RU230931U1

RU230931U1 - Earth observation spacecraft with ultra-high resolution "EOS-O"

Info

Publication number: RU230931U1
Application number: RU2024126656U
Authority: RU
Inventors: Александр Викторович Хромов; Дмитрий Николаевич Борунов; Валерий Владимирович Лабутин; Андрей Дмитриевич Озеров
Original assignee: Акционерное Общество Научно-Производственный Концерн "Барл"
Filing date: 2024-09-10
Publication date: 2024-12-25

Abstract

Полезная модель относится к космической технике, а именно к космическим аппаратам оптико-электронного дистанционного зондирования Земли. Космический аппарат содержит корпус в форме прямоугольного параллелепипеда из соединенных между собой боковых и торцевых панелей, выполненных из тепловых сотопанелей с алюминиевыми каркасами, на одном из которых смонтирована солнечная батарея с установленными на ней приемной антенной УКВ-диапазона и двумя оптическими датчика Солнца. На верхней торцевой панели установлены передающая антенна УКВ-диапазона и бортовая аппаратура высокоскоростных радиолинии передачи целевой и телеметрической информации и радиолинии приема информации и управления Х-диапазона с активными фазированными антенными решетками (АФАР). На нижней торцевой панели корпуса расположены вторая передающая антенна УКВ-диапазона, звездные датчики системы ориентации и стабилизации и приемные антенны бортовой навигационной аппаратуры. Внутри корпуса размещена оптико-электронная система, включающая моноблок целевой аппаратуры сверхвысокого разрешения, содержащий оптико-электронный модуль панхроматического канала и оптико-электронный модуль мультиспектрального канала. На внутренней боковой панели закреплены командно-телеметрическая радиолиния УКВ-диапазона и делитель мощности УКВ-диапазона с возможностью одновременного подключения передающих антенн, а на двух диаметрально расположенных боковых панелях смонтированы по два двухосных силовых гироскопических комплекса. На корпусе установлена корректирующая двигательная установка на базе стационарных плазменных двигателей. Техническим результатом заявленной полезной модели является усовершенствование конструкции КА для обеспечения его группового запуска и улучшение качества съемки при оптико-электронном дистанционном зондировании Земли. 1 ил. The utility model relates to space technology, namely to spacecraft for optical-electronic remote sensing of the Earth. The spacecraft comprises a body in the form of a rectangular parallelepiped of interconnected side and end panels made of thermal honeycomb panels with aluminum frames, on one of which a solar battery is mounted with a VHF receiving antenna and two optical Sun sensors installed on it. A VHF transmitting antenna and on-board equipment for high-speed radio links for transmitting target and telemetry information and a radio link for receiving information and control in the X-band with active phased antenna arrays (APAA) are installed on the upper end panel. A second VHF transmitting antenna, star sensors of the orientation and stabilization system and receiving antennas of the on-board navigation equipment are located on the lower end panel of the body. An optical-electronic system is placed inside the hull, including a monoblock of ultra-high-resolution target equipment, containing an optical-electronic module of a panchromatic channel and an optical-electronic module of a multispectral channel. A command-telemetry VHF radio line and a VHF power divider with the ability to simultaneously connect transmitting antennas are fixed on the inner side panel, and two two-axis power gyroscopic complexes are mounted on two diametrically located side panels. A corrective propulsion system based on stationary plasma engines is installed on the hull. The technical result of the claimed utility model is an improvement in the design of the spacecraft to ensure its group launch and an improvement in the quality of shooting during optical-electronic remote sensing of the Earth. 1 fig.

Description

Область техники, к которой относится полезная модельThe field of technology to which the utility model relates

Техническое решение относится к области космической техники, конкретно к автоматическим космическим аппаратам (КА), применяемым для целей оптико-электронного дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) сверхвысокого разрешения.The technical solution relates to the field of space technology, specifically to automatic spacecraft (SC) used for the purposes of optical-electronic remote sensing of the Earth (ERS) of ultra-high resolution.

Уровень техникиState of the art

В настоящий момент наблюдаются тенденция к увеличению следующих количественных показателей качества космических систем ДЗЗ:At present, there is a tendency towards an increase in the following quantitative indicators of the quality of remote sensing space systems:

повышение пространственной разрешающей способности данных ДЗЗ;increasing the spatial resolution of remote sensing data;

повышение оперативности и периодичности съемки заданного района поверхности Земли;increasing the efficiency and frequency of surveying a given area of the Earth's surface;

повышение производительности космических систем ДЗЗ;increasing the productivity of remote sensing space systems;

наличие защиты от несанкционированного доступа к данным ДЗЗ, передаваемым с космического аппарата.the presence of protection against unauthorized access to remote sensing data transmitted from a spacecraft.

При этом с учетом прогресса в области микроэлектроники можно выделить следующие тренды:Taking into account the progress in the field of microelectronics, the following trends can be identified:

выполнение групповых запусков КА для обеспечения оперативного развертывания орбитальных группировок;implementation of group launches of spacecraft to ensure prompt deployment of orbital groups;

повышение скорости передачи данных ДЗЗ на земные станции наземных комплексов приема и обработки изображений;increasing the speed of transmission of remote sensing data to earth stations of ground-based image reception and processing systems;

снижение продолжительности и стоимости изготовления КА;reduction in the duration and cost of spacecraft production;

обеспечение надежности решения целевой задачи космической системы ДЗЗ.Ensuring the reliability of the solution to the target problem of the space remote sensing system.

Одним из основных недостатков современных систем ДЗЗ являются большие габариты и масса, а также стоимость разработки и запуска каждого космического аппарата сверхвысокого разрешения (с пространственным разрешением (проекция пикселя) 0,5 м и меньше), и как следствие экономические ограничения при развертывании орбитальной группировки, что в свою очередь снижает оперативность съемки. Вследствие этого одним из трендов в создании систем ДЗЗ сверхвысокого разрешения стало использование низкобюджетных космических аппаратов малого класса.One of the main disadvantages of modern remote sensing systems is their large size and weight, as well as the cost of developing and launching each ultra-high-resolution spacecraft (with a spatial resolution (pixel projection) of 0.5 m or less), and, as a consequence, economic limitations in deploying an orbital group, which in turn reduces the efficiency of surveying. As a result, one of the trends in the creation of ultra-high-resolution remote sensing systems has become the use of low-budget small-class spacecraft.

Из уровня техники известна космическая платформа, которая содержит несущий корпус в виде параллелепипеда, снабженный откидными модулями, связанными с несущим корпусом разъемными шарнирными узлами, поворотные солнечные батареи, установленные на несущем корпусе с помощью электроприводов, приборы служебных систем, размещенные внутри несущего корпуса, элементы крепления полезно нагрузки и узлы соединения несущего корпуса с системой отделения. Откидные модули снабжены механизмами поворота и узлами фиксации откидных модулей к несущему корпусу. Внутри откидных модулей размещены элементы крепления полезной нагрузки. На откидных модулях закреплены дополнительные солнечные батареи (патент RU 2410294, B64G 1/10 30.12.2008 г).A space platform is known from the prior art, which comprises a parallelepiped-shaped supporting body equipped with folding modules connected to the supporting body by detachable hinged units, rotating solar batteries mounted on the supporting body using electric drives, service system devices located inside the supporting body, payload fastening elements and joints for connecting the supporting body to the separation system. The folding modules are equipped with rotation mechanisms and fastening units for the folding modules to the supporting body. The fastening elements for the payload are located inside the folding modules. Additional solar batteries are fixed to the folding modules (patent RU 2410294, B64G 1/10 12/30/2008).

