Оптимизация массы и энергопотребления лазерных локационных систем для управления сближением и стыковкой космических аппаратов
Автор: Зубов Николай Евгеньевич, Савчук Дмитрий Владимирович, Старовойтов Евгений Игоревич
Журнал: Космическая техника и технологии @ktt-energia
Рубрика: Создание и эксплуатация космических автоматических аппаратов, комплексов и систем
Статья в выпуске: 3 (6), 2014 года.
Бесплатный доступ
Решена задача оптимизации энергопотребления и массы лазерной локационной системы (ЛЛС) для управления сближением и стыковкой космических аппаратов по критериям массы приемного объектива и мощности, потребляемой лазерными источниками, в качестве которых рассматривались твердотельные лазеры с диодной накачкой, что позволило определить суммарную потребляемую мощность и массу ЛЛС. В результате определены значения массы и потребляемой мощности, которые удовлетворяют требованиям для существующих аналогов ЛЛС.
Лазерная локационная система, космический аппарат, сближение и стыковка, парето-оптимизация, твердотельный лазер
Короткий адрес: https://sciup.org/14343449
IDR: 14343449
Текст научной статьи Оптимизация массы и энергопотребления лазерных локационных систем для управления сближением и стыковкой космических аппаратов
Осуществление экспедиций на Луну и другие небесные тела пилотируемыми космическими аппаратами (КА) подразумевает сближение и стыковку взлетно-посадочного комплекса с орбитальным КА. Для управления этой операцией могут быть использованы бортовые лазерные приборы [1].
Преимущества лазерных локационных систем (ЛЛС) перед радиотехническими системами заключаются в меньшей массе и энергопотреблении. У известных ЛЛС максимальная измеряемая дальность равна 4 км, потребляемая мощность составляет 26…75 Вт, а масса 3,0…16,3 кг (табл. 1). Для сравнения: масса и потребляемая мощность комплекта радиотехнической системы «Курс» на активном КА составляют 93 кг и 240 Вт [2]. Меньшая масса ЛЛС позволяет снизить затраты топлива и увеличить массу полезного груза при полетах КА вне околоземной орбиты. Кроме того, у ЛЛС отсутствуют крупногабаритные раскладывающиеся антенны, которые должны помещаться под головным обтекателем ракеты-носителя и в случае нераскрытия могут создать трудности при стыковке КА.
ЛЛС определяют дальность до пассивного КА и скорость сближения с ним. Сравнительные характеристики бортовых ЛЛС, прошедших летные испытания на борту различных КА, представлены в табл. 1.
При разработке ЛЛС возникает необходимость получения наилучших значений самых разных показателей в пределах конструктивных ограничений. Поэтому для реализации аппаратуры необходимо решение задачи многокритериальной оптимизации.
Оптимизация параметров ЛЛС и уголковых отражателей для управления сближением КА по нескольким критериям рассмотрена в работах [8, 9]. В работе [10] при оптимизации параметров лазерного высотомера, предназначенного для управления спуском на поверхность Луны, были рассмотрены такие критерии, как потребляемая мощность и масса аппаратуры.
Таблица 1
Параметры бортовых лазерных локационных систем, прошедших летные испытания на борту КА
ЛЛС |
КА-носитель |
Дальность |
Потребляемая мощность, Вт |
Масса, кг |
VDM [3] |
ATV |
300 м |
26 (36)* |
7,6 |
RVS ( TGM ) [4] |
ATV , HTV |
1…730 м |
35 (61)* |
14,3 |
AVGS [5] |
ASTRO |
1…300 м |
33 |
16,3 |
RLS [6] |
XSS -1 |
2 м…3 км |
75 |
10 |
DragonEye [7] |
Dragon |
1 м…4 км |
30 |
3 |
Примечание . * — максимальное значение; ЛЛС — лазерная локационная система.
В указанных работах предложено использование метода поиска множеств Парето (Парето-оптимизация) для решения этих задач, и представлен соответствующий математический аппарат.
Целью данной работы является определение оптимальных характеристик для разработки перспективной ЛЛС, предназначенной для управления сближением и стыковкой КА, в части оптимизации массы и потребляемой мощности с использованием математического аппарата и характеристик лазеров, описанных в [10]. Рассматривается применение Nd:YAG -лазеров, параметрических генераторов света (ПГС) на их основе и эрбиевых лазеров.
Массовые и энергетические ограничения соответствуют ЛЛС, предназначенной для сближения и стыковки с возвращаемым модулем на орбите Марса: 7 кг и 45 Вт [1].
