Концепция окололунной навигации

Решение задачи промышленного освоения Луны обусловливает упреждающее развитие средств обеспечения связью и навигацией мобильных транспортных средств на поверхности Луны, а также космических средств в окололунном космическом пространстве, то есть создание на постоянной основе лунной информационно-навигационной обеспечивающей системы (ЛИНОС) длительного функционирования.

В ранее представленных авторских статьях рассмотрены вопросы обеспечения связью окололунных потребителей, предложены типы орбитальных группировок, рассмотрены вопросы упреждающего создания сети се-

ленодезических пунктов, расчет радиолиний «Земля–Луна» и требования по размещению базовой лунной станции связи на поверхности Луны [5]. В настоящей статье основное внимание уделено вопросам навигационного обеспечения и интеграции в ЛИНОС функций навигации и связи.

• 1.    Формирование требований к информационнонавигационному обеспечению Спутниковые системы информационнонавигационного обеспечения потребителей в зоне Луны предназначены для создания необходимых условий эффективного изучения и освоения Луны в части телекоммуникационного и навигационного обеспечения процессов управления полетом лунных автоматиче-

• ских аппаратов и пилотируемых экспедиционных комплексов, координатно-временной привязки результатов космических исследований и экспериментов, координатно-временного и информационного обеспечения функционирования членов экспедиций и персонала постоянно действующих баз на поверхности Луны [4–6].

Зона информационно-навигационного обеспечения разделяется на две существенно различные области размещения потребителей: окололунное космическое пространство и поверхность Луны.

Окололунное космическое пространство охватывает сферическую область с радиусом от центра Луны до 20 000 км, в которую попадают:

• -    космические потребители, осуществляющие орбитальные маневры на подлетных траекториях для попадания в заданный район поверхности Луны или перевода на окололунную орбиту;

• -    космические потребители, осуществляющие пассивный полет по окололунным орбитам;

• -    космические потребители, проводящие орбитальные маневры для перехода на другую орбиту, для попадания в заданный район поверхности Луны или для обеспечения отлета от Луны.

Информационно-навигационное обеспечение космических потребителей проводится на участках пассивного полета по орбите, охватывающих зоны выдачи импульса для орбитального маневра. Чем длительнее участок навигационных измерений, тем точнее корректируется орбита и прогнозируются конечные параметры точки встречи с поверхностью Луны.

Работа с космическими потребителями по навигационному обслуживанию может быть заранее спланирована и, учитывая их малочисленность, разнесена во времени. Требования к точности навигационно-временного обеспечения не могут быть высокими из-за больших погрешностей реализации корректирующего импульса и ограничены следующими диапазонами: 100 м, 1 м/с, 1 мкс.

На поверхности Луны потребителями, нуждающимися в информационно-навигационном обеспечении, являются мобильные транспортные средства, используемые для доставки научной аппаратуры, экипажа, вспомогательных систем и средств в заданный район

(точку) на поверхности Луны (мобильные потребители). Работа по навигационному обслуживанию может быть заранее спланирована.

Требования к точности навигационновременного обеспечения не могут быть высокими из-за малой динамики перемещения и ограничены следующими диапазонами: 10 м (в плане), 0,5 м/с, 0,1 мкс, а длительность сеансов навигации не более 0,2 ч с периодичностью 1–2 ч.

При проведении научных экспедиций на поверхности Луны может быть востребована ¹⁵ высокоточная апостериорная координатная привязка результатов космических научных исследований и экспериментов в выбранной навигационной точке (не хуже 1 м) с организацией плановых и достаточно длительных сеансов измерений навигационных параметров (стационарные потребители).

На основании изложенного сформулируем основополагающие требования к информационно-навигационному обеспечению:

• -    непрерывная по времени доступность на любом из участков полета и во всем регионе ожидаемых перемещений персонала лунных баз;

• -    программное обслуживание ограниченного контингента потребителей;

• -    координатно-временная привязка лунных космических, мобильных и стационарных потребителей на уровне, достигнутом земными космическими навигационными системами.

• 2.    Исследование и выбор метода спутниковой навигации

Спутниковая радионавигация для наземных потребителей использует совокупность наземных и космических средств, образующих космическую навигационную систему (КНС) и реализующих пассивный метод навигации [1-3]. В основе пассивной спутниковой радионавигации лежит излучение с НКА высокостабильного навигационного радиосигнала, используемого потребителем для навигационных измерений, получения навигационной информации о параметрах движения НКА на каждый момент измерения (эфемеридах) и оцифрованной шкалы спутникового времени. Таким образом, потребители работают только на прием, то есть пассивно , что позволяет СНРС обслуживать их неограниченное число. Полученные результаты измерений вместе с принятой с

Havko-

ЖГРАДА

НКА навигационной информацией позволяют вычислить параметры движения на борту самого потребителя (самоопределение). Для реализации пассивного метода навигации НАП потребителя должна состоять из приемоизмерительного блока, стандарта частоты и времени, а также ЦВМ для обработки измерений и вычисления навигационных параметров: координат, скорости, времени.

