Результат интеллектуальной деятельности: Многофункциональный космический аппарат

Многофункциональный космический аппарат (МКА).

Изобретение относится к конструкции и оборудованию космических аппаратов, предназначенных для калибровки и юстировки радиолокационных станций (РЛС), а также дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) в оптическом и/или в инфракрасном диапазоне.

Известны различные варианты космических аппаратов (КА), предназначенных для калибровки радиолокационных станций, например, КА сферической формы с эталонной отражающей поверхностью [1] стр. 47-49. В США, начиная с 1964 года, для калибровки РЛС запускаются эталонные сферические искусственные спутники Земли [2] стр. 37. В СССР в различные периоды времени были созданы и использовались космические аппараты «Тайфун-2». В состав КА входят по 24 устройства отстрела со сферическими эталонными отражателями [3] стр. 198-200.

Сферы являются удобными эталонными рассеивателями, эффективная поверхность рассеяния (ЭПР) которых может быть вычислена точно [4] стр. 204. Эталонная сфера обладает тем преимуществом для калибровки РЛС, что в силу симметрии величина ЭПР у нее постоянна [4] стр. 205.

Недостатком сферического КА с эталонной отражающей поверхностью является невозможность его использования для калибровки по величине ЭПР радиолокаторов, работающих на волнах круговой поляризации при параллельном приеме отраженных сигналов, так как для таких радиолокаторов отражатель сферической формы невидим [5] стр. 103.

Известен космический аппарат с эталонными отражателями - патент RU 2544908 «Космический аппарат для калибровки радиолокационной станции по величине эффективной поверхности рассеяния». Данный КА взят за прототип.

Недостатком прототипа является то, что он используется исключительно в целях калибровки РЛС.

Кроме того, конструкция уголкового отражателя прототипа обладает недостаточной устойчивостью к тепловым деформациям, возникающим из-за циклического воздействия перепада температур в условиях космического полета.

Технический результат заключается в расширении функциональных возможностей: создании многофункционального космического аппарата, который наряду с основной целевой задачей (калибровка и юстировка РЛС) выполняет функции орбитальной платформы-носителя дополнительной целевой аппаратуры, например, дистанционного зондирования Земли в оптическом и/или в инфракрасном диапазоне. Кроме того, технический результат предлагаемого изобретения заключается в обеспечении стабильного значения ЭПР за счет повышения устойчивости конструкции уголкового отражателя к тепловым деформациям, возникающим из-за циклического воздействия перепада температур в условиях космического полета.

Указанный технический результат достигается тем, что корпус МКА выполнен в форме куба 1 или прямой призмы. На одной из граней куба или прямой призмы имеется V-образный паз или углубление V-образной формы 2, в котором V-образно жестко закреплен уголковый отражатель 3 с гранями 4, 5 из двух плоских радиоотражающих пластин, развернутых под фиксированным углом α. Величина угла α находится в диапазоне от (90-Δ) градусов до (90+Δ) градусов, где Δ - определяется из соотношения:

0<Δ<18 λ/а,

λ - длина волны калибруемой РЛС;

а - размер грани уголкового отражателя (см. фиг. 3, фиг. 4, фиг. 5).

При этом биссектриса угла 8 между гранями в плоскости, перпендикулярной середине ребра уголкового отражателя из двух плоских радиоотражающих пластин, развернутых под фиксированным углом α, совпадает с продольной осью 9 корпуса МКА.

Технический результат достигается также тем, что в МКА введены модуль дополнительной целевой аппаратуры (МДЦА), аппаратура передачи целевой информации (АПЦИ), антенна АПЦИ, аппаратура командной радиолинии (АКРЛ), приемная и передающая антенны АКР Л, навигационная аппаратура потребителя (НАП) космических систем «ГЛОНАСС» и/или GPS, бортовая вычислительная система (БВС), микроконтроллер, блок сопряжения системы ориентации и стабилизации с микроконтроллером. Причем вход и выход АКРЛ информационно соединены с БВС. Выход НАП подключен к первому входу бортовой вычислительной системы, первый выход бортовой вычислительной системы подключен к первому входу микроконтроллера. Первый выход микроконтроллера подключен к первому входу блока сопряжения. Первый выход блока сопряжения подключен к входу системы ориентации и стабилизации. Выход системы ориентации и стабилизации подключен к входу блока сопряжения. Второй выход блока сопряжения подключен ко второму входу микроконтроллера. Второй выход микроконтроллера подключен ко второму входу бортовой вычислительной системы, которая управляет процессом ориентации КА относительно калибруемой (юстируемой) РЛС или наведением модуля дополнительной целевой аппаратуры. Кроме того, второй выход бортовой вычислительной системы подключен к входу модуля дополнительной целевой аппаратуры, а выход МДЦА подключен к входу аппаратуры передачи целевой информации (см. фиг. 6).

Кроме того, геометрические размеры плоских радиоотражающих пластин больше геометрических размеров грани куба или боковой грани прямой призмы корпуса МКА.

Кроме того, плоские радиоотражающие пластины имеют радиоотражающую поверхность только с внутренней стороны образованного двугранного уголкового отражателя.

Кроме того, не менее двух граней куба или прямой призмы корпуса МКА покрыты фотоэлектрическими преобразователями.

Кроме того, в качестве навигационной аппаратуры потребителя используется европейская навигационная система Galileo либо система Galileo совместно с навигационными системами «ГЛОНАСС» или GPS.

