RU230876U1 - Космический аппарат комплексного наблюдения поверхности Земли в видимом, инфракрасном и сверхвысокочастотном диапазонах "EOS-R" - Google Patents

Abstract

Полезная модель относится к информационным космическим системам для комплексного мониторинга Земли. Космический аппарат (КА) комплексного наблюдения поверхности Земли в видимом, инфракрасном и сверхвысокочастотном диапазонах «EOS-R» содержит корпус в форме четырехугольной призмы, выполненный из алюминиевых тепловых сотопанелей, на которых размещается бортовая служебная и целевая аппаратура и установлена корректирующая двигательная установка на базе стационарных плазменных двигателей и адаптер для соединения космического аппарата с системой отделения. На алюминиевом каркасе боковой панели смонтирована солнечная батарея, выполненная из двух секций для раздельного питания РСА и бортовой аппаратуры КА. На борту КА установлен радиолокатор с синтезированной апертурой, построенный с использованием активной фазированной антенной решеткой АФАР С-диапазона радиоволн, состоящей из четырех панелей, жестко закрепленных на боковой панели корпуса, и оптико-электронные камеры разных диапазонов частот. КА включает АФАР с узконаправленным лучом в Х-диапазоне, обеспечивающую высокоскоростную радиолинию передачи целевой и телеметрической информации и радиолинии приема информации и управления Х-диапазона с динамическим изменением вида фазовой манипуляции в ходе сеанса связи. На панелях КА установлены приемо-передающая антенны УКВ-диапазона и приемные антенны бортовой навигационной аппаратуры. Технический результат состоит в усовершенствовании конструкции КА для уменьшения размеров и массы космического аппарата, получения радиолокационных изображений с лучшим уровнем радиометрической чувствительности и улучшения пространственного разрешения камер видимого света и ИК-диапазона.

Description

Область техники, к которой относится полезная модель

Полезная модель относится к области космической техники, конкретно к автоматическим космическим аппаратам (КА), применяемым для целей дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) в видимом, инфракрасном и сверхвысокочастотном (СВЧ) диапазонах спектра электромагнитного излучения.

Уровень техники

В настоящее время наблюдается тенденция к увеличению количества космических систем ДЗЗ из малых космических аппаратов, в состав которых входит оптико-электронная аппаратура, работающая в одном из диапазонов спектра электромагнитного излучения: видимом, инфракрасном или СВЧ (КА радиолокационного наблюдения). За счет создания орбитальной группировки в составе до нескольких десятков КА обеспечивается увеличение производительности космических систем ДЗЗ, а также повышение оперативности и периодичности съемки заданного района поверхности Земли.

При этом с учетом прогресса в области микроэлектроники современные космические аппараты обладают малыми размерами, что позволяет выполнять групповые запуски КА для обеспечения оперативного развертывания орбитальных группировок.

Также можно отметить тенденцию к повышению скорости передачи данных ДЗЗ на земные станции наземных комплексов приема и обработки изображений и обеспечение защиты от несанкционированного доступа к передаваемым данным ДЗЗ.

Одним из основных недостатков современных систем ДЗЗ является наблюдение поверхности Земли только в одном из диапазонов спектра электромагнитного излучения, и как следствие ограничения при использовании полученных данных ДЗЗ в ряде важных практических задач дистанционного зондирования (например, оценка ледовой обстановки и подготовка данных для прокладки маршрутов движения судов). Из уровня техники известны метеорологические космические аппараты типа «Метеор-М» («Новости космонавтики», 2009, №11, с. 34-40), в состав которых входит аппаратура наблюдения в видимом, инфракрасном и СВЧ-диапазонах, имеющие герметичный несущий корпус в виде цилиндра, при массе 2930 кг, из которых около 1300 кг приходится на полезную нагрузку (ПН), снабженный раскрывающимися поворотными солнечными батареями, установленными на несущем корпусе с помощью электроприводов, и раскрывающаяся антенна бортового радиолокационного комплекса. На приборной платформе КА установлены комплексы многозональной спектральной съемки среднего разрешения для экологического мониторинга, система сбора и передачи данных с приемными антеннами метрового диапазона, многозональное сканирующее устройство малого разрешения (порядка 1000 м), а также радиолинии сантиметрового, дециметрового и метрового диапазонов. Трехосная система ориентации обеспечивает точность определения положения КА в пространстве не хуже 10 угл. мин и точность стабилизации не хуже 5×10^-4 °/с.

Комплекс многозональной съемки КМСС для экологического мониторинга включает три камеры - две МСУ-100 с пространственным разрешением 60 м и одну МСУ-50 с разрешением 120 м.

К недостаткам данного космического аппарата относится тот факт, что пространственное разрешение (проекция пикселя) аппаратуры наблюдения в инфракрасном диапазоне составляет порядка 1000 м, а в СВЧ-диапазоне - более 500 м ввиду обзорного характера информации, необходимой для метеорологических прогнозов и соответствующего выбора параметров полезной нагрузки.

Ввиду значительных массы и габаритных размеров групповой запуск данных спутников на ракете-носителе «Союз-2» с разгонным блоком «Фрегат» исключен, что негативно отражается на стоимости развертывания группировки. Кроме того, наличие раскрывающихся солнечных батарей и антенны приводит к наличию точек единичного отказа и как следствие снижению надежности КА.

