящие к доплеровскому смещению частоты, в значительной мере определяют поиск и слежение сигнала по частоте и задержке в приемных устройствах космических радиолиний. Угловое перемещение линии визирования КА обусловливает необходимость пространственного поиска и сопровождения КА штатными системами.
По своему назначению командно-измерительные и телеметрические системы должны функционировать во всех условиях полета, в том числе в аварийных ситуациях, связанных с потерей КА ориентации. Поэтому для указанных систем на порту КА обязательна установка всенаправленных антенн. Помимо них на КА могут устанавливаться и узконаправленные антенны, обеспечивающие необходимый энергетический потенциал радиолиний на больших дальностях.
Рассмотрим условия, при которых происходит сеанс связи с ИСЗ. В геоцентрической экваториальной системе координат х, у, z расстояние между пунктом наблюдения (с координатами хПН, уПН, zПН, являющимися в общем случае функциями времени) и ИСЗ, текущие геоцентрические координаты которого равны хИСЗ, уИСЗ, zИСЗ, составляет
.
Это выражение является наиболее общим, определяющим R(t) при наблюдении ИСЗ как с наземного, так и с космического пункта. Для нахождения в явном виде зависимости от времени нужно задать траекторию движения ИСЗ, т. е. найти функции хИСЗ(t), уИСЗ(t), zИСЗ(t) определить координаты пункта наблюдения хПН(t), уПН(t), zПН(t).
В качестве примера рассмотрим случай, когда ИСЗ выведен на круговую орбиту. Скорость движения ИСЗ по орбите высотой Н определяется в соответствии с выражением
.
Отсюда находим угловую скорость
WИСЗ
и период обращения ТИСЗ спутника
.
Вследствие вращения Земли изменения параметров принимаемых в космической радиолинии сигналов оказываются максимальными для станций, расположенных на экваторе. Это следует учитывать при проектировании космических радиолиний.
Предположим, что орбита ИСЗ имеет наклонение i, наблюдение ведется из расположенного на экваторе пункта и в момент времени t = 0 ИСЗ находится в зените. Тогда в геоцентрической системе координат имеем хИСЗ= r cosWИСЗt , уИСЗ = r cos i sin WИСЗt , zИСЗ = r sin i. sin WИСЗt , хПН =r3cosWЗt, уПН = r3sin WИСЗt , zПН =0, где r3= 6378 км - экваториальный радиус Земли; WЗ= 7,27041 • 105 с-1 - угловая скорость вращения Земли. Здесь для простоты допущено, что при t = 0 направление на точку весеннего равноденствия проходит через наблюдательный пункт.
Подставляя указанные координаты в предыдущее выражение, получаем
.
При i = 0 или i = 180° выражение упрощается
где W= WИСЗ± WЗ - угловая скорость перемещения ИСЗ относительно пункта наблюдения. Знак минус соответствует i = 0, а знак плюс- i=1800.
При i = 900 выражение принимает вид
.
Обратимся к рисунку 21. Предположим, что станция КИС расположена в точке А на экваторе Земли, а ИСЗ, обращающийся по круговой экваториальной орбите с высотой Н, некоторый момент времени t находится в точке В, однозначно определяемой углом b(t), причем в момент t = 0, он находился в точке B0, расположенной прямо над станцией. В рассматриваемом случае угловое положение ИСЗ относительно станции КИС определяется только углом места q. Очевидно, минимальная дальность до ИСЗ RMIN (t)=H при нахождении его в зените (q= 90°), а максимальная дальность
.
при нахождении ИСЗ на горизонте (q= 0).
Найдем зависимость угла места от времени для i = 0 (i =180°). Учитывая, что b(t)= W.t из треугольника АВО3 используя теорему синусов, получаем
q(t) = arccos [r sin. Wt/R(t)].