К недостаткам данной космической платформы относится тот факт, что откидные модули непригодны для размещения в них полезной нагрузки ДЗЗ с большой апертурой входного зрачка, кроме того при раскрытии откидных модулей точность ориентации и стабилизации космического аппарата будет снижаться из-за уменьшения жесткости конструкции, что будет негативно сказываться на качестве получаемых данных ДЗЗ.The disadvantages of this space platform include the fact that the folding modules are unsuitable for accommodating remote sensing payloads with a large entrance pupil aperture; in addition, when the folding modules are opened, the accuracy of the orientation and stabilization of the spacecraft will decrease due to a decrease in the rigidity of the structure, which will negatively affect the quality of the remote sensing data obtained.

Также известен микроспутник для дистанционного зондирования поверхности Земли (патент RU 2457157, B64G 1/10 07.12.2010 г.), корпус которого выполнен в виде прямоугольного параллелепипеда и состоит из силового каркаса с закрепленными на нем фрезерованными платами, к корпусу микроспутника крепятся панели солнечных батарей, сложенные вдоль боковых стенок корпуса в транспортном положении.Also known is a microsatellite for remote sensing of the Earth's surface (patent RU 2457157, B64G 1/10 07.12.2010), the body of which is made in the form of a rectangular parallelepiped and consists of a power frame with milled boards fixed to it; solar battery panels are attached to the body of the microsatellite, folded along the side walls of the body in the transport position.

К недостаткам данного технического решения относится низкая технологичность изготовления каркаса и плат, а также наличие раскрывающихся элементов конструкции (панели солнечных батарей), что приводит к снижению надежности и снижению жесткости конструкции микроспутника в рабочем положении.The disadvantages of this technical solution include the low technological efficiency of the frame and boards, as well as the presence of opening structural elements (solar panels), which leads to a decrease in reliability and a decrease in the rigidity of the microsatellite structure in the working position.

Также из уровня техники известен космический аппарат дистанционного зондирования Земли микрокласса (патент RU 2651309, B64G 1/22, В64С 1/10, 09.02.2017 г.), корпус которого выполнен в виде прямоугольного параллелепипеда, состоящего из боковых панелей, закрепленных на фрезерованном шпангоуте, для защиты целевой аппаратуры космического аппарата применяется защитная крышка, солнечные батареи расположены на боковых сторонах корпуса КА.Also known from the prior art is a micro-class Earth remote sensing spacecraft (patent RU 2651309, B64G 1/22, B64C 1/10, 09.02.2017), the body of which is made in the form of a rectangular parallelepiped consisting of side panels fixed on a milled frame; a protective cover is used to protect the target equipment of the spacecraft; solar batteries are located on the sides of the spacecraft body.

К недостаткам данного космического аппарата можно также отнести наличие раскрывающихся элементов, а также среднее пространственное разрешение (2,5 м), обусловленное применением типоразмера 16U стандарта Cube Sat и соответствующими ограничениями габаритных характеристик целевой аппаратуры.The disadvantages of this spacecraft also include the presence of opening elements, as well as the average spatial resolution (2.5 m), due to the use of the 16U Cube Sat standard and the corresponding limitations of the dimensional characteristics of the target equipment.

Кроме того, из уровня техники известна высокоскоростная радиолиния (ВРЛ) передачи информации с космических аппаратов дистанционного зондирования Земли с адаптивной бортовой аппаратурой (патент RU 2551900, G01S, 13/90, 25.06.2014 г.), в которой повышение скорости передачи данных ДЗЗ достигается путем адаптации бортовой аппаратуры ВРЛ к параметрам текущего сеанса связи за счет оптимизации использования энергетического бюджета. Последняя достигается за счет установки перед каждым сеансом связи сигнально-кодовой структуры передаваемого потока, оптимальной к конкретным параметрам приемных технических средств и условиям сеанса связи. Также в ВРЛ имеется устройство защиты от несанкционированного доступа к данным ДЗЗ.In addition, the state of the art discloses a high-speed radio link (HSRL) for transmitting information from Earth remote sensing spacecraft with adaptive onboard equipment (patent RU 2551900, G01S, 13/90, 25.06.2014), in which the increase in the transmission rate of ERS data is achieved by adapting the HSRL onboard equipment to the parameters of the current communication session by optimizing the use of the energy budget. The latter is achieved by installing, before each communication session, a signal-code structure of the transmitted stream that is optimal for the specific parameters of the receiving technical means and the conditions of the communication session. The HSRL also has a device for protecting against unauthorized access to ERS data.

Данная ВРЛ имеет недостаток: выбор сигнально-кодовой структуры осуществляется однократно, перед началом сеанса связи, что не позволяет полностью реализовать энергетический потенциал радиолинии, кроме того, выполнение системы защиты от несанкционированного доступа в виде отдельного устройства усложняет структуру ВРЛ, ее изготовление и интеграцию на борт космического аппарата.This VRL has a drawback: the choice of the signal-code structure is carried out once, before the start of the communication session, which does not allow the energy potential of the radio link to be fully realized; in addition, the implementation of the protection system from unauthorized access as a separate device complicates the structure of the VRL, its manufacture and integration on board the spacecraft.

Ближайшим аналогом заявленного космического аппарата является космическая платформа, которая может быть использована при создании малых космических аппаратов ДЗЗ, с массой 100-500 кг для работы на низких околоземных орбитах (Патент на полезную модель RU 132422, B64G 1/10, 29.12.2012).The closest analogue of the declared spacecraft is a space platform that can be used to create small remote sensing spacecraft with a mass of 100-500 kg for operation in low Earth orbits (Patent for Utility Model RU 132422, B64G 1/10, 12/29/2012).

Космическая платформа содержит корпус в форме прямоугольного параллелепипеда из соединенных между собой боковых и торцевых панелей, выполненных из тепловых сотопанелей с алюминиевыми каркасами, снабженная оптико-электронной системой для съемки поверхности Земли, с размещенной на внутренних и наружных сторонах панелей корпуса бортовой служебной и целевой аппаратуры, и установленными снаружи корпуса двигательной установкой и адаптером для соединения спутника с системой отделения. Платформа снабжена складными панелями солнечной батареи в виде крыльев, выполненных с возможностью раскладывания крайних створок перпендикулярно относительно направления раскладывания корневых частей крыльев СБ.The space platform comprises a body in the form of a rectangular parallelepiped of interconnected side and end panels made of thermal honeycomb panels with aluminum frames, equipped with an optical-electronic system for surveying the Earth's surface, with onboard service and target equipment placed on the inner and outer sides of the body panels, and a propulsion system and an adapter installed outside the body for connecting the satellite to the separation system. The platform is equipped with folding solar battery panels in the form of wings, made with the possibility of unfolding the outer flaps perpendicularly relative to the direction of unfolding the root parts of the SB wings.

К недостаткам данной космической платформы можно отнести ее высокую массу, которая может превышать 500 кг, и громоздкость, что приведет к увеличению срока изготовления и наземной экспериментальной отработки КА, что повлечет за собой дополнительные трудозатраты и стоимость работ. Наличие раскрывающихся элементов конструкции (панели солнечных батарей) приводит к снижению надежности и снижению жесткости конструкции в рабочем положении, что негативно влияет на качество получаемых данных ДЗЗ.The disadvantages of this space platform include its high weight, which can exceed 500 kg, and its bulkiness, which will lead to an increase in the manufacturing time and ground-based experimental testing of the spacecraft, which will entail additional labor costs and the cost of the work. The presence of opening structural elements (solar battery panels) leads to a decrease in reliability and a decrease in the rigidity of the structure in the working position, which negatively affects the quality of the received remote sensing data.

