Особенности ориентации навигационных космических аппаратов

Космический аппарат (КА) в навигационной системе используется как радионавигационная точка с известными координатами и шкалой времени, излучающая навигационный сигнал, охватывающий всю подспутниковую территорию земного шара и близлежащее околоземное космическое пространство.

Радионавигационный сигнал используется потребителем для измерения псевдодальности и радиальной скорости ее изменения, а также получения навигационной информации о параметрах движения спутника на каждый момент измерения

(эфемеридах) и оцифрованной шкалы спутникового (бортового) времени [1; 2].

Радионавигационный сигнал в измерительном контуре должен обладать высокой стабильностью частоты и фазы сигнала, излучаться через антенну, диаграмма которой охватывает весь земной шар и близкое околоземное космическое пространство (глобальная диаграмма). Наличие смещения фазового центра антенны от продольной оси КА вносит погрешность в определении местоположения потребителя из-за произвольного взаимного углового положения КА – потребитель, если у потребителя отсутствует дополнительная информация о динамике разворота КА на теневых орбитах.

Для высокоточного прогнозирования движения КА на длительный период (несколько су- ток) необходимо детальное моделирование воздействующих гравитационных сил от Земли, Луны, Солнца и сил негравитационной природы (реактивных сил, светового давления, излучение передатчиков и др.). Факторы ориентации КА, имеющие случайный характер воздействия и не-поддающиеся моделированию в части светового давления, должны быть ограничены за счет реализации определенных мероприятий при проектировании и изготовлении навигационных КА. Кроме того необходим запрет на использование реактивных систем для разгрузки исполнительных органов системы ориентации КА в течение его срока активного существования. В результате система ориентации навигационного КА должна удовлетворять как общим, так и специальным требованиям, обеспечивающим его точностные характеристики [3].

Общие требования к системе ориентации

Организация заданного углового положения КА в пространстве расширяет его функциональные возможности и повышает эффективность выполнения им целевых задач в течение всего срока активного существования [4].

Ориентированное положение КА в пространстве создает следующие преимущества:

• •    ориентация антенн КА на рабочую зону поверхности Земли увеличивает информативность и надежность его радиолинии;

• •    ориентация солнечных батарей (СБ) на Солнце повышает энергетические возможности системы электропитания КА;

• •    ориентация двигателей коррекции (ДК) по направлению, связанному с вектором скорости КА, обеспечивает проведение орбитальных маневров;

• •    ориентация КА в пространстве создает возможность реализации более комфортного теплового режима.

Система управления угловым движением КА относительно его центра масс должна выполнять задачи успокоения, ориентации и стабилизации, аварийной ориентации и др. На КА информационного обеспечения такая система называется системой ориентации и стабилизации (СОС).

Выходным показателем СОС является точность ориентации КА, которая может быть различной по осям ориентации. СОС условно можно разделить на грубую (погрешность более 1 ° ), точную (погрешность от 0,1° до 1°) и прецизионную (погрешность менее 0,1°). Формулирование требований к точности ориентации КА осуществляется исходя из его назначения и располагаемых ресурсов (массы, энергопотребления) на реализацию функции ориентации с заданной точностью.

Наличие погрешности ориентации антенн приводит к необходимости соответствующего расширения диаграммы направленности и снижения ее усиления [4]:

y

f -К_ 1 2 , К. = Кг

V Ф о + 2_Фа ) ^а  к у

Ф о

V Ф о ^{+ 2} Ф а >

,(1)

где φ ₀ – ширина диаграммы антенны; K _y – коэффициент усиления антенны; φ _A – погрешность ориентации антенны; K _u , K ₀ – нормировочные коэффициенты; K _A – коэффициент эффективности ориентации антенны.

Зависимость относительной погрешности ориентации антенны от требований к эффективности ориентации (2) приведена на графике рис. 1.

Ф = 0.5

Ф о

I. ^к

- 1

Рис. 1. Зависимость «точность-эффективность» ориентации антенн

Для информационных КА требуемое значение коэффициента KA находится в пределах 0,9…0,95, что соответствует значениям

ϕ

^A = 0,027…0,013.

ϕ ₀

Поэтому может быть применима любая схема ориентации в зависимости от ширины диаграммы направленности антенны.

Наличие погрешности ориентации СБ на Солнце снижает величину снимаемой мощности [2]:

^Р СБ = ^Р СБ "  ^К СБ ; ^К СБ = cos Ф СБ , ⁽³⁾ где K _СБ – коэффициент эффективности ориентации СБ; φ _СБ – погрешность ориентации СБ; P ⁰ , P – номинальная и эффективная мощность СБ.

Зависимость погрешности ориентации СБ φ _СБ от требований к эффективности ориентации K _СБ приведена на рис. 2.