Максимальная длительность сеанса связи ограничивается временем видимости Т спутника со станции КИС. Из-за влияния на распространение электромагнитных волн атмосферы и поверхности Земли параметры радиолиний КИС при малых углах места значительно ухудшаются. Поэтому наземныe станции КИС работают обычно при углах места q≥qмин =5 ... 10°, а время видимости Т. ИСЗ определяется длительностью полета в пределах части верхней полусферы, ограниченной углом места qмин (см. рис. 21). При заданном q=qмин, решая треугольник АВОз относительно угла b (f) и учитывая b(t)= Wt , можно показать, что
Твид = 2(arccos (rз cosq мин /r) - qмин)/ W.
В первом приближении доплеровское смещение частоты
Fд »±kд fбŔ /c
где fб - частота излучаемого с борта сигнала;
Ŕ — относительная радиальная скорость;
с — скорость света;
kд = 1 для систем без запроса и kд = 2 для систем с запросом.
Причем знак Fд обратен знаку вектора радиальной скорости. Дифференцируя предыдущее выражение по времени, найдем
Ŕ(t)=rзrWsinWt/R(t).
При q = 90° значение Ŕ(t) = 0, а при q=0 значение \ Ŕ(t)\, а, следовательно, и абсолютное значение доплеровского смещения достигают максимального значения. Подставив t = Твид /2 для угла qмин = 0, можно показать, что
Ŕмакс= Wrз .
При расчете приемных устройств космических радиолиний представляет интерес также скорость изменения доплеровской частоты, определяемая величиной R”(t). Дифференцируя предыдущее выражение по времени, имеем
R”(t) = r3rW[WR(t)cosWt - Ŕ(t)sinWt]/R2(t).
Величина /R”(t)/ достигает максимума при q= 90° (t =0)
/R”(t)/MAK = r3rW2/H.
Вышеприведенные выражения позволяют учесть связанные с движением ИСЗ особенности управления из наземного пункта и получить необходимые для расчета радиолиний исходные данные.
Найдем аналогичные выражения при управлении ИСЗ через геостационарный спутник-ретранслятор. Если начать отсчет времени от момента прохождения ИСЗ линии, соединяющей центр Земли и СР (рисунок 22), то геоцентрические координаты такого СР, играющего теперь роль наблюдательного пункта, будут равны хп.н. =rсрcosW3t , уп.н. =rср sinW3t, z п.н. = О, rср= 42 248 км - радиус орбиты СР.
При этом для ИСЗ на круговой орбите с наклонением i имеем
Rср(t)=[r2 +r2ср-2rrср(cosWИСЗtcosWЗt + cosisinW3tsin WИСЗt)]1/2 .
Угловое положение ИСЗ относительно СР в рассматриваемом случае определяется углом y(t) (рисунок 22). Решая треугольник ВСО3 для i = 0 (180°) находим y (t) = arcsin[rsin Wt /R(t)].
Рисунок 22 – Условия проведение сеанса связи с ИСЗ при использовании геостационарного спутника-ретранслятора
Угол, в пределах которого с геостационарного СР видны спутники с высотой Н ≤ Нср , обозначим yВИД = 2yМАК. Максимального значения y (t) достигает, когда угол В в треугольнике ВСО3 становится прямым, т. е. когда линия, соединяющая СР и ИСЗ, проходит по касательной к орбите ИСЗ. Таким образом, yВИД = 2arcsin(r /rср) .
Видимость ИСЗ со СР ограничена заходом спутника за Землю. Это произойдет тогда, когда ИСЗ достигнет точки В1(см.рис.22). Время видимости спутника при этом Твид.ср.= 2tвид , где tвид — время нахождения ИСЗ в угле CO3B1. Можно убедиться, что Твид.ср.= - (2/W)[arccos (r3/rср) + arccos (r3/r)].
В момент t = tвид дальность связи будет максимальной
(Rср) мак = Ör2- r32 +Örср2- r32
а при t = tвид - минимальной: (Rср)=Hср-H.
Дифференцируя для i = 0 (180°) по времени, получаем
Ŕср (t)= rrср W sin(Wt)/ Rср (t).