Сущность полезной моделиThe essence of the utility model

Задачей, решаемой заявленной полезной моделью, является выполнение дистанционного зондирования Земли оптико-электронной целевой аппаратурой сверхвысокого разрешения и обеспечение передачи полученных данных ДЗЗ на земные станции наземного комплекса приема и обработки изображений, посредством маломассогабаритного космического аппарата, с учетом минимизации снижение сроков и стоимости развертывания на рабочей орбите системы КА ДЗЗ с обеспечением заданных технических характеристик (пространственное разрешение, оперативность, надежность).The task solved by the claimed utility model is to perform remote sensing of the Earth using ultra-high-resolution optical-electronic target equipment and to ensure the transmission of the obtained remote sensing data to the earth stations of the ground-based image reception and processing complex, using a small-size spacecraft, taking into account the minimization of the time and cost of deployment of the remote sensing spacecraft system in the working orbit while ensuring the specified technical characteristics (spatial resolution, efficiency, reliability).

Технический результат заявленной полезной модели заключается в уменьшении размеров и массы космического аппарата сверхвысокого разрешения с целью обеспечения группового запуска при условии выполнения целевой задачи по оптико-электронному дистанционному зондированию Земли с заданной надежностью, что приводит к упрощению и ускорению процесса создания космического аппарата.The technical result of the claimed utility model consists in reducing the size and weight of an ultra-high-resolution spacecraft in order to ensure a group launch, subject to the fulfillment of the target task of optical-electronic remote sensing of the Earth with a given reliability, which leads to a simplification and acceleration of the process of creating a spacecraft.

Раскрытие полезной моделиDisclosure of a utility model

Решение указанной технической задачи достигается тем, что предлагается космический аппарат дистанционного зондирования Земли, содержащий корпус в форме прямоугольного параллелепипеда из соединенных между собой боковых и торцевых панелей, выполненных из тепловых сотопанелей с алюминиевыми каркасами, снабженный оптико-электронной системой для съемки поверхности Земли с размещенной на внутренних и наружных сторонах панелей корпуса бортовой служебной и целевой аппаратуры, и установленными снаружи корпуса двигательной установкой и адаптером для соединения спутника с системой отделения, в котором согласно полезной моделиThe solution to the specified technical problem is achieved by the fact that a spacecraft for remote sensing of the Earth is proposed, containing a body in the form of a rectangular parallelepiped made of interconnected side and end panels made of thermal honeycomb panels with aluminum frames, equipped with an optical-electronic system for surveying the Earth's surface with on-board service and target equipment placed on the inner and outer sides of the body panels, and a propulsion system and an adapter installed outside the body for connecting the satellite to the separation system, in which, according to the utility model

снаружи корпуса на алюминиевом каркасе боковой панели посредством кронштейнов смонтирована солнечная батарея, на каркасе которой установлены приемная антенна УКВ-диапазона и два оптических датчика Солнца;On the outside of the case, a solar battery is mounted on the aluminum frame of the side panel using brackets, on the frame of which a VHF receiving antenna and two optical sun sensors are installed;

на верхней торцевой панели установлена передающая антенна УКВ-диапазона и бортовая аппаратура высокоскоростной радиолиний передачи целевой и телеметрической информации и радиолинии приема информации и управления Х-диапазона с активными фазированными антенными решетками (АФАР), в которых кодер-модулятор и демодулятор установлены на внутренней стороне данной панели;on the upper end panel there is a VHF transmitting antenna and on-board equipment for high-speed radio links for transmitting target and telemetry information and radio links for receiving information and control of the X-band with active phased antenna arrays (APAA), in which the coder-modulator and demodulator are installed on the inner side of this panel;

на нижней торцевой панели корпуса расположены вторая передающая антенна УКВ-диапазона, звездные датчики системы ориентации и стабилизации и приемные антенны бортовой навигационной аппаратуры;on the lower end panel of the body are located the second VHF transmitting antenna, star sensors of the orientation and stabilization system and receiving antennas of the onboard navigation equipment;

внутри корпуса размещена оптико-электронная система, включающая моноблок целевой аппаратуры сверхвысокого разрешения, содержащий оптико-электронный модуль панхроматического канала и оптико-электронный модуль мультиспектрального канала, при этом моноблок установлен на трех опорах, жестко закрепленных на торцевой панели корпуса;an optical-electronic system is placed inside the housing, including a monoblock of ultra-high-resolution target equipment, containing an optical-electronic module of a panchromatic channel and an optical-electronic module of a multispectral channel, while the monoblock is mounted on three supports rigidly fixed to the end panel of the housing;

на внутренней боковой панели закреплены командно-телеметрическая радиолиния УКВ-диапазона и делитель мощности УКВ-диапазона с возможностью одновременного подключения передающих антенн, а на двух диаметрально расположенных боковых панелях смонтированы по два двухосных силовых гироскопических комплекса;a VHF command and telemetry radio line and a VHF power divider with the ability to simultaneously connect transmitting antennas are mounted on the inner side panel, and two two-axis power gyroscopic complexes are mounted on two diametrically located side panels;

на корпусе установлена корректирующая двигательная установка на базе стационарных плазменных двигателей, у которой блок коррекции, и блок хранения ксенона закреплены на внешней боковой панели корпуса, а система питания и управления смонтирована на внутренней стороне этой панели.The hull is equipped with a corrective propulsion system based on stationary plasma engines, in which the correction unit and the xenon storage unit are fixed to the outer side panel of the hull, and the power supply and control system is mounted on the inner side of this panel.

Целесообразно, чтобы приборы системы управления ориентацией и стабилизацией выполнялись из трех звездных датчиков, двух блоков измерителей угловой скорости, магнитометров, солнечных датчиков, четырех силовых гироскопических комплексов и электромагнитов, что позволит обеспечить высокую скорость перенацеливания космического аппарата, и как следствие его высокую производительность.It is advisable that the instruments of the orientation and stabilization control system be made up of three star sensors, two angular velocity measuring units, magnetometers, solar sensors, four power gyroscopic complexes and electromagnets, which will ensure high speed of retargeting of the spacecraft and, as a consequence, its high productivity.

Целесообразно, чтобы тепловые панели были снабжены закладными элементами и соединены между собой кронштейнами из углепластика, что обеспечит снижение веса силовой конструкции корпуса.It is advisable that the thermal panels be equipped with embedded elements and connected to each other with carbon fiber brackets, which will reduce the weight of the body's power structure.

Космический аппарат выполнен с возможностью выведения на орбиту в составе группового запуска, на ракете-носителе «Союз-2» с разгонным блоком «Фрегат» за счет своей формы и малых габаритных размеров.The spacecraft is designed with the ability to be launched into orbit as part of a group launch, on the Soyuz-2 launch vehicle with the Fregat upper stage, due to its shape and small dimensions.

Предпочтительно, чтобы панели корпуса снаружи были укрыты матами экранно-вакуумной теплоизоляции, что позволит обеспечить тепловой режим бортовой аппаратуры.It is preferable that the body panels be covered on the outside with screen-vacuum thermal insulation mats, which will ensure the thermal conditions of the onboard equipment.

Целесообразно между панелями корпуса устанавливать коллекторные тепловые трубы. Это позволит обеспечить равенство температур панелей корпуса и отвод избыточного тепла от бортовой аппаратуры к наименее нагретым панелям.It is advisable to install collector heat pipes between the hull panels. This will ensure equal temperatures of the hull panels and the removal of excess heat from the onboard equipment to the least heated panels.