Для информационных КА обеспечивается грубая ориентация СБ на Солнце, при которой допускается снижение эффективности не более чем на 1,5 %.

Рис. 2. Зависимость «точность-эффективность» ориентации СБ

Том 2

на точность навигационных определений за счет обеспечения высокоточного моделирования динамических процессов ориентации КА, особенно на период прохождения им теневых орбит [2; 4].

Расчет воздействия сил светового давления на плоскую панель СБ, отслеживающей направление на Солнце с погрешностью φ , проводится по известным формулам [4; 5], учитывающими составляющие от поглощенного, зеркального и диффузно-отраженного суммарного солнечного потока и представленного в виде двух ортогональных векторов:

• •    параллельно нормали к панели СБ:

Требования к ориентации вектора тяги ДК по заданному направлению формируются исходя из следующих условий [4]:

• •    обеспечение заданной эффективности выдачи импульса:

J э = J 0 ⋅ K дк , K дк = cos φ дк ;            (4)

• •    ограничение на возмущающую составляющую импульса в поперечном направлении:

J воз = J 0 ⋅ K воз , K воз = sin φ дк ,            (5)

где J ₀ – номинальное значение выдаваемого импульса; J _э , J _воз – эффективная и возмущающая составляющие выдаваемого импульса; K _дк , K _воз – коэффициенты составляющих импульса.

Зависимость погрешности ориентации φ _дк от требований к эффективности ориентации подобна графику на рис. 2, а от K _воз приведена на рис. 3.

Рис. 3. Зависимость точности ориентации вектора тяги ДК от коэффициента возмущающего импульса

Для информационных КА определены следующие требования: K _дк ≥ 0,9 и K _воз ≤ 0,1. Это допускает применение грубой схемы ориентации вектора тяги ДК.

Специальные требования к ориентации навигационных КА

Как было изложено ранее, для навигационного КА является важным снижение воздействия факторов, связанных с функционированием СОС, fН = P0 • S СБ • cos Ф

⁽¹ + Р з о) ' cos Ф + 3 Р до .

; (6)

• •    в боковом направлении (в плоскости панели):

f _б = P ₀ ⋅ S _СБ ⋅ cos ϕ ⋅ sin ϕ (1 - ρ _{з . о .}),      (7)

где P ₀ – удельная сила светового давления, в районе Земли P ₀ = 4,6 ⋅ 10^–6 Н/м²; S _СБ – площадь СБ; ρ _з.о. – коэффициент зеркального отражения; ρ _д.о. – коэффициент диффузного отражения.

Ошибку в прогнозирование движения КА вносит только боковая составляющая f _б .

На максимальных солнечных орбитах нормаль к панели СБ перпендикулярна плоскости орбиты, а на максимальных теневых орбитах нормаль к панели СБ параллельна плоскости орбиты. Таким образом, боковая составляющая силы f _б может занимать произвольное положение относительно вектора скорости спутника, в том числе совпадать с ним [4].

Для наихудшего случая погрешность прогнозирования положения КА вдоль орбиты ∆ l _Н , обусловленная наличием постоянной погрешности ориентации СБ φ _СБ в течение всего витка, составит [4; 5]:

∆ l = А ⋅ n ² ⋅ sin ϕ , Н    Н B      СБ

3 2   P 0 ⋅ S СБ

А _Н = T _КА ⋅ (1 - ρ _{з . о .}), Н ₂ КА    _{M КА}         з . о .

где n _B – количество витков; T _КА – период обращения КА; M _КА – масса КА.

Для навигационных КА на среднекруговых орбитах примем следующий диапазон реализации коэффициента А _Н ≈ 100…150 м. Тогда при φ _СБ ≈ 1° предельная погрешность прогнозирования КА за виток составит 7…10 м.

Фактически период совпадения направления f _б с направлением скорости t _СБ кратковременен. В этом случае расчет уходов КА вдоль орбиты осуществляется по следующему уравнению [4; 5]:

Δ l _И = А _Н ⋅ sin ϕ _СБ ⋅ 2 ⋅ t ^СБ .             (9)

T _КА

Так, при φ _СБ ≤ 20º и допустимому значению

∆ l _И ≤ 2 м, ^СБ ≤ 0,01 ( t _СБ < 20 мин.).

T _КА

Проведенные оценки подтверждают необходимость реализации мероприятий по повышению точности ориентации СБ навигационных КА.

Заключение ходимость их учета при формировании требований к его системе ориентации.

• 2.    Проведен анализ целевой эффективности ориентации антенн, СБ, ДК и сформулированы общие требования к каждому каналу ориентации.

• 3.    Определены специальные требования к каналу ориентации СБ, удовлетворяющие требованиям навигационного КА в части точности эфемерид.

• 1.    Проведен анализ особенностей целевого использования навигационного КА и обоснована необ-