При y=0 значение Ŕср (t) = 0, а при y = yМАК
Ŕср (t)=r W .
Максимальное значение R”(t) соответствует углу y= 0 (t = 0) и равно
(R”ср)МАК =rrср W2 (Нср-Н).
Наклонения орбит подавляющего большинства ИСЗ лежат к интервале 0 < i < 90°. Это связано с меньшим расходом топлива при запуске таких ИСЗ. Дело в том, что при выводе ИСЗ па орбиты с i > 90° часть мощности ракеты-носителя тратится на компенсацию скорости вращения Земли.
При использовании геостационарных СР для управления низкоорбитальными ИСЗ угол видимости y , в пределах которого требуется отслеживать движение этих ИСЗ, весьма мал. Для ИСЗ с H ≤ 5000 км имеем yвид < 32°, в то время как зона видимости ИСЗ при управлении с наземного пункта приближается к полусфере. Указанное обстоятельство существенно облегчает реализацию управления несколькими ИСЗ через СР. Для этих целей эффективным является применение антенных фазированных решеток и гибридных антенн.
16 Лекция 16. Принципы построения системы передачи телеметрической информации
Цель лекции: ознакомиться с построением и функционированием телеметрической системы КА.
Система передачи телеметрической информации объединяет бортовую и наземную телеметрические системы, а также радиолинию КА - Земля.
Бортовая телеметрическая система обеспечивает сбор информации от различных служебных и научных датчиков, преобразует выходные сигналы этих датчиков в цифровую форму, обеспечивает хранение информации в период между сеансами связи и формирование единого цифрового потока двоичных данных.
Можно выделить три основных вида источников данных на КА:
- системы КА (электропитания, ориентации, управления, двигательная установка и др.);
- низкоинформативные научные приборы;
- высокоинформативные научные приборы (ТВ камеры, оптико-механические сканеры и т. п.).
Эти источники информации, как правило, используют общую бортовую систему сбора, преобразования и хранения информации и единую радиолинию КА-Земля.
На Земле с выхода телеметрической системы передачи информации сообщения поступают к разным потребителям. Данные о состоянии систем КА поступают в группу анализа ЦУП. Научная информация используется различными институтами под эгидой Академии Наук. Информация от датчиков изображения используется как в интересах управления КА, так и в интересах науки.
Характеристики телеметрической системы зависят от того, какие датчики информации она обслуживает.
Задачи системы передачи служебной телеметрической информации сводятся к передаче сообщений о состоянии систем КА, температурах в отсеках КА, исполнении передаваемых функциональных и числовых команд.
Запуск каждого нового дальнего КА является началом летноконструкторских испытаний, так как практически все дальние КА отличаются друг от друга по решаемым задачам и, следовательно, имеют отличия в системах КА и укомплектованы разными научными приборами.
Основными отличительными признаками системы передачи служебной телеметрической информации являются:
- большая избыточность передаваемых сообщений;
- невысокая точность измерения параметров;
- большое число измеряемых параметров;
- необходимость передачи данных в аварийном состоянии КА (потеря ориентации, снижение мощности передатчика и др.).
Требования минимизации массы и потребления бортовой аппаратуры приводят к необходимости создания единой бортовой телеметрической системы, которая передает сообщения как от датчиков состояния систем КА (служебная телеметрия), так и от научных датчиков (научная телеметрия).
Телеметрическая информация передается кадрами (рисунок 23). Каждый кадр состоит из 128 восьмиразрядных слов. В начале каждого кадра передается синхро-посылка (СП), состоящая из четырех слов. Вид СП в двоичном коде: 01111100; 01101110; 10100001; 00101100. Первое слово после СП несет в себе значение номера ТМ кадра, в которое входит номер цифрового массива (ЦМ), передаваемого в структуре ТМ кадра.