Полезная модель иллюстрируется чертежами с привязкой соответствующих чертежей к орбитальной системе координат. Связанная система координат осей XYZ КА в пространстве определяется следующим образом:The utility model is illustrated by drawings with the corresponding drawings linked to the orbital coordinate system. The linked coordinate system of the spacecraft XYZ axes in space is defined as follows:

начало системы координат находится в центре масс КА;the origin of the coordinate system is located at the center of mass of the spacecraft;

ось Z параллельна визирной оси целевой аппаратуры и направлена от входного отверстия к посадочному месту моноблока целевой аппаратуры;the Z axis is parallel to the sighting axis of the target equipment and is directed from the input hole to the landing site of the target equipment monoblock;

ось Y параллельна нормали к плоскости панели солнечной батареи и направлена от рабочей поверхности фотоэлементов к их посадочной поверхности;the Y axis is parallel to the normal to the plane of the solar panel and is directed from the working surface of the photocells to their mounting surface;

ось X дополняет систему координат до правой координатной тройки.The X-axis complements the coordinate system to a right-hand coordinate triple.

Заявляемый космический аппарат поясняется чертежами, на которых показано:The claimed spacecraft is illustrated by drawings showing:

фиг. 1 - общий вид КА в транспортном положении (вид сверху);Fig. 1 - general view of the spacecraft in the transport position (top view);

фиг. 2 - общий вид КА в транспортном положении (вид снизу);Fig. 2 - general view of the spacecraft in the transport position (bottom view);

фиг. 3 - вид КА с откинутыми панелями «+Х» и «-Х», вид со стороны панели «+Х»;Fig. 3 - view of the spacecraft with the “+X” and “-X” panels folded back, view from the side of the “+X” panel;

фиг. 4 - вид КА с откинутыми панелями «+Х» и «-Х», вид со стороны панели «-Х»;Fig. 4 - view of the spacecraft with the “+X” and “-X” panels folded back, view from the side of the “-X” panel;

фиг. 5 - вид КА с внутренней стороны панели «+Y»;Fig. 5 - view of the spacecraft from the inside of the “+Y” panel;

фиг. 6 - вид КА с внутренней стороны панели «-Z»;Fig. 6 - view of the spacecraft from the inside of the “-Z” panel;

фиг. 7 - соединение панелей корпуса при помощи кронштейна;Fig. 7 - connection of body panels using a bracket;

фиг. 8 - вид моноблока целевой аппаратуры на конструкции КА.Fig. 8 - view of the target equipment monoblock on the spacecraft structure.

На чертежах указанные позиции обозначают следующее:On the drawings, the indicated positions denote the following:

1 - корпус КА; 2 - солнечная батарея; 3 - панель «+Y»; 4 - панель «-Х»; 5 - верхняя панель «+Z», 6 - нижняя панель «-Z»; 7 - панель «+Х»; 8 - панель «-Y»; 9 - кронштейн для соединения панелей; 10 - коллекторные тепловые трубы; 11 - адаптер системы отделения; 12 - система отделения; 13 - моноблок целевой аппаратуры сверхвысокого разрешения; 14 - оптико-электронный модуль панхроматического канала; 15 - оптико-электронный модуль мультиспектрального канала; 16 - алюминиевая объединительная панель; 17а - активная фазированная антенная решетка (АФАР) радиолинии передачи целевой и телеметрической информации Х-диапазона; 17б - АФАР радиолинии приема информации и управления Х-диапазона; 18 - кодер-модулятор, 19 - демодулятор; 20 - передающая антенна УКВ-диапазона на панели «+Z», 21 - звездные датчики; 22 - передающая антенна УКВ-диапазона на панели «-Z», 23 - приемные антенны бортовой навигационной аппаратуры; 24 - силовые гироскопические комплексы №1 и №2; 25 -вторичные источники питания звездных датчиков; 26 - электромагнит; 27 - литий-ионная аккумуляторная батарея; 28 - блок коммутации питания; 29 - блок коррекции корректирующей двигательной установки (КДУ); 30 - блок хранения ксенона; 31 - система питания и управления КДУ; 32 - волоконно-оптические блоки измерителей угловых скоростей (основной и резервный); 33 - силовые гироскопические комплексы №3 и №4; 34 - блоки приемников навигационных (основной и резервный) бортовой навигационной аппаратуры; 35 - блок управления и синхронизации целевой аппаратуры; 36 - бортовая вычислительная машина; 37 - бортовой радиокомплекс УКВ-диапазона (БРКБ); 38 - контроллер телеметрических измерений; 39 -делитель мощности УКВ-диапазона; 40 - приемная антенна УКВ-диапазона; 41 - оптические датчики Солнца.1 - spacecraft body; 2 - solar battery; 3 - panel "+Y"; 4 - panel "-X"; 5 - upper panel "+Z", 6 - lower panel "-Z"; 7 - panel "+X"; 8 - panel "-Y"; 9 - bracket for connecting panels; 10 - collector heat pipes; 11 - separation system adapter; 12 - separation system; 13 - monoblock of ultra-high-resolution target equipment; 14 - optical-electronic module of panchromatic channel; 15 - optical-electronic module of multispectral channel; 16 - aluminum unification panel; 17a - active phased antenna array (APAA) of the radio link for transmitting target and telemetry information of the X-band; 17b - APAA of the radio link for receiving information and control of the X-band; 18 - coder-modulator, 19 - demodulator; 20 - VHF transmitting antenna on the "+Z" panel, 21 - star sensors; 22 - VHF transmitting antenna on the "-Z" panel, 23 - receiving antennas of the onboard navigation equipment; 24 - power gyroscopic complexes No. 1 and No. 2; 25 - secondary power sources of star sensors; 26 - electromagnet; 27 - lithium-ion battery; 28 - power switching unit; 29 - correction unit of the corrective propulsion system (KDU); 30 - xenon storage unit; 31 - power supply and control system of the KDU; 32 - fiber-optic units of angular velocity meters (main and backup); 33 - power gyroscopic complexes No. 3 and No. 4; 34 - navigation receiver units (main and backup) of onboard navigation equipment; 35 - control and synchronization unit of target equipment; 36 - onboard computer; 37 - onboard VHF radio complex (BRKB); 38 - telemetry measurement controller; 39 - VHF power divider; 40 - VHF receiving antenna; 41 - optical sun sensors.

Космический аппарат дистанционного зондирования Земли сверхвысокого разрешения «EOS-О» (фиг. 1, 2) содержит несущий корпус 1, выполненный в форме прямоугольного параллелепипеда из соединенных между собой тепловых сотопанелей 3-8 («+Y», «-Х», «+Z», «-Z», «+Х», «-Y») со встроенными алюминиевыми каркасами и снабженные аксиальными тепловыми трубами для выравнивания теплового поля каждой панели.The Earth remote sensing spacecraft of ultra-high resolution "EOS-O" (Fig. 1, 2) contains a supporting body 1, made in the form of a rectangular parallelepiped from interconnected thermal honeycomb panels 3-8 ("+Y", "-X", "+Z", "-Z", "+X", "-Y") with built-in aluminum frames and equipped with axial heat pipes for equalizing the thermal field of each panel.

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.Each thermal honeycomb panel is formed by glued together upper and lower skin sheets and a honeycomb filler located between them. Also glued into the panel are embedded elements necessary for fastening the onboard equipment of the spacecraft, as well as a set of brackets (9) connecting the panels together.

Для резервного перераспределения тепловых потоков между панелями установлены коллекторные тепловые трубы (10). К нижней торцевой сотопанели (6) 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 (фиг. 8).For the backup redistribution of heat flows between the panels, collector heat pipes (10) are installed. The adapter of the separation system (11) is attached to the lower end honeycomb panel (6), which is an aluminum frame through which the body of the spacecraft takes the loads from the separation system (12) from the means of insertion into the working orbit (Fig. 8).