Пассивный метод навигации , использующий радиально-скоростные измерения дальности (доплеровский метод), обеспечивает по одному прохождению КА в зоне радиовидимости измерения доплеровского приращения частоты, прием эфемеридно-временной информации и шкалы времени спутника с последующим вычислением поправки к широте и долготе, а также поправки времени. Периодичность и точность навигационных определений зависят от количества КА в орбитальной группировке (ОГ), типа используемых орбит. Желательно использовать приполярные, круговые орбиты с достаточно малой высотой (для увеличения доплеровского приращения частоты).

Пассивный метод навигации , использующий беззапросный дальномерный (разностно-дальномерный) метод измерения дальности, позволяет практически в реальном масштабе времени определить полный вектор состояния потребителя, включающего в себя три пространственных координаты, три составляющих скорости и поправку времени, если ОГ обеспечивает одновременную видимость потребителем не менее 4 КА.

Если использовать запросный дальномерный метод измерения дальности (активная спутниковая радионавигация), то ОГ должна обеспечивать одновременную видимость потребителем минимум 3 НКА [1; 3]. В запросном дальномерном методе НКА выступает как источник или ретранслятор навигационных сигналов, посылаемых из единого Центра, что обеспечивает синхронизацию ответных сигналов потребителей. Для этого потребителя необходимо оснастить приемо-ответчиком, который ретранслирует запросные сигналы и имеет возможность получать вычисленные Центром данные о собственном местоположении.

Для малочисленных окололунных потребителей предпочтительно применять активную навигацию по следующим причинам:

• -    уменьшается требуемое для непрерывной навигации количество НКА в ОГ (дальномерный метод);

• -    получаемые координаты потребителя одновременно используются как самим потребителем, так и Центром (решается задача диспетчирования и управления движением);

• -    аппаратура потребителя решает простую задачу ретрансляции запросных сигналов и информационного обмена (прием вычисленных центром данных о собственном местоположении), то есть выполняет функции связного терминала.

• 3.    Обоснование архитектуры орбитальной группировки

Возможность реализации окололунной спутниковой навигации в значительной степени зависит от устойчивости окололунных орбитальных группировок. Гравитационное поле Луны в отличие от земного имеет менее регулярную структуру, обусловленную наличием у поверхности Луны больших локальных аномалий (масконы), а по мере удаления от поверхности Луны все более существенное влияние на конфигурацию поля оказывают возмущения Земли (в первую очередь), Солнца, планет [6].

Проведенные исследования эволюции орбит лунных КА выявили, что для навигации и связи на поверхности Луны пригодны почти круговые наклонные орбиты с большими полуосями в интервале 2000^20 000 км (соответствующие высоты ~260...18 260 км) [4]. Для многоспутниковой окололунной ОГ необходимо ограничить номенклатуру околокруговых орбит высотами 1000...4260 км и наклонением 58° в целях снижения затрат рабочего тела на коррекцию орбиты. Для этих высот устойчивость ОГ обеспечивается в пределах 150…200 суток при соответствующем подборе начальных параметров орбит. Поэтому при больших сроках функционирования необходимо корректировать параметры орбиты. Затраты характеристической скорости на поддержание устойчивости ОГ составляют не более 1,2 м/с в одном цикле коррекции и не более 30 м/с за 10 лет.

Одним из свойств ОГ космических систем является кратность глобального покрытия. Для обеспечения связи достаточно однократного покрытия поверхности Луны, чтобы обеспечить 100 % доступность к си- стеме. Для навигационных систем требуется как однократное (доплеровский метод), так и 3–4-кратное покрытие поверхности Луны (дальномерный запросно-беззапросный метод). Поэтому ОГ должна выбираться в первую очередь исходя из требований навигационного обеспечения.

Согласно проведенным исследованиям [5] обеспечение связью потребителей на поверхности Луны (100 % однократное покрытие при рабочих углах места 5º) реализуется следующими ОГ:

• -    высота орбиты 1000 км, наклонение 90° (58°) , количество КА - 18 (15), размещенных равномерно в 3 плоскостях;

• -    высота орбиты 1500 км, наклонение 90° (58º), количество КА – 10 (8), размещенных равномерно в 2 плоскостях;

• -    высота орбиты 4260 км, наклонение 90° (58º), количество КА – 8 (6), размещенных равномерно в 2 плоскостях.

Для целей навигации трехплоскостная структура ОГ из 15 КА с наклонением орбиты 58°, высотой 4260 км обеспечивает глобальное 100 % 3-кратное покрытие и глобальное 99,8 % 4-кратное покрытие поверхности Луны [4], а из 18 КА 100 % 4-кратное покрытие поверхности Луны.