Порядок следования информационных слов в ТМ кадре однозначно определяется номером кадра. При передаче ЦМ в четырех старших разрядах 5-го слова записывается «0». 6-е и 7-е слова в ТМ кадре несут информацию о бортовом времени (БВ) от 0 до 59 мин. Шесть старших разрядов 6-го слова могут принимать значение от 0 до 59 мин с дискретом 1 мин. Два младших разряда 6-го слова и четыре старших разряда 7-го слова могут принимать значение от 0 до 59 с с дискретом 1 с. Четыре младших разряда 7-го слова могут принимать значение от 0 до 15 (0 ... 937,5 мс) с дискретом 62,5 мс. С 8-го по 127-е слово передается телеметрическая информация.
Последнее слово в кадре - контрольная сумма. Она получается суммированием двоичных слов всего кадра с учетом СП без переноса бита переполнения восьмиразрядной сетки.
Телеметрическая информация передается как безызбыточным кодом при малых скоростях передачи, так и после кодирования сверточным кодом (СК) с длиной кодового ограничения K=6 и кодовой скоростью R= 1/2. Впервые сверточный код К=6 и R= 1/2 был применен в 1975 г. в проекте «Венера-9, 10» для передачи научной информации с орбитального аппарата. В проекте Марс-94 и последующих проектах предполагается использовать сверточный код К=7;R=1/2.
Следует отметить, что скорости 1, 4, 16, 32, 64 и 128 бит/с передаются без кодирования на поднесущей 1024 Гц, а более высокие скорости передаются путем взвешивания на собственную тактовую частоту и сверточного кодирования.
Требуемое отношение сигнал-шум на бит информации для обеспечения вероятности ошибки 10-5 соответственно составляет 2,2 и 1,9. Для сравнения отношение En/No для сверточного кода с К=6 и R= 1/2 в этом случае равно 2,8.
Полагаем, что потери при демодуляции и синхронизации кодовых символов реально не должны превышать 1 дБ.
Бортовой комплекс телеметрической системы (рисунок 24) обеспечивает следующие режимы работы:
- передачу в реальном времени в сеансе связи;
- запоминание информации между сеансами связи;
- передачу одной части информации в реальном времени и одновременное запоминание другой части информации.
Сигналы от датчиков поступают на входы коммутаторов. Программа опроса датчиков находится в памяти устройства хранения и формирования. Аналоговые сигналы проходят через АЦП и в устройстве формирования кадра УФК объединяются в единый цифровой поток, который в реальном времени передается через радиолинию, а в режиме запоминания поступает в стартстопное запоминающее устройство.
Все необходимые синхросигналы бортовой комплекс получает от программно-временной системы ПВС. Обработку цифровых сообщений и управление режимами работы системы выполняет микроЭВМ, входящая в состав телеметрической системы. Запоминающее устройство представляет собой магнитофон, использующий в качестве носителя магнитную проволоку. Устройство записи и воспроизведения ТМИ состоит из восьми малогабаритных магнитофонов емкостью 4х106 бит каждый. Бортовой комплекс способен обрабатывать не только данные отдельных датчиков, но и цифровые массивы, при этом поступающий на вход радиолинии цифровой массив разделяется на стандартные кадры по 1024 бита. В каждом кадре имеется синхропосылка.
Телеметрический сигнал передается на наземные станции через мало- либо остронаправленную антенну. Усилитель мощности выполнен на амплитроне с твердотельным предусилителем и имеет два режима работы. В основном режиме используются оба усилителя, при этом выходная мощность достигает 50 Вт. Во втором, вспомогательном, режиме работает только предусилитель, и выходная мощность составляет 2,5 Вт. Фазовый модулятор также имеет два режима работы: с индексом модуляции 0 . . . 120° и 0... 150°. Последний используется при больших скоростях передачи информации, когда распределение мощности между информацией и остатком на несущей частоте должно быть в пользу информации. Высокоскоростная информация (выше 128 бит/с) взвешивается на собственную тактовую частоту и кодируется сверточным кодом с К=6, R= 1/2, а низкоскоростная информация переносится на поднесущую 1024 Гц и без дополнительного кодирования поступает на фазовый модулятор.