К алюминиевому каркасу одной из боковых панелей корпуса «-Y» (8) при помощи металлических кронштейнов крепится панель солнечной батареи (2). За счет коллекторных тепловых труб осуществляется выравнивание теплового поля солнечной панели с целью обеспечения отвода тепла от тыльной поверхности фотоэлектрических преобразователей и обеспечения их рабочего теплового режима.A solar panel (2) is attached to the aluminum frame of one of the side panels of the "-Y" case (8) using metal brackets. Collector heat pipes align the thermal field of the solar panel to ensure heat removal from the rear surface of the photovoltaic converters and ensure their operating thermal mode.

В составе КА применяют солнечную батарею 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 солнечной батареи и удалось обеспечить потребности КА в электрической энергии при помощи всего одной панели без необходимости ее раскрытияThe spacecraft uses a solar battery based on three-junction gallium arsenide photoelectric converters. Due to the use of this type of converters and the solar orientation mode of the spacecraft on the illuminated section of the orbit, the required area of the solar battery is reduced and it was possible to meet the spacecraft's needs for electrical energy using just one panel without the need to open it

В заявляемом КА в составе солнечной батареи нет дополнительных элементов, таких как встроенные солнечные датчики (СД), магнитометры, микроконтроллеры управления.The declared spacecraft does not include any additional elements in the solar battery, such as built-in solar sensors (SS), magnetometers, or control microcontrollers.

Внутри корпуса по центру установлена оптико-электронная система, включающая моноблок (13) целевой аппаратуры сверхвысокого разрешения, содержащий оптико-электронный модуль (ОЭМ) пахроматического канала (ПК) (14) и оптико-электронный модуль мультиспектрального канала (МК) (15). Моноблок (13), установлен с внутренней стороны нижней торцевой панели «-Z» (6) на трех опорах, жестко закрепленных на алюминиевой объединительной панели (16) (Фиг. 3), обеспечивающей механическую фиксацию углов между оптическими осями ОЭМ ПК и ОЭМ МК. Оптико-электронные модули ПК и МК работают независимо друг от друга под управлением блока управления и синхронизации (БУС) и предназначены для съемки участков поверхности Земли в видимом и ближнем инфракрасном диапазонах спектра, формирования полученной видеоинформации совместно с необходимой служебной и телеметрической информацией в кадры целевой информации, хранения и передачи сформированной целевой информации.An optical-electronic system is installed in the center of the housing, including a monoblock (13) of ultra-high-resolution target equipment, containing an optical-electronic module (OEM) of the pachromatic channel (PC) (14) and an optical-electronic module of the multispectral channel (MC) (15). The monoblock (13) is installed on the inside of the lower end panel "-Z" (6) on three supports rigidly fixed to an aluminum unifying panel (16) (Fig. 3), providing mechanical fixation of the angles between the optical axes of the PC OEM and the MC OEM. The optical-electronic modules PC and MC operate independently of each other under the control of the control and synchronization unit (CSU) and are intended for shooting sections of the Earth's surface in the visible and near infrared ranges of the spectrum, forming the received video information together with the necessary service and telemetry information into frames of target information, storing and transmitting the formed target information.

Служебная бортовая аппаратура устанавливается на внешних и внутренних сторонах панелях корпуса КА (при необходимости, с использованием кронштейнов).Service onboard equipment is installed on the outer and inner sides of the spacecraft body panels (using brackets, if necessary).

На верхней торцевой панели «+Z» (5) установлена бортовая аппаратура радиолинии передачи целевой и телеметрической информации Х-диапазона с активными фазированными антенными решетками (АФАР) (17а) и радиолинии приема информации и управления Х-диапазона с АФАР (17б), причем активные фазированные антенные решетки радиолиний установлены снаружи (фиг. 1), а кодер-модулятор (18) и демодулятор (19) на внутренней стороне панели «+Z» (фиг. 6). Для предотвращения несанкционированного доступа к целевой информации в программное обеспечение кодера-модулятора введен модуль программного преобразования по алгоритму AES-256, что упрощает построение радиолинии и уменьшает количество устройств в ее составе по сравнению с аппаратным модулем шифрования радиолинии прототипа.On the upper end panel "+Z" (5) the on-board equipment of the radio link for transmitting target and telemetry information of the X-band with active phased antenna arrays (APAA) (17a) and the radio link for receiving information and control of the X-band with APAA (17b) is installed, wherein the active phased antenna arrays of the radio links are installed on the outside (Fig. 1), and the coder-modulator (18) and demodulator (19) are on the inside of the panel "+Z" (Fig. 6). To prevent unauthorized access to target information, a software conversion module according to the AES-256 algorithm is introduced into the software of the coder-modulator, which simplifies the construction of the radio link and reduces the number of devices in its composition in comparison with the hardware module for encryption of the radio link of the prototype.

На внешней стороне панели «+Z» (5) установлена передающая антенна УКВ-диапазона (20) (фактически по торцу корпуса), а на внутренней - трехосные цифровые магнитометры.On the outer side of the “+Z” panel (5) a VHF transmitting antenna (20) is installed (actually along the end of the housing), and on the inner side there are three-axis digital magnetometers.

На торцевой панели «-Z» (6) снаружи установлены звездные датчики (21) системы ориентации и стабилизации, передающая антенна УКВ-диапазона (22) и приемные антенны бортовой навигационной аппаратуры (23), использующей при работе сигналы глобальных спутниковых навигационных систем. Расположение визирных осей звездных датчиков выбрано исходя из исключения одновременного попадания в их поля зрения Солнца или Земли.On the end panel "-Z" (6) on the outside are mounted star sensors (21) of the orientation and stabilization system, a VHF transmitting antenna (22) and receiving antennas of the onboard navigation equipment (23), which uses signals from global satellite navigation systems in its operation. The location of the sighting axes of the star sensors is selected based on the exclusion of the Sun or Earth simultaneously falling into their fields of view.

На внутренней стороне панели «+Х» (7) установлены два силовых гироскопических комплекса №1 и №2 (24), являющихся исполнительными органами системы ориентации и стабилизации, вторичные источники питания звездных датчиков (25), электромагнит (26), литий-ионная аккумуляторная батарея (27) и блок коммутации питания (28), как показано на фиг. 3.On the inner side of the “+X” panel (7) there are installed two power gyroscopic complexes No. 1 and No. 2 (24), which are the executive bodies of the orientation and stabilization system, secondary power sources for the star sensors (25), an electromagnet (26), a lithium-ion battery (27) and a power switching unit (28), as shown in Fig. 3.

На наружной стороне панели «-Х» (4) установлены блок коррекции (29) и блок хранения ксенона (30) электроракетной корректирующей двигательной установки (КДУ), необходимой для выполнения орбитальных маневров. На внутренней стороне панели (4) расположены система питания и управления КДУ (31), два волоконно-оптических блока измерителей угловых скоростей (32) и два силовых гироскопических комплекса №3 и №4 (33), как показано на фиг. 4.On the outer side of the "-X" panel (4) are installed the correction unit (29) and the xenon storage unit (30) of the electric rocket corrective propulsion system (KDU), necessary for performing orbital maneuvers. On the inner side of the panel (4) are located the KDU power supply and control system (31), two fiber-optic units of angular velocity meters (32) and two power gyroscopic complexes No. 3 and No. 4 (33), as shown in Fig. 4.