Также из уровня техники известен радиолокационный космический аппарат дистанционного зондирования Земли PAZ («Новости космонавтики», 2018, №04, с. 52-55), негерметичный корпус которого выполнен в виде шестигранной призмы, нераскрывающиеся солнечные батареи и антенна бортового радиолокатора расположены на боковых сторонах корпуса КА Единственный разворачиваемый элемент - это 3,3 м штанга с антенной диапазона Х - для передачи данных, которая позволяет избежать радиопомех между РСА и системой передачи данных от полезной нагрузки, а также разрешить их одновременную работу. К недостаткам данного космического аппарата можно отнести отсутствие возможности получить с его помощью данные ДЗЗ в видимом и инфракрасном диапазонах спектра электромагнитного излучения ввиду отсутствия в его составе оптико-электронной аппаратуры.

Ближайшим аналогом заявленного космического аппарата является КА ALOS-2 («Новости космонавтики», 2014, №07, с. 34-40), корпус которого выполнен в виде призмы, к которой крепятся раскрывающиеся в полете панели солнечных батарей и антенна бортового радиолокатора, сложенные вдоль стенок корпуса в транспортном положении. В КА используется многофункциональный радиолокатор с активной фазированной решеткой (АФАР), обеспечивающей электронное сканирование в двух плоскостях. Радиолокатор работает в L-диапазоне частот (1,23-1,28 ГГц) и обеспечивает пространственное разрешение до 1-3 м. В качестве дополнительной нагрузки в КА установлена камера CIRC инфракрасного излучения (ИК) диапазона, обеспечивающая съемку с пространственным разрешением 200 м в полосе захвата 128 км. Бортовой радиокомплекс обеспечивает передачу данных дистанционного зондирования Земли через две антенны на частоте 8175 МГц (Х-диапазон частот) на наземные приемные станции. К недостаткам данного технического решения относится отсутствие оптико-электронной аппаратуры наблюдения в видимом диапазоне, масса и габаритные размеры, не позволяющие выполнить групповой запуск КА и наличие раскрывающихся элементов конструкции.

Сущность полезной модели

Задачей, решаемой заявленной полезной моделью, является выполнение дистанционного зондирования Земли, а именно комплексного наблюдения земной поверхности в видимом, инфракрасном и СВЧ-диапазонах спектра электромагнитного излучения, а также обеспечение передачи полученных данных ДЗЗ на земные станции наземного комплекса приема и обработки изображений, посредством мало массогабаритного космического аппарата, с учетом минимизации сроков и стоимости развертывания на рабочей орбите системы КА ДЗЗ с обеспечением заданных технических характеристик (пространственное разрешение, оперативность, надежность). Технический результат заявленного изобретения заключается в усовершенствовании конструкции КА для уменьшении размеров и массы космического аппарата комплексного наблюдения с целью обеспечения группового запуска при условии выполнения целевой задачи по комплексному дистанционному зондированию Земли с заданной надежностью, получении радиолокационных изображений с лучшим уровнем радиометрической чувствительности и улучшении пространственного разрешения камер видимого света и ИК-диапазона.

Раскрытие полезной модели

Решение указанной технической задачи достигается тем, что предлагается космический аппарат комплексного наблюдения поверхности Земли в видимом, инфракрасном и сверхвысокочастотном диапазонах «EOS-R», содержащий корпус в форме четырехугольной призмы, состоящей из боковых и торцевых панелей, смонтированных на каркасе из продольных лонжеронов, с размещенными на панелях корпуса радиолокатора с синтезированной апертурой (РСА) и оптико-электронной аппаратурой для съемки поверхности Земли, бортовой служебной и целевой аппаратурой и установленными снаружи корпуса двигательной установкой и адаптером для соединения космического аппарата с системой отделения, в котором, согласно полезной модели,

внутренний объем корпуса разделен поперечными панелями на три части, при этом все боковые панели корпуса выполнены по меньшей мере из четырех алюминиевых тепловых сотопанелей, покрытых с внешней стороны терморегулирующим покрытием и соединенных коллекторными аксиальными тепловыми трубами для выравнивания температурного поля панелей;

на алюминиевых каркасах четырех сотопанелей боковой панели корпуса смонтирована солнечная батарея, выполненная из двух панелей для раздельного питания РСА и бортовой аппаратуры КА;

радиолокатор с синтезированной апертурой, построенный с использованием активной фазированной антенной решеткой АФАР С-диапазона радиоволн, состоящей из четырех панелей, жестко закреплен на боковой панели корпуса, а внутри корпуса на трех поперечных панелях размещены блоки РСА и служебной бортовой аппаратуры, включая шесть двухосных силовых гироскопических комплексов;

в верхней части названной боковой панели установлена АФАР с узконаправленным лучом в Х-диапазоне, обеспечивающая высокоскоростную радиолинию передачи целевой и телеметрической информации и радиолинии приема информации и управления Х-диапазона с динамическим изменением вида фазовой манипуляции в ходе сеанса связи;

оптико-электронные камеры среднего разрешения видимого света и инфракрасного диапазонов частот жестко закреплены в оптико-электронном модуле, установленном в верхней части боковой панели противолежащей панели размещения АФАР с радиолокатором;