Источником стабильной частоты для передатчика является кварцевый задающий генератор с выходной частотой около 14 МГц. Нестабильность частоты задающего генератора, полученная как компромисс требований к массе, энергопотреблению и точности измерения радиальной скорости в беззапросном режиме, характеризуется следующими цифрами:
Долговременная нестабильность за 1 год . ...... ±10-7
Нестабильность за 24 ч . ............. ±10-9
Нестабильность за 15 мин . . ........... ±10-10
Нестабильность кратковременная (вариация Аллана) при т ==10 с ±10-11.
В сеансе связи ТМИ сначала передается в режиме воспроизведения, с магнитофона, а затем в реальном времени. Типовой сеанс связи продолжается около 30 мин. При необходимости передачи большого объема данных сеанс может продолжаться до нескольких часов в зависимости от возможности системы электропитания КА обеспечивать работу передатчика в режиме 50 Вт.
Наземный комплекс предусматривает регистрацию принимаемой информации на магнитных носителях, чтобы отказ в сеансе связи наземных систем синхронизации и декодирования, каналов связи с ЦУП и т. п. не приводил к потере информации. Поэтому наземный комплекс имеет несколько ступеней магнитной регистрации.
Для приема ТМИ используется одна из двух антенн комплекса дальней космической связи: с диаметром зеркала 32 либо 70 м.
Для сужения зоны поиска сигнала по частоте и снижения тем самым порогового значения энергетического потенциала используются программируемые синтезаторы частоты, позволяющие компенсировать известную часть доплеровского сдвига частоты принимаемого сигнала.
Отметим, что отрицательные последствия «ложного повтора» передаваемого слова информации зависят от логики работы бортовой аппаратуры. Например, плохо, если одна и та же РК может вызывать разные действия, скажем, при нечетном числе прохождений включать, а при четном — выключать аппаратуру. Если же РК выполняет одно действие, то «ложный повтор» приводит лишь к задержке выдачи следующей команды.
Для современных КРЛ командно-измерительных систем вероятность правильного прохождения РК с первого раза рПО > 0,995 вероятность пропуска РПС не превышает 10-6, а вероятность прохождения ложной РЛТР < 10-6 ... 10-9.
17 Лекция 17. Передача телеметрической информации
Цель лекции: рассмотреть систему сбора телеметрической информации на борту КА.
Передаваемая по телеметрической радиолинии информация содержит данные о состоянии и работе всех систем и устройств КА. В нее также могут входить сведения об окружающей КА среде и другие данные, полученные в том числе целевыми системами КА.
Объем передаваемых по телеметрической радиолинии данных о состоянии систем и устройств КА обычно зависит от того, проходит ли данный КА этап отработки и испытаний, производятся ли с ним профилактические и ремонтно-восстановительные работы или он находится в штатной эксплуатации. В последнем случае объем будет наименьшим, так как требуется лишь контроль работоспособности основных систем КА.
При передаче телеметрической информации первичные сообщения имеют самый разнообразный характер в зависимости от регистрируемых физических процессов. С помощью соответствующих датчиков они преобразуются в набор функций времени, которые и требуется передать по радиоканалу. На сложных КА число регистрируемых процессов, а значит, и каналов доходит до нескольких сотен и даже тысяч. Таким образом, телеметрические радиолинии всегда являются многоканальными.
В современных системах применяют только цифровые телеметрические радиолинии с временным уплотнением каналов. При этом для реализации временного уплотнения используют единое синхронизирующее устройство.
В общем случае на КА находятся три группы датчиков: аналоговые, цифровые и датчики событий (см. рисунок 25). В схеме, изображенной на рисунке 25, показано двухступенчатое временное уплотнение каналов. Вначале уплотняются каналы однотипных датчиков, а затем при формировании кадра производится уплотнение разных групп датчиков.
