RU230931U1 - Космический аппарат дистанционного зондирования Земли сверхвысокого разрешения "EOS-О" - Google Patents

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.

Description

Область техники, к которой относится полезная модель

Техническое решение относится к области космической техники, конкретно к автоматическим космическим аппаратам (КА), применяемым для целей оптико-электронного дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) сверхвысокого разрешения.

Уровень техники

В настоящий момент наблюдаются тенденция к увеличению следующих количественных показателей качества космических систем ДЗЗ:

повышение пространственной разрешающей способности данных ДЗЗ;

повышение оперативности и периодичности съемки заданного района поверхности Земли;

повышение производительности космических систем ДЗЗ;

наличие защиты от несанкционированного доступа к данным ДЗЗ, передаваемым с космического аппарата.

При этом с учетом прогресса в области микроэлектроники можно выделить следующие тренды:

выполнение групповых запусков КА для обеспечения оперативного развертывания орбитальных группировок;

повышение скорости передачи данных ДЗЗ на земные станции наземных комплексов приема и обработки изображений;

снижение продолжительности и стоимости изготовления КА;

обеспечение надежности решения целевой задачи космической системы ДЗЗ.

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.

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).

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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).

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.

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.

Сущность полезной модели

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).

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.

Раскрытие полезной модели

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 модели

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;

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;

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, при этом моноблок установлен на трех опорах, жестко закрепленных на торцевой панели корпуса;

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, 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.

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.

Целесообразно, чтобы тепловые панели были снабжены закладными элементами и соединены между собой кронштейнами из углепластика, что обеспечит снижение веса силовой конструкции корпуса.

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.

Предпочтительно, чтобы панели корпуса снаружи были укрыты матами экранно-вакуумной теплоизоляции, что позволит обеспечить тепловой режим бортовой аппаратуры.

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.

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 визирной оси целевой аппаратуры и направлена от входного отверстия к посадочному месту моноблока целевой аппаратуры;

ось Y параллельна нормали к плоскости панели солнечной батареи и направлена от рабочей поверхности фотоэлементов к их посадочной поверхности;

ось X дополняет систему координат до правой координатной тройки.

Заявляемый космический аппарат поясняется чертежами, на которых показано:

фиг. 1 - общий вид КА в транспортном положении (вид сверху);

фиг. 2 - общий вид КА в транспортном положении (вид снизу);

фиг. 3 - вид КА с откинутыми панелями «+Х» и «-Х», вид со стороны панели «+Х»;

фиг. 4 - вид КА с откинутыми панелями «+Х» и «-Х», вид со стороны панели «-Х»;

фиг. 5 - вид КА с внутренней стороны панели «+Y»;

фиг. 6 - вид КА с внутренней стороны панели «-Z»;

фиг. 7 - соединение панелей корпуса при помощи кронштейна;

фиг. 8 - вид моноблока целевой аппаратуры на конструкции КА.

На чертежах указанные позиции обозначают следующее:

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.

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.

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.

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).

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.

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 раскрытия

В заявляемом КА в составе солнечной батареи нет дополнительных элементов, таких как встроенные солнечные датчики (СД), магнитометры, микроконтроллеры управления.

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.

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

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.

На внешней стороне панели «+Z» (5) установлена передающая антенна УКВ-диапазона (20) (фактически по торцу корпуса), а на внутренней - трехосные цифровые магнитометры.

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.

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.

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.

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.

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).

Приборы бортовой аппаратуры электрически соединены между собой жгутами бортовой кабельной сети с датчиками температуры и нагревателями.

Для обеспечения теплового режима функционирования бортовой аппаратуры КА снаружи укрыт матами экранно-вакуумной теплоизоляции (за исключением антенн, оптических приборов и радиационных поверхностей).

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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).

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.

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 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.

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.

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.

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:

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 (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 (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.

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).

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.

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.

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.

Задача, на решение которой направлена заявленная полезная модель, достигается за счет:

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;

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 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;

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;

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 (6)

1. 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 аппаратурой, и установленными снаружи корпуса двигательной установкой и адаптером для соединения спутника с системой отделения, отличающийся тем, что 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; на верхней торцевой панели установлены передающая антенна УКВ-диапазона и бортовая аппаратура высокоскоростной радиолинии 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; 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, при этом моноблок установлен на трех опорах, жестко закрепленных на торцевой панели корпуса; 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, 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.

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

3. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что тепловые сотовые панели снабжены закладными элементами и соединены между собой кронштейнами из углепластика.

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

5. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что панели корпуса снаружи укрыты матами экранно-вакуумной теплоизоляции.

6. Космический аппарат по пп. 1-5, отличающийся тем, что между панелями корпуса установлены коллекторные тепловые трубы.