бортовая аппаратура (БА) космического аппарата смонтирована на внутренней стороне сотопанелей названной противолежащей боковой панели, а снаружи этой боковой панели посредством кронштейнов установлены первая передающая антенна УКВ-диапазона и приемные антенны бортовой навигационной аппаратуры;

приемная антенна УКВ-диапазона, кронштейн с тремя звездными датчиками системы ориентации и стабилизации и магнитометры установлены на верхней торцевой панели корпуса;

корректирующая двигательная установка на базе стационарных плазменных двигателей установлена на задней торцевой панели корпуса, при этом блок коррекции, блоки хранения ксенона и межблочный трубопровод закреплены на внешней стороне боковой панели корпуса, а система питания и управления смонтирована на внутренней стороне этой панели. Целесообразно, чтобы приборы системы управления ориентацией и стабилизацией были выполнены из трех звездных датчиков, двух блоков измерителей угловой скорости, магнитометров, солнечных датчиков, шести силовых гироскопических комплексов и трех электромагнитов, что позволит обеспечить высокую скорость перенацеливания космического аппарата, и как следствие его высокую производительность.

Космический аппарат выполнен с возможностью выведения на орбиту в составе группового запуска трех КА, на ракете-носителе «Союз-2» с разгонным блоком «Фрегат» за счет своей формы и малых габаритных размеров.

Полезная модель иллюстрируется чертежами с привязкой соответствующих чертежей к орбитальной системе координат. Связанная система координат осей XYZ КА в пространстве определяется следующим образом:

начало системы координат находится в центре масс КА;

ось Z параллельна нормали к плоскости АФАР РСА и направлена от излучателей АФАР к их посадочным местам на сотопанелях АФАР РСА;

ось X параллельна продольной оси АФАР РСА и направлена от панели с двигательной установкой к панели с кронштейном звездных датчиков;

ось Y дополняет систему координат до правой координатной тройки. Заявляемый космический аппарат поясняется чертежами, на которых показано:

фиг. 1 - общий вид КА (вид со стороны АФАР РСА);

фиг. 2 - общий вид КА (вид со стороны панелей БА, покрытых терморегулирующим покрытие);

фиг. 3 - общий вид КА (вид со стороны «Панели-X»);

фиг. 4 - каркас корпуса КА;

фиг. 5 - соединение панелей при помощи кронштейна;

фиг. 6 - размещение блоков бортовой аппаратуры на «Панелях БА».

На чертежах указанные позиции обозначают следующее: 1 - корпус, 2 - каркас корпуса, 3 - лонжерон, 4 - сотопанель «Панель+Х», 5 - сотопанель «Панель-X», 6 - сотопанель «Поперечная перегородка 1», 7 - сотопанель «Поперечная перегородка 2», 8 - сотопанель «Поперечная перегородка 3», 9 - кронштейн, 10 - коллекторная тепловая труба, 10 а - терморегулирующее покрытие (радиаторы); 11 - адаптер системы отделения, 12 - система отделения, 13 - солнечная батарея; 14 - АФАР радиолокатора с синтезированной апертурой (РСА); 15 - сотопанель АФАР РСА; 16 - сотопанель ЭБ РСА; 17 - оптико-электронный модуль; 18 - камера видимого диапазона; 19 - камера инфракрасного диапазона; 20 - сотопанели БА; 21 - блок управления и синхронизации; 22 - АФАР радиолинии РЛ-ПРД; 23 - АФАР радиолинии РЛ-ПРМ; 24 - кодер-модулятор РЛ-ПРД; 25 - демодулятор РЛ-ПРМ; 26 - первая передающая антенна УКВ-диапазона, 27 - звездный датчик; 28 - приемная антенна УКВ-диапазона; 29 - блок коррекции, 30 - блок хранения ксенона; 31 - вторая передающая антенна УКВ-диапазона; 32 - приемные антенны бортовой навигационной аппаратуры; 33 - бортовая вычислительная машина; 34 - вторичный источник питания звездного датчика; 35 - электронный прибор силовых гироскопических комплексов; 36 - бортовой радиокомплекс УКВ-диапазона; 37 - электромагнит; 38 - блок приемника навигационного; 39 - аккумуляторная батарея питания РСА; 40 - аккумуляторная батарея питания Б А; 41 - контроллер питания РСА; 42 - контроллер питания БА; 43 - стойка с блоком коммутации питания, контроллером телеметрических измерений и двумя контроллерами измерений и регулирования температуры; 44 - кронштейн с двумя оптическими датчиками Солнца.

Космический аппарат дистанционного зондирования Земли комплексного наблюдения «EOS-R» (фиг. 1, 2) содержит корпус (1), выполненный в форме четырехугольной призмы, в основании которой лежит равнобедренная трапеция, из каркаса (2), содержащего продольные алюминиевые лонжероны (3) на которых смонтированы алюминиевые тепловые сотопанели (4,5) («Панель+Х», «Панель-X»), образующие торцевые панели корпуса, и разделяющие внутренний объем корпуса (1) поперечной перегородкой (6), поперечной перегородкой (7) и поперечной перегородкой (8) (фиг. 4). Каждая грань призмы выполнена из по меньшей мере четырех алюминиевых тепловыми сотопанелей, снабженных встроенными аксиальными тепловыми трубами для выравнивания теплового поля каждой панели, на которой установлена БА.