На внутренней стороне боковой панели «+Y» (3) установлены блоки приемников навигационных (основной и резервный) бортовой навигационной аппаратуры (34), блок управления и синхронизации целевой аппаратуры (35), бортовая вычислительная машина (36), бортовой радиокомплекс УКВ-диапазона БРКБ (37), контроллер телеметрических измерений (38) и делитель мощности УКВ-диапазона (39), обеспечивающий одновременное подключение передающих антенн на панелях «+Z» (20) и «-Z» (22) к выходам передатчиков БРКБ, как представлено на фиг. 5.On the inner side of the side panel "+Y" (3) are installed the navigation receiver units (main and backup) of the on-board navigation equipment (34), the control and synchronization unit of the target equipment (35), the on-board computer (36), the on-board VHF radio complex BRKB (37), the telemetry measurement controller (38) and the VHF power divider (39), which ensures the simultaneous connection of the transmitting antennas on the panels "+Z" (20) and "-Z" (22) to the outputs of the BRKB transmitters, as shown in Fig. 5.

На каркасе солнечной батареи (2) установлены приемная антенна УКВ-диапазона (40) и два оптических датчика Солнца (41) (основной и резервный), применяемые для наведения солнечной батареи на Солнце (фиг. 1).A VHF receiving antenna (40) and two optical Sun sensors (41) (main and backup) are installed on the frame of the solar battery (2), used to point the solar battery at the Sun (Fig. 1).

Приборы бортовой аппаратуры электрически соединены между собой жгутами бортовой кабельной сети с датчиками температуры и нагревателями.The onboard equipment devices are electrically connected to each other by onboard cable network harnesses with temperature sensors and heaters.

Для обеспечения теплового режима функционирования бортовой аппаратуры КА снаружи укрыт матами экранно-вакуумной теплоизоляции (за исключением антенн, оптических приборов и радиационных поверхностей).To ensure the thermal conditions for the functioning of the onboard equipment, the spacecraft is covered on the outside with screen-vacuum thermal insulation mats (with the exception of antennas, optical instruments and radiation surfaces).

Предлагаемый космический аппарат предполагается к использованию на низких (высотой около 500 км) околокруговых солнечно-синхронных орбитах для задач оптического дистанционного зондирования Земли сверхвысокого разрешения (проекция пикселя на Землю в панхроматическом канале равна 0,5 м, в мультиспектральном (голубой, зеленый, красный и ближний инфракрасный диапазоны) - 2,0 м) в полосе захвата, равной 12,5 км.The proposed spacecraft is intended for use in low (at an altitude of about 500 km) near-circular sun-synchronous orbits for tasks of optical remote sensing of the Earth with ultra-high resolution (the projection of a pixel onto the Earth in the panchromatic channel is 0.5 m, in the multispectral (blue, green, red and near infrared ranges) - 2.0 m) in a capture band equal to 12.5 km.

Наличие вибрации космического аппарата при выполнении съемки сверхвысокого разрешения приводит к ухудшению качества изображения, вызванного движением съемочной аппаратуры во время экспонирования, т.н. «смазу». Для обеспечения заданного качества получаемых данных ДЗЗ путем сокращения «смаза» изображения 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.The presence of vibration of the spacecraft during ultra-high-resolution shooting leads to deterioration of the image quality caused by the movement of the shooting equipment during exposure, the so-called "blur". To ensure the specified quality of the received remote sensing data by reducing the "blur" of the image, vibration sources are excluded from the spacecraft (except for gyromotors and precession drives of power gyroscopic complexes). Mirror antennas with drives are not used in the radio link for transmitting target and telemetry information; instead, an APAA is used, the beam of which is aimed at the earth station in the mode of simultaneous shooting and transmission of remote sensing data is carried out electronically.

Для обеспечения заданной оперативности и периодичности съемки заданных районов Земной поверхности запланирован групповой запуск трех предлагаемых космических аппаратов, который может быть осуществлен на ракете-носителе типа «Союз-2» с разгонным блоком «Фрегат» и головным обтекателем типа 81КС с космодрома Восточный, Байконур или Плесецк.In order to ensure the required efficiency and frequency of surveying of specified areas of the Earth's surface, a group launch of the three proposed spacecraft is planned, which can be carried out on a Soyuz-2 launch vehicle with a Fregat upper stage and an 81KS payload fairing from the Vostochny, Baikonur or Plesetsk cosmodromes.

Ввиду ограничений на габаритные размеры космического аппарата при групповом запуске, в составе спутника применяются солнечная батарея на базе трехпереходных арсенид-галлиевых фотоэлектрических преобразователей. Кроме того, применяется 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.Due to the limitations on the overall dimensions of the spacecraft during a group launch, the satellite uses a solar battery based on three-junction gallium arsenide photoelectric converters. In addition, the basic orientation to the normal of the solar battery panel to the Sun is used when the spacecraft is in the illuminated section of the orbit, thereby maximizing the production of electrical energy to ensure the specified performance.

Производительность солнечной батареи определяется КПД примененных фотоэлектрических преобразователей (у кремниевых он ниже, у арсенид-галлиевых выше), площадью солнечной батареи и ее ориентацией относительно направления на Солнце (чем ближе к нормальному, тем больше мощность). Электроракетная двигательная установка является одним из мощных потребителей электрической энергии. По результатам расчета энергетического баланса КА определяется необходимая площадь солнечной батареи (с учетом питания всех потребителей, включая двигательную установку). В заявляемом техническом решении применяется электроракетная двигательная установка на базе стационарных плазменных двигателей.The performance of the solar battery is determined by the efficiency of the photoelectric converters used (it is lower for silicon, higher for gallium arsenide), the area of the solar battery and its orientation relative to the direction of the Sun (the closer to normal, the greater the power). The electric rocket propulsion system is one of the powerful consumers of electrical energy. Based on the results of calculating the spacecraft energy balance, the required area of the solar battery is determined (taking into account the power supply of all consumers, including the propulsion system). The claimed technical solution uses an electric rocket propulsion system based on stationary plasma engines.

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. В отличие от высокоскоростной радиолинии, известной из уровня техники, где в состав аппаратуры введено устройство защиты от несанкционированного доступа к данным ДЗЗ, в предлагаемом космическом аппарате защита от несанкционированного доступа реализована путем внедрения в программное обеспечение кодера-модулятора модуля программного преобразования по алгоритму AES-256, что упрощает построение радиолинии и уменьшает количество устройств в ее составе.In order to ensure the specified performance, the proposed spacecraft includes a radio link for transmitting target and telemetry information of the X-band, which has the ability to dynamically change the type of phase manipulation (8PSK, 16APSK, 32APSK) during a communication session and ensures an information transmission rate to the earth station equal to 960, 1280 and 1600 Mbit/s, respectively. Unlike the high-speed radio link known from the prior art, where a device for protecting against unauthorized access to remote sensing data is included in the equipment, in the proposed spacecraft, protection against unauthorized access is implemented by introducing a software conversion module according to the AES-256 algorithm into the coder-modulator software, which simplifies the construction of the radio link and reduces the number of devices in its composition.

Также для обеспечения заданной производительности в состав предлагаемого космического аппарата введены четыре силовых гироскопических комплекса, которые являются исполнительными органами системы ориентации и стабилизации космического аппарата и развивают управляющий момент до 1,5 Нм, что обеспечивает угловые повороты КА со скоростями до 37 с. С целью сокращения продолжительности успокоения после выполнения углового поворота целевой аппаратуры КА на район интереса до 20 секунд, жесткость конструкции КА повышена за счет исключения раскрывающихся или шарнирных элементов (в частности, панель солнечной батареи и антенны жестко закреплены на корпусе КА).Also, to ensure the specified performance, four power gyroscopic complexes have been introduced into the proposed spacecraft, which are the executive bodies of the orientation and stabilization system of the spacecraft and develop a control torque of up to 1.5 Nm, which ensures angular rotations of the spacecraft at speeds of up to 37 s. In order to reduce the duration of settling after performing an angular rotation of the target equipment of the spacecraft to the area of interest to 20 seconds, the rigidity of the spacecraft structure has been increased by eliminating opening or hinged elements (in particular, the solar battery panel and antennas are rigidly fixed to the body of the spacecraft).