Методика оценки параметров ЛЛС
Если зондирующий пучок ЛЛС не перекрывает полностью весь объект, то энергетические соотношения описываются, как и в случае с лазерным высотомером, выражением [10, 11]:
D = Е л d в 2 х ρ п τ пер τ пр , (1)
4qE пор где Ел — энергия лазерного импульса; dвх — диаметр входного зрачка приемного объектива; q — отношение сигнал/шум; ρп — коэффициент отражения подстилающей поверхности планеты (альбедо); Епор — пороговая регистрируемая фотоприемником энергия принятого сигнала; τпер, τпр — коэффициенты пропускания передающего и приемного оптических трактов.
ЛЛС измеряет дальность до пассивного КА с площадью, равной S об = 3,14 м2 (мидель 2 м), и коэффициентом отражения поверхности ρ об = 0,5. Максимальная дальность измерений ЛЛС принята равной 5 км, что соответствует точностям предварительного выведения кооперируемых КА в случае, описанном в [1].
В работе [10] показано, что фоновая засветка от подстилающей поверхности планеты не снижает чувствительность фотоприемника (лавинного фотодиода).
При работе ЛЛС по точечному объекту возникает проблема наведения и удержания на нем зондирующего пучка, из-за чего используются относительно широкие диаграммы направленности излучения. Расходимость зондирующего пучка принимается равной γ = 6 мрад, т. е. на два порядка больше, чем в лазерном высотомере.
В выражении (1) предполагалось, что отражающая площадь объекта занимает все поле зрения, и энергия принятого сигнала равна
Еd 2 ρ τ τ л вх об пер пр , E п = 4 D 2
где Е л — энергия лазерного импульса; d вх — диаметр входного зрачка приемного объектива; ρ об — коэффициент отражения поверхности объекта; τ пер , τ пр — коэффициенты пропускания передающего и приемного оптических трактов; D — измеряемая дальность.
Если площадь пятна зондирующего пучка с расходимостью γ превосходит площадь подсвечиваемого объекта S об (симметричного относительно пучка)
πγ 2 D 2
4 ≥ Sоб, то энергия принятого сигнала зависит от отношения площади удаленного точечного объекта к площади поперечного сечения зондирующего пучка
E =
п
Е л S об d в 2 х ρ об τ пер τ пр ,
πγ 2 D 4
и дальность определяется выражением [11]
D = 4 л об вх ρ об τ пер τ пр , (3)
πγ2qE пор где q — отношение сигнал/шум; Епор — пороговая регистрируемая фотоприемником энергия принятого сигнала. В выражениях (2, 3) энергия импульса пропорциональна уже не второй, а четвертой степени дальности.
Отношение сигнал/шум составляет q = 10, пороговая энергия фотоприемного устройства Е пор = 10–16 Дж, потери в передающем и приемном оптическом тракте принимаются τ пер = τ пр = 0,7. Частота повторения зондирующих импульсов ЛЛС f = 10 Гц. Масса приемного объектива и энергопотребление лазерных источников ЛЛС определяются согласно [10]. Множества Парето для массы приемного объектива ЛЛС и энергопотребления Nd : YAG -лазера и ПГС на его основе представлены в виде кривых на рис. 1.

Рис. 1. Множества Парето для массы (m) приемного объектива лазерной локационной системы и энергопотребления Nd:YAG-лазера и параметрического генератора света на его основе (P): 1 — рабочая длина волны λ = 1,06 мкм; 2 — рабочая длина волны λ = 1,57 мкм
Принадлежность кривых к множеству Парето подтверждается методом обхода конусом. Массе приемного объектива 1 кг соответствует энергопотребление Nd:YAG -лазера около 1 Вт. При потребляемой мощности электроники 4 Вт суммарное энергопотребление равно 5 Вт. При КПД источника питания η п = 0,7 мощность, подводимая к ЛЛС, должна быть не менее 7,1 Вт.
Если Nd:YAG -лазер будет иметь массу около 0,5 кг, при массе объектива передающей оптической системы 0,5 кг, электроники — 3 кг, корпуса — 1 кг, суммарная масса ЛЛС составит 6 кг. В результате, ограничения не превышены.
При использовании ПГС на основе Nd:YAG -лазера в точке, соответствующей массе приемного объектива 1,5 кг, показатели ЛЛС составят 7 кг (при массе лазера 1 кг) и 7,9 Вт, что также соответствует ограничениям.
На рис. 2 представлено множество Парето для массы приемного объектива ЛЛС и энергопотребления эрбиевого лазера.