Каждая тепловая сотопанель образована склеенными между собой верхним и нижним листами обшивки и сотовым заполнителем, расположенным между ними. Также в панель вклеены закладные элементы, необходимые для крепления бортовой аппаратуры космического аппарата, а также набора кронштейнов (9), соединяющих панели между собой (фиг. 5). Для перераспределения тепловых потоков между панелями установлены коллекторные тепловые трубы (10). К нижней торцевой сотопанели (5) крепится адаптер системы отделения (11), представляющий собой алюминиевую раму, через которую корпус космического аппарата воспринимает нагрузки от системы отделения (12) от средств выведения на рабочую орбиту.

К алюминиевым каркасам четырех сотопанелей боковой панели корпуса, расположенной по длинной стороне трапеции, при помощи металлических кронштейнов крепятся солнечная батарея (13). За счет коллекторных тепловых труб осуществляется выравнивание теплового поля солнечных батарей с целью обеспечения отвода тепла от тыльной поверхности фотоэлектрических преобразователей и обеспечения их рабочего теплового режима.

В составе КА применяется солнечная батарея, состоящая из двух секций, из которых первая секция солнечной батареи служит для питания РСА, вторая секция - для питания всей остальной бортовой аппаратуры КА, и выполненная на базе трехпереходных арсенид-галлиевых фотоэлектрических преобразователей. За счет применения преобразователей данного типа и режима солнечной ориентации КА на освещенном участке витка сокращена необходимая площадь солнечных батарей и удалось обеспечить потребности КА в электрической энергии при помощи всего одной панели без необходимости ее раскрытия.

Радиолокатор С-диапазона (5250-5570 МГц) с синтезированной апертурой (РСА), предназначен для получения данных ДЗЗ в СВЧ-диапазоне и состоит из:

приемо-передающей АФАР РСА (14), панели которой смонтированы на четырех сотопанелях боковой панели (15) корпуса (1), снаружи смонтированы излучатели, внутри - цифровые приемо-передаюшие модули;

электронных блоков (ЭБ) РСА, смонтированных на внутренней стороне четырех сотопанелей боковой панели (16) корпуса (1), отдельные ЭБ РСА размещаются на поперечных перегородках (6,7,8) из сотопанелей, разделяющих внутренний объем корпуса КА;

межблочных кабелей, соединяющих составные части РСА, а также РСА с радиолинией передачи целевой и телеметрической информации (РЛ-ПРД).

АФАР РСА имеет габаритные размеры антенного полотна порядка 3600×900 мм. Она состоит из 64 излучателей, расположенных в 4 ряда по 16 излучателей в каждом. Каждый излучатель содержит 8 линеек по 8 излучающих элементов в каждом. Таким образом, на антенном полотне находятся 128×32=4096 излучающих элементов. На внутренней стороне панелей АФАР РСА установлены 64 приемо-передающих цифровых модуля, каждый из которых электрически связан с соответствующим излучателем через отверстия в сотопанелях. Ширина диаграммы направленности АФАР РСА в горизонтальной плоскости составляет 0,8°, в вертикальной плоскости - 3,1°. Импульсная мощность излучения - 4 кВт.

Оптико-электронная целевая аппаратура (ЦА) предназначена для получения данных ДЗЗ в видимом и инфракрасном диапазоне и состоит из:

оптико-электронного модуля (17), содержащего камеры видимого (18) и ИК-диапазонов (19), расположенного на внешней стороне боковой панели БА (20) (фиг. 2);

двух блоков управления и синхронизации (21), расположенных на внутренней стороне панелей БА;

межблочных кабелей, соединяющих составные части ЦА, а также БУС с РЛ-ПРД.

Камеры жестко закреплены в оптико-электронном модуле и не могут вращаться. Наведение камер осуществляется поворотом всего космического аппарата.

Камера видимого диапазона обеспечивает съемку в трех спектральных диапазонах (голубой, зеленый, красный) с пространственным разрешением 40 метров в полосе захвата 160 км. Камера ИК-диапазона выполняет съемку в спектральном диапазоне 10-12 мкм с пространственным разрешением 100 м в полосе захвата 125 км. Пространственное разрешение камеры ИК-диапазона вдвое лучше, чему у КА-прототипа (ALOS-2).

Камеры видимого и ИК-диапазонов построены на базе линзовых объективов.

Диаметр входной апертуры камеры видимого диапазона составляет 30 мм, а фокусное расстояние - 115 мм. Диаметр входной апертуры камеры ИК-диапазона равен 60 мм, фокусное расстояние - также 60 мм. В качестве фотоприемного устройства в составе камеры видимого диапазона используется КМОП-матрица с глобальным затвором, а у камеры ИК-диапазона - тепловой детектор болометрического типа, оборудованный охладителем на основе элемента Пельтье.

Совместная обработка снимков одного участка местности, выполненных в различных спектральных диапазонах, обеспечивает повышение качества определения характеристик ледового покрова с целью прокладки оптимальных маршрутов судов различного ледового класса.

Служебная бортовая аппаратура устанавливается на внешних и внутренних сторонах панелей корпуса КА (при необходимости, с использованием кронштейнов).