С помощью коммутатора каналов происходит циклический опрос аналоговых датчиков, измеряющих давление, температуру, вибрации и т. п. Период опроса Т зависит от скорости изменения регистрируемых процессов. Обычно его выбирают несколько меньшим, чем следует из теоремы отсчетов Котельникова: ТОПР< l/(2FМАКС i), где FМАКС i - полоса самого широкополосного из регистрируемых процессов. Преобразователь аналог-цифра переводит уплотненные по времени выборки на выходе коммутатора в цифровые слова.
Снимаемая с аналоговых датчиков информация содержит большую избыточность. Действительно, большинство контролируемых процессов являются нестационарными, большую часть времени они мало изменяются или остаются постоянными и лишь в отдельных, хотя и наиболее важных, ситуациях скорость их изменения соответствует максимальной ширине спектра данных процессов. Сжатие данных, т. е. передача только той информации, которая определяется мгновенным спектром процесса, позволяет существенно уменьшить загрузку телеметрических радиолиний. При этом информация на выходе каналов будет появляться не по порядку их опроса, а случайным образом, что приводит к необходимости присвоения каналам условных номеров, т.е. адресов. Указанные принципы реализуются в адаптивно-адресной телеметрической системе.
Цифровыми датчиками на схеме на рисунке 25 являются компьютеры, входящие в состав различных бортовых устройств. Датчики событий предназначены для фиксации фактов, например, включения напряжения на определенных устройствах. Если каждому такому устройству присвоить порядковый номер, то передача слова, содержащего номер, будет характеризовать включение этого устройства.
Для облегчения разделения каналов в передаваемое сообщение при формировании слов и кадров вносятся специальные синхронизирующие посылки. Часто слова разделяются одиночными положительными или отрицательными символами, а границы кадров обозначаются кодовыми вставками, имеющими узкие корреляционные функции с малым уровнем боковых пиков.
Сформированная телеметрическая информация поступает на модулятор передатчика или устройство формирования ответного сигнала в совмещенной радиолинии КИС либо в запоминающее устройство для последующей передачи на Землю.
Для повышения достоверности передачи в телеметрических радиолиниях используют избыточное кодирование, исправляющее ошибки, в частности, сверточные коды. Обычно для циклической телеметрии достаточной является вероятность правильного приема слова 10-3, а для адаптивно-адресной – 10-5.
Список литературы
1. Вейцель В.А. Радиосистемы управления. - М.: Дрофа, 2005.
2. Wiley J. Larson. Проектирование космических систем. - London: Microcosm, 1997.
3. Гущин В.Н. Проектирование космических аппаратов. – М.: ДЕСС, 2003.
4. Теоретические основы взлета и посадки космических ракетоносителей: Учебное пособие / C.В. Коньшин. - Алматы: АИЭС, 2008.
Содержание
1 Лекция 1. Основные понятия и определения
2 Лекция 2. Радиотехнические методы определения характеристик объектов и параметров их движения
3 Лекция 3. Измерение дальности
4 Лекция 4. Измерение угловых координат и их производных
5 Лекция 5. Построение конструкции ракетоносителей
6 Лекция 6. Вывод КА на орбиту, основные уравнения и условия
7 Лекция 7. Основные выводы о движении РН на активном участке полета при выводе на орбиту
8 Лекция 8. Подсистема контроля и управления ориентацией КА
9 Лекция 9. Другие методы стабилизации и ориентации
10 Лекция 10. Наведение и навигация. Коррекция орбиты и орбитальные маневры
12 Лекция 12. Поддержание и коррекция орбиты космического аппарата
13 Лекция 13. Автономные методы удержания КА
14 Лекция 14. Радиотехнические комплексы командного управления
15 Лекция 15. Условия работы космических радиолиний
16 Лекция 16. Принципы построения системы передачи телеметрической информации
17 Лекция 17. Передача телеметрической информации