Рис. 2. Множество Парето для массы (m) приемного объектива лазерной локационной системы и энергопотребления эрбиевого лазера (P)
Массе приемного объектива 2 кг соответствует энергопотребление эрбиевого лазера около 11,5 Вт. Показатели ЛЛС при этом будут равны 7 кг (при массе лазера 0,5 кг) и 22,1 Вт, что не превышает ограничений.
Суммарная масса ЛЛС и потребляемая ею мощность при использовании различных лазерных источников представлены в табл. 2.
Таблица 2
Суммарные масса лазерной локационной системы и потребляемая ею мощность при использовании рассмотренных лазерных источников
Тип лазера |
Суммарная масса ЛЛС, кг |
Суммарная потребляемая мощность ЛЛС, Вт |
Nd:YAG -лазер |
6 |
7,1 |
ПГС на основе Nd:YAG -лазера |
7 |
7,9 |
Эрбиевый лазер |
7 |
22,1 |
Примечание. ЛЛС — лазерная локационная система; ПГС — параметрический генератор света.
Результаты исследований и их обсуждение
Для достижения наилучших показателей ЛЛС, предназначенной для управления сближением и стыковкой КА при заданных значениях дальности измерений и отношения сигнал/ шум, с использованием метода поиска множеств Парето решена задача оптимизации массы и потребляемой мощности аппаратуры.
Парето-оптимизация энергопотребления и массы ЛЛС по критериям массы приемного объектива и мощности, потребляемой лазерным источником, выполнялась для измеряемой дальности 5 км и нескольких видов твердотельных лазеров: Nd:YAG -лазера, ПГС на основе Nd:YAG -лазера и эрбиевого лазера.
В результате получены множества решений, из которых выбраны значения, не превышающие ограничений 7 кг по массе и 45 Вт по потребляемой мощности, что соответствует известным аналогам ЛЛС.
Список литературы Оптимизация массы и энергопотребления лазерных локационных систем для управления сближением и стыковкой космических аппаратов
- Pereira do Carmo J., Moebius B., Pfennigbauer M. Imaging LIDARs for Space Applications//Proc. of SPIE Vol. 7061 70610J-1. Режим доступа: www.sensl.com/downloads/irp/2008_doCarmo_Img_LIDAR_ Space_Apps.pdf (дата обращения 14.01.2012 г.).
- Оружие и технологии России. Т 5. Космические средства вооружения/Под общ. ред. Иванова С.Б. М.: ИД Оружие и технологии. 2002. 704 с.
- Videometer. Режим доступа: http://www. sodern.com/sites/docs_wsw/RUB_54/VDM.pdf (дата обращения 14.01.2012 г.).
- Michel K., Ullrich A. Scanning time-offlight laser sensor for rendezvous manoeuvres. Режим доступа: http://robotics.estec.esa.int/ASTRA/Astra2004/Papers/astra2004_S-02.pdf (дата обращения 14.01.2012 г.).
- Granade S.R., Roe F.D. Ground Testing the Hydra® AR&D Sensor System. Режим доступа: http://144.206.159.178/FT/CONF/16414843/16414863.pdf (дата обращения 20.01.2012 г.).
- Liadsky J. Recent Advancements in Commercial LIDAR Mapping and Imaging Systems. Режим доступа: http://www.nps.edu/Academics/Centers/RSC/documents/RecentAdvancements.pdf (дата обращения 26.01.2013 г.).
- 3D Flash LIDAR Cameras™ for OOS Applications. March 26, 2010. Режим доступа: http://ssco.gsfc.nasa.gov/workshop_2010/day3/Roger_Stettner/Stettner_ASC_Workshop_ Presentation.pdf (дата обращения 15.01.2012 г.).
- Старовойтов Е.И, Савчук Д.В. Парето-оптимизация параметров бортовых лазерных локационных систем космических аппаратов//Наука и образование (МГТУ им. Н.Э. Баумана). 2013. № 4. Электронное научно-техническое издание. Режим доступа: www.technomag.edu.ru/doc/574259.html (дата обращения 03.06.2013 г.).
- Старовойтов Е.И, Савчук Д.В. Исследование и оптимизация применения уголковых отражателей для локации космических объектов//Космическая техника и технологии. 2013. № 1. С. 38-43.
- Зубов Н.Е, Савчук Д.В, Старовойтов Е.И. Анализ возможностей и оптимизация массы и энергопотребления лазерного высотомера для управления спуском с окололунной орбиты//Космическая техника и технологии. 2014. № 1 (4). С. 67-74.
- Назаров В.Н., Балашов И.Ф. Энергетическая оценка импульсных лазерных дальномеров. СПбГУИТМО, 2002. 38 с. Режим доступа: http://de.ifmo.ru/bk_netra/start.php?bn=27 (дата обращения 19.01.2012 г.).