В верхней части названной боковой панели (15) помимо АФАР РСА также установлены активные фазированные решетки (22 и 23) узконаправленным лучом в Х-диапазоне, обеспечивающие высокоскоростную радиолинии передачи целевой и телеметрической информации (РЛ-ПРД) и радиолинии приема информации и управления Х-диапазона (РЛ-ПРМ) с динамическим изменением вида фазовой манипуляции в ходе сеанса связи. Кодер-модулятор (24) РЛ-ПРД и демодулятор (25) РЛ-ПРМ расположены на внутренней стороне панелей БА (фиг. 6). Для предотвращения несанкционированного доступа к целевой информации в программное обеспечение кодера-модулятора введен модуль программного преобразования по алгоритму AES-256. Также на внешней стороне панели (15) АФАР РСА установлена первая передающая антенна УКВ-диапазона (26) (фиг. 1).

На торцевой «Панели+Х» (4) снаружи установлен кронштейн с тремя звездными датчиками (27) системы ориентации и стабилизации, приемная антенна УКВ-диапазона (28) и магнитометры. Расположение визирных осей звездных датчиков выбрано исходя из исключения одновременного попадания в их поля зрения Солнца или Земли.

На торцевой «Панели -X» (5) установлены блок коррекции (29) и два блока хранения ксенона (30) электроракетной корректирующей двигательной установки (КДУ), необходимой для выполнения орбитальных маневров. На внутренней стороне панели (5) расположена система питания и управления КДУ.

На внешней стороне четырех сотопанелей БА боковой панели 15 установлены кронштейны со второй передающей антенной УКВ-диапазона (31) и с двумя приемными антеннами бортовой навигационной аппаратуры (32), использующей при работе сигналы глобальных спутниковых навигационных систем. На внутренней стороне сотопанелей БА (20) помимо блока управления и синхронизации ЦА, кодера-модулятора РЛ-ПРД и демодулятора РЛ-ПРМ также установлены бортовая вычислительная машина (33), вторичные источники питания звездных датчиков (34), электронные приборы силовых гироскопических комплексов (35), бортовой радиокомплекс УКВ-диапазона БРКБ (36), электромагниты (37), блоки приемников навигационных (основной и резервный) бортовой навигационной аппаратуры (38), литий-ионные аккумуляторные батареи (39 и 40), одна из которых предназначена для питания РСА напряжением 49…60 В, а вторая - всей остальной бортовой аппаратуры напряжением 24…34 В. Также на панелях БА установлены контроллеры питания (41 и 42), один из которых служит для сопряжения первой панели солнечной батареи и аккумуляторной батареи (40), а второй - для сопряжения второй панели солнечной батареи и аккумуляторной батареи (39), блок коммутации питания, контроллер телеметрических измерений и два контроллера измерений и регулирования температуры в единой стойке (43) как показано на фиг. 6.

На поперечных перегородках внутри корпуса (6-8) установлены шесть силовых гироскопических комплексов, являющихся исполнительными органами системы ориентации и стабилизации и два блока измерителей угловой скорости.

На панели СБ установлен кронштейн с двумя оптическими датчиками Солнца (44) (основной и резервный), которые применяются для наведения солнечной батареи на Солнце (фиг. 1) и делитель мощности УКВ-диапазона, обеспечивающий одновременное подключение первой и второй передающих антенн (28 и 31) к выходам передатчиков БРКБ (фиг. 3). Приборы бортовой аппаратуры электрически соединены между собой жгутами бортовой кабельной сети. В состав бортовой кабельной сети также входят датчики температуры и нагреватели.

Для обеспечения теплового режима функционирования бортовой аппаратуры КА снаружи укрыт матами экранно-вакуумной теплоизоляции 10 а (за исключением антенн, оптических приборов и радиационных поверхностей), как показано на фиг. 2.

Предлагаемый космический аппарат предполагается к использованию на низких (высотой около 500 км) околокруговых солнечно-синхронных орбитах для задач комплексного дистанционного зондирования Земли, в видимом, инфракрасном и СВЧ-диапазонах. Причем в СВЧ-диапазоне достигается высокое пространственное разрешение, равное 1,0 м в кадре размером 10×10 км. Главным в заявляемом решении является совмещение в КА оптико-электронной аппаратуры и радиолокатора, построенного на базе АФАР, при этом нормаль к поверхности АФАР РСА параллельна визирным осям камер видимого и ИК-диапазона.

КА обеспечивает три режима радиолокационной съемки в С-диапазоне: детальный, маршрутный и обзорный. При съемке в детальном режиме КА выполняет отслеживание объекта съемки нормалью к поверхности АФАР (при необходимости некогерентного накопления нескольких изображений для увеличения радиометрического разрешения). Во всех остальных режимах КА находится в орбитальной ориентации или осуществляет (при необходимости) поворот по крену, и происходит электронное сканирование поверхности Земли лучом АФАР. Рабочий диапазон углов падения при радиолокационной съемке - от 15 до 45°.