Также для обеспечения заданной производительности космической системы в состав каждого космического аппарата введена электроракетная корректирующая двигательная установка, состоящая из блока коррекции (позиция 29), блока хранения ксенона (позиция 30) и системы питания и управления (31). 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.Also, to ensure the specified performance of the space system, an electric rocket corrective propulsion system is included in the composition of each spacecraft, consisting of a correction unit (position 29), a xenon storage unit (position 30) and a power supply and control system (31). During the entire service life of the spacecraft, due to the implementation of orbital maneuvers using the KDU, a constant phase angle will be maintained between the spacecraft in one orbital plane. The arrangement of the spacecraft in the orbital plane at equal phase angles eliminates the simultaneous appearance of the spacecraft in the radio visibility zone of the earth station, which allows for communication sessions with the spacecraft using only one antenna system. In addition, a situation is excluded when all the spacecraft in the plane simultaneously observe the same area of interest, and there is no possibility of observing neighboring areas. Thus, maintaining the phase angle using the KDU ensures the rational use of the resources of both the orbital grouping and the earth stations.

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.In order to ensure the specified reliability of the spacecraft, which is especially important when creating an orbital group due to group launches of identical products, the deployment of solar battery panels is excluded, in which case the means for locking the panels in the transport position are points of single failure. The solar battery panel in the proposed technical solution is secured to the frame of the spacecraft body panel using brackets.

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 баков 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.In order to reduce the cost of creating the spacecraft, the manufacturability of the body's power structure has been improved by using aluminum honeycomb panels. In order to reduce the time and cost of preparing three spacecraft at the launch site, the tanks of the latter's corrective propulsion systems are filled with the working fluid (inert gas xenon of high purity) with sampling from the filled tank is carried out in the central region of Russia with subsequent installation of the filled tank on board the spacecraft at the spacecraft manufacturing plant.

После проверок на космодроме запуска КА устанавливается на адаптер средств выведения (разгонный блок «Фрегат»), при этом адаптер системы отделения КА (12) 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.After checks at the launch site, the spacecraft is installed on the launch vehicle adapter (the Fregat booster block), where the spacecraft separation system adapter (12) is mechanically coupled with the separation system, and the interrogation circuits of the power controller breakaway connectors are electrically coupled with the separation system. In this position, the switched-off spacecraft is delivered by the launch vehicle to the working orbit, where it is separated.

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 (32). В качестве исполнительных органов на данном этапе полета используются электромагниты (26). После снижения угловых скоростей КА ниже заданного уровня, КА переходит в режим раскрутки роторов гиромоторов силовых гироскопических комплексов (24 и 33). Затем осуществляется автоматический переход в солнечный режим ориентации, при котором по данным оптических датчиков Солнца (41) КА выполняет поиск данного ориентира, а затем наводит на него нормаль к панели солнечной батареи (2), обеспечивая приход электрической энергии. Сброс накопленного системой силовых гироскопических комплексов кинетического момента осуществляется при помощи электромагнитов, для управления которыми используются данные магнитометров.At the moment of separation of the spacecraft, the circuits of the breakaway connectors are opened, and the power supply system controller connects the spacecraft battery to the on-board systems of the spacecraft. The spacecraft switches to the mode of damping the residual angular velocities of the spacecraft according to the data of the angular velocity measuring units (32). Electromagnets (26) are used as actuators at this stage of the flight. After the angular velocities of the spacecraft decrease below a specified level, the spacecraft switches to the mode of spinning up the rotors of the gyromotors of the power gyroscopic complexes (24 and 33). Then, an automatic transition to the solar orientation mode is carried out, in which, according to the data of the optical sun sensors (41), the spacecraft searches for this reference point, and then directs the normal to the solar battery panel (2) onto it, ensuring the arrival of electrical energy. The kinetic moment accumulated by the system of power gyroscopic complexes is reset using electromagnets, for the control of which the data of the magnetometers are used.

Одновременно с реализацией солнечного режима ориентации выполняется инициализация и тестирование звездных датчиков (21) и бортовой навигационной аппаратуры (34). В случае успешного прохождения тестов, выполняется установка бортовой шкалы времени по данным бортовой навигационной аппаратуры и подключение звездных датчиков (21) 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:Simultaneously with the implementation of the solar orientation mode, initialization and testing of the star sensors (21) and onboard navigation equipment (34) are performed. In case of successful completion of the tests, the onboard time scale is set according to the onboard navigation equipment data and the star sensors (21) are connected to the spacecraft control circuit and the spacecraft switches to the precise orientation mode, in which it remains for the entire period of operation in orbit. In the precise orientation mode of the spacecraft:

на теневом участке витка находится в орбитальной ориентации (ось минус Z связанной системы координат направлена в надир, ось X - по вектору скорости КА);in the shadow section of the orbit it is in orbital orientation (the minus Z axis of the associated coordinate system is directed to the nadir, the X axis is along the spacecraft velocity vector);

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 (визирная ось целевой аппаратуры наводится на объект съемки).on the illuminated section of the orbit it is in the solar orientation, with the exception of communication sessions with earth stations and orbit corrections (the spacecraft is in the orbital orientation) and the execution of surveys (the sighting axis of the target equipment is aimed at the survey object).

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 (17б) и демодулятор (19). 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 (17а) радиолинии передачи целевой и телеметрической информации излучает радиосигнал X-диапазона, содержащий соответствующую информацию, а земная станция ее принимает.In order to control and monitor the spacecraft, as well as to obtain remote sensing data, communication sessions with the spacecraft are performed, during which the earth station emits X-band radio signals containing command and program information, and the spacecraft receives these signals via a radio link for receiving information and control, containing an APAA (17b) and a demodulator (19). The command and program information contains, among other things, flight missions for performing surveys of specified sections of the earth's surface, as well as information necessary for the operation of on-board systems. Software intended for updating the on-board software of the spacecraft's computing equipment can also be transmitted via this radio link. At the same time, the APAA (17a) of the radio link for transmitting target and telemetry information emits an X-band radio signal containing the corresponding information, and the earth station receives it.

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 (17а, 17б). 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 (20, 22, 40), делитель (39) и бортовой радиокомплекс (37).A communication session via X-band radio links is possible only during the oriented flight of the spacecraft, and the spacecraft's onboard computer controls the activation of the radio links, as well as the guidance of the AFAR beams (17a, 17b). To ensure the survivability of the spacecraft, a VHF-band command and telemetry radio link has been introduced into its composition, functioning at any orientation of the spacecraft and duplicating the X-band radio links in abnormal and emergency situations. This radio link includes antennas (20, 22, 40), a divider (39), and an onboard radio complex (37).

После выполнения проверки и настройки служебных бортовых систем, КА переходит к выполнению дистанционного зондирования Земли при помощи целевой аппаратуры. КА производит съемку заданных в полетном задании участков земной поверхности, причем съемка в панхроматическом и мультиспектральном диапазонах выполняется соответствующими оптико-электронными модулями (14 и 15), работающими независимо, и осуществляет хранение данных ДЗЗ в запоминающем устройстве объемом 4 Тбит. При этом КА может выполнять съемку с отклонением от надира по углу крена на ±40°, а по углу тангажа - на ±30°. Реализованы режимы широкозахватной съемки (съемка трех смежных сканов) и стереосъемки.After checking and adjusting the service onboard systems, the spacecraft proceeds to remote sensing of the Earth using the target equipment. The spacecraft takes pictures of the areas of the Earth's surface specified in the flight mission, with the panchromatic and multispectral ranges being taken by the corresponding optical-electronic modules (14 and 15) operating independently, and stores the remote sensing data in a 4 Tbit memory device. The spacecraft can take pictures with a roll angle deviation of ±40° from the nadir, and a pitch angle deviation of ±30°. Wide-angle shooting (shooting three adjacent scans) and stereo shooting modes are implemented.