Анализ проведенных исследований по ОГ [4; 5] позволяет осуществить предварительный синтез следующих альтернативных вариантов структур ОГ, одновременно обеспечивающих навигацию и связь потребителей, размещаемых на поверхности Луны:

• 1.    ОГ с однократным покрытием для дуплекс -ной связи и пассивной доплеровской навигации: высота орбиты 1000 км ( а = 2737 км), наклонение 58º , количество НКА – 15, размещенных в трех плоскостях, равномерно по 5 КА в плоскости.

• 2.    ОГ с 3(4)-кратным покрытием для дуплекс -ной связи и активной (пассивной) дальномерной навигации: высота орбиты 4260 км ( а = 6000 км), наклонение 58º, количество НКА – 15 (18), равномерно размещенных в трех плоскостях.

• 3.    ОГ с двукратным покрытием для дуплекс -ной связи и активной дальномерной навигации: высота орбиты 4260 км ( а = 6000 км), наклонение 58º, количество НКА – 8–10, равномерно размещенных в двух плоскостях.

Первый и второй варианты ОГ мало отличаются по количеству КА, поэтому вы- бор должен осуществляться между ними и третьим вариантом, который дает существенный выигрыш по количеству КА. В первую очередь необходимо обосновать возможность применения доплеровского метода навигации для этого класса орбит (высоты 1000-4260 км), исходя из требований по точности и длительности навигационных определений, а также принципов организации баллистического обеспечения: эфемеридно-временного и геодезического обеспечения.

В настоящее время баллистическое обеспечение лунных миссий осуществляется наземными средствами дальней космической связи и автономными системами доставляемых к Луне космических средств. Создание орбитальной группировки спутников Луны, решающей задачи связи и навигации, связано с необходимостью упреждающего размещения на поверхности Луны базовой станции информационного обеспечения, а также триангуляционной селенодезической сети пунктов, используемых для решения задачи баллистического обеспечения спутников. Это позволит повысить точность навигационных определений и расширит зону обслуживания, охватывающую обратную сторону Луны.

Предлагается орбитальные измерения спутников Луны проводить с помощью специально создаваемой триангуляционной селенодезической сети пунктов на базе автономных селенодезических пунктов (СДП) с длительным сроком эксплуатации. Этому принципу удовлетворяют СДП, оснащенные пассивными отражателями сигналов спутника в радиотехническом диапазоне. В этом случае в режиме ретрансляции средствами СДП запросного сигнала на спутнике проводятся измерения дальности до СДП, которые передаются в Центр. Реализация запросного режима обеспечивается установкой на спутнике радиотехнического приемопередающего измерительного комплекса, а также средств межспутниковых измерений и информационного обмена. Для рассматриваемых типов орбит достаточно 10–12 СДП, равномерно размещенных на поверхности Луны. Задача построения триангуляционной селенодезической сети пунктов включает разработку селенодезического спутника и селенодезических пунктов, доставку их в зону приме-

■J ИССЛЕДОВАНИЯ

Havko- жГРАДА

нения. Эта проблема подробно исследована в работе [6].

4. Особенности информационнонавигационного обеспечения космических потребителей

При информационно-навигационном обеспечении мобильных потребителей, перемещающихся по поверхности Луны, КА должен излучать сигнал в конусе, охватывающем Луну. Исходя из этого требования рассчитаем ширину диаграммы направленности глобальной антенны для случая нулевого угла места видимости потребителем П 0 КА 2 (рис. 1):

Р п₂

= arcsin -

X

— sin Y п 2

( ^ГП 2

-Y П 2 , )

где r _П – радиус-вектор орбиты космического потребителя, r П₂ <  r КА .

Одновременно с этим у космического

потребителя, находящегося выше орбиты КА (П 1 ), должна быть антенна, ширина диаграммы которой определяется углом γ_П (рис. 1):

Y щ

= arcsin -

r _КА

к ^Г П )

I ^ Л Y 0 = arcsin - —Л-

,

V ^гка )

где R _Л - радиус Луны; r _КА - радиус-вектор орбиты КА.

где r _П – радиус-вектор орбиты космического потребителя, r _П >  r КА .

Для случая, когда космический потребитель находится ниже орбиты КА (П2), антенна потребителя должна обеспечивать прием сигнала в диапазоне углов 0 < γН< 180° – γ0:

X

П 1

Рис. 1. Схема взаимной видимости «КА–потребитель»

Y н

= 180 °- arcsin -

— ^sin Y п₂ к ^ГП 2

V

Таким образом, спутниковая навигация и связь космического потребителя с помощью окололунной ОГ связаны с необходимостью обеспечения изотропного излучения сигнала (на всю сферу) или применения двухлучевой антенной системы, обслуживающей всю сферу. Аналогичным образом эта задача должна решаться и у потребителя.