Пространственное разрешение радиолокатора составляет от 0,5 до 1 м в детальном, 3-5 м в маршрутном и 20-40 м в обзорном режиме. Полоса захвата: 10 км в детальном, 30-50 км в маршрутном и 150…280 км в обзорном режиме. Импульсная мощность РСА составляет 4 кВт. Использование радиолокатора, работающего в С-диапазоне, позволяет повысить пространственное разрешение по сравнению с КА-прототипом (ALOS-2). Для обеспечения заданного качества получаемых данных ДЗЗ путем сокращения возмущающих факторов во время получения радиоголограммы в составе КА исключены источники вибраций (кроме гиромоторов и приводов прецессии силовых гироскопических комплексов). В составе радиолинии передачи целевой и телеметрической информации не применяются зеркальные антенны с приводами, вместо них используется АФАР, наведение луча которой на земную станцию в режиме одновременной съемки и передачи данных ДЗЗ осуществляется электронным способом. Для обеспечения заданной оперативности и периодичности съемки заданных районов Земной поверхности запланирован групповой запуск трех предлагаемых космических аппаратов может быть осуществлен на ракете-носителе типа «Союз-2» с разгонным блоком «Фрегат» и головным обтекателем типа 81 КС с космодрома Восточный, Байконур или Плесецк. Ввиду ограничений на габаритные размеры космического аппарата при групповом запуске, в составе спутника применяются солнечные батарее на базе трехпереходных арсенид-галлиевых фотоэлектрических преобразователей. Кроме того, используется базовая ориентация к нормали панели солнечной батареи на Солнце при нахождении КА на освещенном участке витка, тем самым максимизируется выработка электрической энергии для обеспечения заданной производительности. Для обеспечения заданной производительности в состав предлагаемого космического аппарата введена радиолиния передачи целевой и телеметрической информации Х-диапазона, обладающая возможностью динамического изменения вида фазовой манипуляции (8PSK, 16APSK, 32APSK) в ходе сеанса связи и обеспечивающая скорость передачи информации на земную станцию, равную 960, 1280 и 1600 Мбит/с соответственно. Защита от несанкционированного доступа реализована путем внедрения в программное обеспечение кодера-модулятора модуля программного преобразования по алгоритму AES-256.

Также для обеспечения заданной производительности в состав предлагаемого космического аппарата введены шесть силовых гироскопических комплексов, которые являются исполнительными органами системы ориентации и стабилизации космического аппарата и развивают управляющий момент до 1,5 Н м, что обеспечивает угловые повороты КА со скоростями до 3°/с. С целью сокращения продолжительности успокоения после выполнения углового поворота целевой аппаратуры КА на район интереса до 25 секунд жесткость конструкции КА повышена за счет исключения раскрывающихся или шарнирных элементов (в частности, панели солнечных батарей и антенны жестко закреплены на корпусе КА). Также для обеспечения заданной производительности космической системы в состав каждого космического аппарата введена электроракетная корректирующая двигательная установка на базе стационарных плазменных двигателей, состоящая из блока коррекции (29), двух блоков хранения ксенона (30), соединенных межблочным трубопроводом, и системы питания и управления. В течение всего срока эксплуатации КА за счет выполнения при помощи КДУ орбитальных маневров будет обеспечено поддержание постоянного фазового угла между КА в одной орбитальной плоскости. Расположение КА в орбитальной плоскости через равные фазовые углы исключает одновременное появление КА в зоне радиовидимости земной станции, что позволяет проводить сеансы связи с КА при помощи всего одной антенной системы. Кроме того, исключается ситуация, когда все КА в плоскости одновременно наблюдают один и тот же район интереса, и отсутствует возможность наблюдения соседних районов. Таким образом поддержание фазового угла при помощи КДУ обеспечивает рациональное использование ресурсов как орбитальной группировки, так и земных станций.

С целью обеспечения заданной надежности КА, особенно важной при создании орбитальной группировки за счет групповых запусков идентичных изделий, исключено раскрытие панелей солнечных батарей, при котором средства зачековки панелей в транспортном положении являются точками единичного отказа. Панель солнечной батареи в предлагаемом техническом решении закреплена на каркасе панели корпуса КА при помощи кронштейнов.

С целью снижения стоимости создания космического аппарата повышена технологичность изготовления силовой конструкции корпуса путем применения алюминиевых сотовых панелей. Для снижения сроков и стоимости подготовки трех космических аппаратов на космодроме запуска заправка блоков хранения ксенона корректирующих двигательных установок последних рабочим телом (инертный газ ксенон высокой чистоты) с отбором проб из заправленного бака осуществляется в центральном регионе России с последующим монтажом заправленного бака на борт космического аппарата на заводе-изготовителе КА.

После проверок на космодроме запуска КА устанавливается на адаптер средств выведения (разгонный блок «Фрегат»), при этом адаптер системы отделения КА (11) механически сопрягается с системой отделения, а цепи опроса отрывных соединителей контроллера питания сопрягаются с системой отделения электрически. В таком положении выключенный КА доставляется средствами выведения на рабочую орбиту, где выполняется его отделение.

В момент отделения КА происходит размыкание цепей отрывных соединителей, и контроллер системы питания подключает аккумуляторную батарею КА к бортовым системам КА. КА переходит в режим гашения остаточных угловых скоростей КА по данным блоков измерителей угловой скоростей. В качестве исполнительных органов на данном этапе полета используются электромагниты (37). После снижения угловых скоростей КА ниже заданного уровня, КА переходит в режим раскрутки роторов гиромоторов силовых гироскопических комплексов. Затем осуществляется автоматический переход в солнечный режим ориентации, при котором по данным оптических датчиков Солнца (44) КА выполняет поиск данного ориентира, а затем наводит на него нормаль к панели солнечной батареи (13), обеспечивая приход электрической энергии. Сброс накопленного системой силовых гироскопических комплексов кинетического момента осуществляется при помощи электромагнитов, для управления которыми используются данные магнитометров.