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 (18). 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.In the mode of conducting a communication session with the earth station, during which the target information is transmitted, the radio link for transmitting target and telemetric information of the X-band performs software conversion of the remote sensing data using the AES-256 algorithm implemented in the coder-modulator (18). The initial data for software conversion are transmitted in the flight task for transmitting remote sensing data and can be unique for each communication session. Also, during the communication session, the radio link changes the type of phase manipulation (8PSK, 16APSK, 32APSK) in accordance with the specified program, which can also be unique for each communication session. When forming the program for changing the type of manipulation, the distance between the spacecraft and the earth station is taken into account and the optimal use of the radio channel capacity is implemented.

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 (28), блок хранения ксенона (29) служит для хранения запаса рабочего тела, система питания и управления (31) необходима для преобразования напряжения шин питания КА в напряжения и токи, необходимые для питания потребителей КДУ, установленных в блоке коррекции.In the orbit correction mode, the spacecraft is usually in orbital orientation (it is possible to rotate the spacecraft around the Z axis by 90° in order to correct the orbital inclination). In this case, during the turn, when the orbit correction is performed, the Earth's surface is not photographed. During the correction, the thrust impulse is generated by stationary plasma engines located in the correction unit (28), the xenon storage unit (29) is used to store the working fluid reserve, the power supply and control system (31) is necessary to convert the voltage of the spacecraft power buses into the voltages and currents required to power the KDU consumers installed in the correction unit.

Задача, на решение которой направлена заявленная полезная модель, достигается за счет:The task that the claimed utility model is aimed at solving is achieved through:

применения компактной оптико-электронной целевой аппаратуры сверхвысокого разрешения, что позволяет значительно снизить общий габарит и массу КА, при этом обеспечивая высокое качество получаемых изображений с разрешением до 0,5 м на пиксел в панхроматическом режиме при съемке в надир с орбиты высотой 500 км;the use of compact ultra-high-resolution optical-electronic target equipment, which makes it possible to significantly reduce the overall dimensions and weight of the spacecraft, while ensuring high-quality images with a resolution of up to 0.5 m per pixel in panchromatic mode when shooting in nadir from an orbit at an altitude of 500 km;

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;the use of highly informative radio lines for transmitting target and telemetric information, as well as receiving information and control of the X-band, whereby the radio line for transmitting information uses a dynamic change in the type of phase manipulation during the communication session, which ensures an information transfer rate of up to 1600 Mbit/s;

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;the use of antennas based on an APAA with electronic beam guidance in X-band radio links, which eliminates mechanical disturbances and a reduction in the quality of remote sensing data in the mode of simultaneous shooting and data transmission;

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;introduction into the software of the coder-modulator of the radio line for transmitting target and telemetric information of the X-band of a module for software conversion of remote sensing data using the AES-256 algorithm, which ensures selective access to data without increasing the number of radio line blocks and, consequently, the mass and dimensions of the spacecraft;

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;the introduction of a backup VHF command and telemetry radio link into the spacecraft, which enables communication with the satellite in any of its spatial positions and ensures the reliability of the spacecraft’s operation;

применения одной панели солнечной батареи на базе арсенид-галлиевых фотоэлектрических преобразователей, установленной на корпусе КА посредством кронштейнов и не имеющей раскрывающихся элементов, за счет чего увеличена надежность КА и его жесткость, и как следствие сокращено до 20 с время успокоения КА после перенацеливания, и увеличена производительность;the use of a single solar battery panel based on gallium arsenide photoelectric converters, mounted on the body of the spacecraft using brackets and without any opening elements, due to which the reliability of the spacecraft and its rigidity are increased, and as a result the time it takes for the spacecraft to settle after retargeting is reduced to 20 seconds, and productivity is increased;

использования в качестве исполнительных органов системы ориентации и стабилизации четырех силовых гироскопических комплексов, что обеспечивает угловые повороты КА со скоростями до 3°/с и как следствие высокую производительность КА;the use of four power gyroscopic complexes as executive bodies of the orientation and stabilization system, which ensures angular rotation of the spacecraft at speeds of up to 3°/s and, as a result, high spacecraft performance;

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;the use of an electric rocket corrective propulsion system as part of a spacecraft, using the inert gas xenon as the working fluid and installed on board the spacecraft in a fueled state, which simplifies and speeds up the preparation of the spacecraft at the launch site;

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»).The placement of onboard equipment on thermal honeycomb panels, which are elements of the spacecraft body, ensures the minimization of the number of elements of the spacecraft design and their dimensions, which simplifies and speeds up the process of manufacturing and testing the spacecraft, and also ensures the placement of three spacecraft under the fairing of the launch vehicle (the Soyuz-2 launch vehicle with the Fregat upper stage).

Claims

1. A spacecraft for remote sensing of the Earth, comprising a body in the form of a rectangular parallelepiped made of interconnected side and end panels made of thermal honeycomb panels with aluminum frames, equipped with an optical-electronic system for surveying the Earth's surface with on-board service and target equipment placed on the inner and outer sides of the body panels, and a propulsion system and an adapter for connecting the satellite to the separation system installed outside the body, characterized in that a solar battery is mounted on the aluminum frame of the side panel by means of brackets outside the body, on the frame of which a VHF-range receiving antenna and two optical sun sensors are installed; on the upper end panel there are mounted a VHF transmitting antenna and on-board equipment for a high-speed radio link for transmitting target and telemetry information and a radio link for receiving information and control in the X-band with active phased antenna arrays (APAA), in which the coder-modulator and demodulator are mounted on the inner side of this panel; on the lower end panel of the hull there are mounted a second VHF transmitting antenna, star sensors of the orientation and stabilization system and receiving antennas of the on-board navigation equipment; inside the hull there is an optical-electronic system, including a monoblock of ultra-high resolution target equipment, containing an optical-electronic module of the panchromatic channel and an optical-electronic module of the multispectral channel, wherein the monoblock is mounted on three supports rigidly fixed to the end panel of the hull; The inner side panel is equipped with a VHF command and telemetry radio line and a VHF power divider with the ability to simultaneously connect transmitting antennas, and two two-axis power gyroscopic complexes are mounted on two diametrically located side panels; a corrective propulsion system based on stationary plasma engines is installed on the hull, in which the correction unit and xenon storage unit are mounted on the outer side panel of the hull, and the power supply and control system is mounted on the inner side of this panel.

2. A spacecraft according to paragraph 1, characterized in that the instruments of the orientation and stabilization control system are made in the form of three star sensors, angular velocity measuring units, magnetometers, sun sensors, four power gyroscopic complexes and electromagnets.

3. The spacecraft according to paragraph 1, characterized in that the thermal honeycomb panels are equipped with embedded elements and are connected to each other by brackets made of carbon fiber.

4. A spacecraft according to paragraphs 1-3, characterized in that the spacecraft is designed with the possibility of being launched into orbit as part of a group launch, on a Soyuz-2 launch vehicle with a Fregat upper stage.

5. A spacecraft according to paragraph 1, characterized in that the body panels are covered on the outside with screen-vacuum thermal insulation mats.

6. A spacecraft according to paragraphs 1-5, characterized in that collector heat pipes are installed between the panels of the body.