Для космического потребителя, находящегося выше орбиты КА (П₁), навигация возможна, если на КА установить антенну, излучающую сигнал во внешнюю полусферу, а для находящегося ниже орбиты КА (П 2 ) спутниковая навигация возможна, если на КА сформировать отдельный узкий луч, отклоняемый на заданный угол γ_П , или расширить диаграмму до полусферы. Расчет угла γ_П зависимости от положения потребителя β_П проводится с использованием следующего уравнения (рис. 1):

5. Альтернативное навигационно-связное обеспечение космических потребителей

В качестве альтернативы можно рассматривать вариант навигационного обеспечения космических потребителей с помощью сети селенодезических пунктов (СДП). В этом случае космический потребитель излучает запросный сигнал через антенну, ширина диаграммы направленности которой должна удовлетворять условию (рис. 1)

Y п₀ = arcsin '

R Л

к ^ГП1 )

Группа из трех и более СДП ретранслирует запросный сигнал космического потребителя, тем самым реализуется триангуляционный метод измерений орбиты космического потребителя. Однако информационное обеспечение космического потребителя в данном

случае должно осуществляться непосредственно наземными станциями связи и только на орбитах, видимых с Земли (вне зон экранирования Луной). В этом варианте на космическом потребителе должна быть установлена навигационно-связная аппаратура.

6. Выбор частотного диапазона для окололунной навигации

Для окололунной навигации из-за отсутствия атмосферы и ионосферы достаточно одночастотного сигнала. Выбор номинального значения частоты навигационного сигнала осуществим исходя из условия повышения энергетики радиолинии, возможности совме- щения радиолинии связи и навигации, а также удовлетворения требований регламента радиосвязи для наземных служб.

Представим уравнение для расчета радиолинии в следующем виде [3]:

р =

^Р ПРМ ⁼

^Р ПРД ^{⋅ S} ПРД ^{⋅ S} ПРМ _λ 2 _d 2         ^,

где Р _ПРМ – мощность принимаемого сигнала; Р _ПРД – мощность излучаемого сигнала; λ – длина радиоволны; d - дальность радиолинии; S _ПРД, S _ПРМ - эффективная площадь антенны передающего и приемного пунктов.

Для оценки влияния длины радиоволны на параметры радиолинии преобразует уравнение (6) к следующему виду:

S прд "  S прм = ^ • d • — . ^{(7) Р} ПРД

При постоянных значениях d, Р ПРМ , Р _ПРД уменьшение длины волны позволяет уменьшить эффективную площадь антенн, что облегчает аппаратурную реализацию как на КА, так и у потребителя.

Полагая возможным совмещение навигационного и связного радиосигнала, используем возможность применения частотного диапазона 11/14 ГГц земных станций спутниковой связи, выделенных регламентом радиосвязи (см. рис. 2): «Земля–Луна» – 14 ГГц, «Луна–Земля» – 11 ГГц.

Полагая, что базовая лунная станция связи (БЛСС) использует эту же радиолинию для связи с КА окололунной ОГ, получим следующий частотный план: «БЛСС–КА» –

11 ГГц, «КА–БЛСС» – 14 ГГц.                  ¹⁹

Учитывая малочисленность потребите лей, принимаем этот же частотный план и для радиолинии: «КА – потребитель» – 14 ГГц, «Потребитель – КА» – 11 ГГц.

По результатам проведенных исследова ний можно сделать следующие выводы:

• 1.    Глобальная оперативная навигация и связь мобильных потребителей на поверхности Луны обеспечивается многоспутниковой ОГ, использующей круговые орбиты высотой 1000…4260 км и наклонением 58°.

• 2.    Оперативная спутниковая навигация и связь окололунных космических потребителей с помощью окололунной ОГ обеспечивается при реализации радиоконтакта для любого взаимного положения потребителя и КА (в верхней и нижней полусферах), что связано с необходимостью применения следящих лучевых антенных систем на КА и у потребителя, или организации изотропного излучения сигнала.

  

  Рис. 2. Частотный план: ЗСС – земная станция связи; СДП – селенодезический пункт с пассивным радиоотражателем; НСК – навигационно-связной КА

  
  

• 3.    На основании проведенного анализа предложено для целей навигации и связи использовать единый частотный план «Потребитель – КА» – 11 ГГц, «КА – потребитель» – 14 ГГц.

• 4.    Рассмотрен вариант обеспечения окололунных космических потребителей связью непосредственно с наземными станциями и навигацией по схеме пассивного отражения селенодезическим пунктом запросного сигнала.

С увеличением высоты количество КА уменьшается с 15 до 6, однако снижается качество навигации доплеровским методом. Стабильность окололунных ОГ можно поддерживать периодической коррекцией орбит.

Havko____________

Ж ГРАДА