Одновременно с реализацией солнечного режима ориентации выполняется инициализация и тестирование звездных датчиков (27) и приемников бортовой навигационной аппаратуры (38). В случае успешного прохождения тестов, выполняется установка бортовой шкалы времени по данным бортовой навигационной аппаратуры и подключение звездных датчиков (27) в контур управления КА и КА переходит в точный режим ориентации, в котором находится в течение всего срока эксплуатации на орбите. В точном режиме ориентации КА:

на теневом участке витка находится в орбитальной ориентации (ось минус Z связанной системы координат направлена в надир, ось X - по вектору скорости КА);

на освещенном участке витка находится в солнечной ориентации, за исключением сеансов связи с земными станциями и коррекций орбиты (КА находится в орбитальной ориентации) и выполнения съемки (нормаль к поверхности АФАР РСА или визирная ось целевой аппаратуры наводится на объект съемки).

С целью управления и контроля КА, а также получения данных ДЗЗ выполняются сеансы связи с КА, в ходе которых земная стация излучает радиосигналы Х-диапазона, содержащие командно-программную информацию, а КА принимает данные сигналы посредством радиолинии приема информации и правления, содержащей АФАР (23) и демодулятор (25). Командно-программная информация содержит в том числе полетные задания для выполнения съемки заданных участков земной поверхности, а также информацию, необходимую для работы бортовых систем. По данной радиолинии также может передаваться программное обеспечение, предназначенное для обновления бортового программного обеспечения вычислительных средств КА. Одновременно АФАР (22) радиолинии передачи целевой и телеметрической информации излучает радиосигнал X-диапазона, содержащий соответствующую информацию, а земная станция ее принимает.

Выполнение сеанса связи по радиолиниям Х-диапазона возможно только при ориентированном полете КА, причем бортовая вычислительная машина КА управляет включением радиолиний, а также наведением лучей АФАР (22 и 23). Для обеспечения живучести космического аппарата в его состав введена командно-телеметрическая радиолиния УКВ-диапазона, функционирующая при любой ориентации космического аппарата и дублирующая радиолинии Х-диапазона при нештатных и аварийных ситуациях. В состав данной радиолинии входят антенны (26, 28, 31), делитель и бортовой радиокомплекс (36).

После выполнения проверки и настройки служебных бортовых систем, КА переходит к выполнению дистанционного зондирования Земли при помощи РСА и ЦА. КА производит съемку заданных в полетном задании участков земной поверхности. Съемка в видимом и ИК диапазонах выполняется соответствующими камерами ЦА, работающими независимо, съемка в СВЧ-диапазоне выполняется при помощи РСА, работающего независимо от камер ЦА. КА может выполнять съемку с отклонением от надира по углу крена на ±40°, а по углу тангажа - на ±30°. Реализованы детальный, маршрутный и обзорный режимы съемки РСА.

В режиме проведения сеанса связи с земной станцией, в ходе которого осуществляется передача целевой информации, радиолиния передачи целевой и телеметрической информации Х-диапазона производит программное преобразование данных ДЗЗ при помощи алгоритма AES-256, реализованного в кодере-модуляторе (24). Исходные данные для программного преобразования передаются в полетном задании на передачу данных ДЗЗ и могут быть уникальными для каждого сеанса связи. Также радиолиния в ходе сеанса связи выполняет изменение вида фазовой манипуляции (8PSK, 16APSK, 32APSK) в соответствии с заданной программой, которая также может быть уникальной для каждого сеанса связи. При формировании программы изменения вида манипуляции учитывается расстояние между КА и земной станцией и реализуется оптимальное использование пропускной способности радиоканала. В режиме коррекции орбиты КА, как правило, находится в орбитальной ориентации (возможен поворот КА вокруг оси Z на 90° с целью коррекции наклонения орбиты). При этом на витке, когда выполняется коррекция орбиты, съемка земной поверхности не проводится. При коррекции импульс тяги выдается при помощи стационарных плазменных двигателей, расположенных в блоке коррекции (29), блоки хранения ксенона (30) служат для хранения запаса рабочего тела, система питания и управления необходима для преобразования напряжения шин питания КА в напряжения и токи, необходимые для питания потребителей КДУ, установленных в блоке коррекции.

Задача, на решение которой направлена полезная модель, достигается за счет применения в составе спутника компактных радиолокатора с синтезированной апертурой и оптико-электронной целевой аппаратуры среднего разрешения, что позволяет получать данные ДЗЗ в видимом, ИК и СВЧ-диапазонах при малых общем габарите и массе КА. При этом обеспечено высокое качество получаемых изображений с пространственным разрешением до 1 м на пиксел в СВЧ диапазоне при съемке с орбиты высотой 500 км;

использования высокоинформативных радиолиний передачи целевой и телеметрической информации, а также прием информации и управления X-диапазона, причем в радиолинии передачи информации используется динамическое изменение вида фазовой манипуляции в ходе сеанса связи, что обеспечивает скорость передачи информации до 1600 Мбит/с;

использования в составе радиолиний Х-диапазона антенн на базе АФАР с электронным наведением луча, что исключает механические возмущения и снижение качества данных ДЗЗ в режиме одновременной съемки и передачи данных;

введения в состав программного обеспечения кодера-модулятора радиолинии передачи целевой и телеметрической информации Х-диапазона модуля программного преобразования данных ДЗЗ при помощи алгоритма AES-256, что обеспечивает селективный доступ к данным без увеличения количества блоков радиолинии и, следовательно, массы и габаритных размеров космического аппарата;

введения в состав космического аппарата резервной командно-телеметрической радиолинии УКВ-диапазона, реализующей возможность связи со спутником при любом его пространственном положении и обеспечивающей надежность эксплуатации КА;

применения одной солнечной батареи, выполненной из двух панелей на базе арсенид-галлиевых фотоэлектрических преобразователей, установленной на корпусе КА посредством кронштейнов и не имеющей раскрывающихся элементов, и АФАР РСА смонтированной на корпусе КА и не имеющей раскрывающихся элементов, за счет чего увеличена надежность КА и его жесткость, и как следствие сокращено до 25 секунд время успокоения КА после перенацеливания, и увеличена производительность;

применения для питания РСА повышенным напряжением отдельных солнечной батареи, аккумуляторной батареи и контроллера питания, что обеспечивает снижение протекающих токов и как следствие уменьшение массы бортовой кабельной сети и снижение возмущающих моментов от взаимодействия протекающих токов с магнитным полем Земли;

использования в качестве исполнительных органов системы ориентации и стабилизации шести силовых гироскопических комплексов, что обеспечивает угловые повороты КА со скоростями до 3°/с и как следствие высокую производительность КА;

применения в составе космического аппарата электроракетной корректирующей двигательной установки, использующей в качестве рабочего тела инертный газ ксенон и устанавливаемой на борт КА в заправленном состоянии, что позволяет упростить и ускорить подготовку КА на космодроме запуска;

размещения бортовой аппаратуры на тепловых сотовых панелях, являющихся элементами корпуса космического аппарата, обеспечивает минимизацию количества элементов конструкции КА и их размеров, что позволяет упростить и ускорить процесс изготовления и испытаний космического аппарата, а также обеспечивает размещение трех КА под обтекателем средств выведения (РН «Союз-2» с разгонным блоком «Фрегат»).

Claims (3)

1. Космический аппарат комплексного наблюдения поверхности Земли в видимом, инфракрасном и сверхвысокочастотном диапазонах «EOS-R», содержащий корпус в форме четырехугольной призмы, состоящей из боковых и торцевых панелей, смонтированных на каркасе из продольных лонжеронов, с размещенными на панелях корпуса радиолокатора с синтезированной апертурой (РСА) и оптико-электронной аппаратурой для съемки поверхности Земли, бортовой служебной и целевой аппаратурой и установленными снаружи корпуса двигательной установкой и адаптером для соединения космического аппарата с системой отделения, отличающийся тем, что внутренний объем корпуса разделен поперечными панелями на три части, при этом все боковые панели корпуса выполнены по меньшей мере из четырех алюминиевых тепловых сотопанелей, покрытых с внешней стороны терморегулирующим покрытием и соединенных коллекторными аксиальными тепловыми трубами для выравнивания температурного поля панелей, на алюминиевых каркасах четырех сотопанелей боковой панели корпуса смонтирована солнечная батарея, выполненная из двух секций для раздельного питания РСА и бортовой аппаратуры КА, радиолокатор с синтезированной апертурой, построенный с использованием активной фазированной антенной решеткой АФАР С-диапазона радиоволн, состоящей из четырех панелей, жестко закреплен на боковой панели корпуса, а внутри корпуса на трех поперечных панелях размещены блоки РСА и служебной бортовой аппаратуры, включая шесть двухосных силовых гироскопических комплексов, в верхней части названной боковой панели установлена АФАР с узконаправленным лучом в Х-диапазоне, обеспечивающая высокоскоростную радиолинию передачи целевой и телеметрической информации и радиолинии приема информации и управления Х-диапазона с динамическим изменением вида фазовой манипуляции в ходе сеанса связи, оптико-электронные камеры среднего разрешения видимого света и инфракрасного диапазонов частот жестко закреплены в оптико-электронном модуле, установленном в верхней части боковой панели противолежащей панели размещения АФАР с радиолокатором, бортовая аппаратура (БА) космического аппарата смонтирована на внутренней стороне сотопанелей названной противолежащей боковой панели, а снаружи этой боковой панели посредством кронштейнов установлены первая передающая антенна УКВ-диапазона и приемные антенны бортовой навигационной аппаратуры, приемная антенна УКВ-диапазона, кронштейн с тремя звездными датчиками системы ориентации и стабилизации и магнитометры установлены на верхней торцевой панели корпуса, корректирующая двигательная установка на базе стационарных плазменных двигателей установлена на задней торцевой панели корпуса, при этом блок коррекции, блоки хранения ксенона и межблочный трубопровод закреплены на внешней стороне боковой панели корпуса, а система питания и управления смонтирована на внутренней стороне этой панели.

2. Космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что приборы системы управления ориентацией и стабилизацией выполнены из трех звездных датчиков, двух блоков измерителей угловой скорости, магнитометров, солнечных датчиков, шести силовых гироскопических комплексов и трех электромагнитов.

3. Космический аппарат по пп.1,2 отличающийся тем, что выполнен с возможностью выведения на орбиту в составе группового запуска трех КА, на ракете-носителе «Союз-2» с разгонным блоком «Фрегат».