Кроме того, модуль дополнительной целевой аппаратуры включает аппаратуру дистанционного зондирования Земли в оптическом и/или в инфракрасном диапазоне.

Кроме того, оптическая ось аппаратуры дистанционного зондирования Земли в оптическом и/или в инфракрасном диапазоне параллельна или совмещена с продольной осью МКА.

Кроме того, грани уголкового отражателя выполнены из сотопанелей.

Кроме того, сотопанели с внутренней стороны образованного двугранного уголкового отражателя имеют радиоотражающую поверхность.

Предлагаемый многофункциональный космический аппарат поясняется чертежами фиг. 1-фиг. 6.

Фиг. 1, фиг. 2 - общий вид многофункционального космического аппарата, выполненного в форме куба, с уголковым отражателем.

Фиг. 3 - многофункциональный космический аппарат в форме куба 1, вид сверху, где 8 - биссектриса угла α; 9 - продольная ось многофункционального космического аппарата; 10 - солнечные батареи; 11 - двигатели системы ориентации и стабилизации.

Фиг. 4 - многофункциональный космический аппарат в форме куба, вид сзади, где 12 - объектив камеры модуля дополнительной целевой аппаратуры; 13 - антенна передачи целевой информации; 14 - приемная антенна АКРЛ; 15 - передающая антенна АКРЛ.

Фиг. 5 - многофункциональный космический аппарат в форме куба, вид сбоку.

На фиг. 6 представлена блок-схема информационной взаимосвязи бортовой аппаратуры многофункционального космического аппарата, где обозначено:

16 - модуль дополнительной целевой аппаратуры (МДЦА);

17 - аппаратура передачи целевой информации (АПЦИ);

18 - антенна АПЦИ;

19 - аппаратура командной радиолинии (АКРЛ);

20 - приемная антенна АКРЛ (ПРМ АКРЛ);

21 - передающая антенна АКРЛ (ПРД АКРЛ);

22 - бортовая вычислительная система (БВС);

23 - навигационная аппаратура потребителя (НАП);

24 - микроконтроллер (МК);

25 - блок сопряжения (БС);

26 - система ориентации и стабилизации (СОИС).

Информационная взаимосвязь МДЦА, аппаратуры передачи целевой информации, антенны АПЦИ, приемной и передающей антеннами АКРЛ, аппаратуры командной радиолинии, бортовой вычислительной системы, навигационной аппаратуры потребителя, микроконтроллера, блока сопряжения, системы ориентации и стабилизации осуществляется по линиям информационного обмена (на фиг. 6 обозначены тонкой сплошной линией).

Вход и выход АКРЛ информационно подключены к БВС. Выход НАЛ подключен к первому входу бортовой вычислительной системы, первый выход бортовой вычислительной системы подключен к первому входу микроконтроллера, первый выход микроконтроллера подключен к первому входу блока сопряжения, первый выход блока сопряжения подключен к входу системы ориентации и стабилизации. Выход системы ориентации и стабилизации подключен ко второму входу блока сопряжения, второй выход блока сопряжения подключен ко второму входу микроконтроллера, второй выход микроконтроллера подключен ко второму входу бортовой вычислительной системы, которая управляет процессом ориентации или наведения модуля дополнительной целевой аппаратуры МКА.

Кроме того, второй выход бортовой вычислительной системы подключен к входу модуля дополнительной целевой аппаратуры, а выход МДЦА подключен к входу аппаратуры передачи целевой информации.

Антенна аппаратуры передачи целевой информации подключена к выходу АПЦИ.

Передающая и приемная антенны аппаратуры командной радиолинии подключены к выходу и входу АКРЛ соответственно.

Предлагаемый многофункциональный космический аппарат выполнен в форме куба или прямой призмы.

В корпусе МКА установлены приборный отсек, аппаратура командной радиолинии, бортовая вычислительная система, навигационная аппаратура потребителя космических систем «ГЛОНАСС» и/или GPS, микроконтроллер, блок сопряжения, система ориентации и стабилизации, модуль дополнительной целевой аппаратуры, аппаратура передачи целевой информации (на чертеже не показаны).

На одной из граней куба 1 или прямой призмы выполнен V-образный паз или углубление V-образной формы 2, в котором V-образно закреплен уголковый отражатель 3 с гранями 4, 5 из двух плоских радиоотражающих пластин, развернутых под фиксированным углом α. Величина угла α находится в диапазоне от (90-Δ) градусов до (90+Δ) градусов, где Δ - определяется из соотношения:

0<Δ<18 λ/а,

λ - длина волны калибруемой РЛС;

а - размер грани уголкового отражателя (см. фиг. 3, фиг. 4).

Ребро 6 уголкового отражателя 3 с гранями 4, 5 из двух плоских радиоотражающих пластин, развернутых под фиксированным углом α, расположено по линии пересечения двух плоскостей симметрии куба 7. Причем биссектриса угла 8 между гранями в плоскости, перпендикулярной середине ребра уголкового отражателя из двух плоских радиоотражающих пластин, развернутых под фиксированным углом α, совпадает с продольной осью 9 корпуса МКА.

На боковых гранях куба или призмы расположены солнечные батареи 10 (см. фиг. 3).

Функционирование МКА происходит в такой последовательности.

После выведения МКА на целевую орбиту для управления МКА используют наземный комплекс управления с командной радиолинией и бортовую аппаратуру командной радиолинии МКА. Причем с наземного комплекса управления по командной радиолинии передают на МКА координаты радиолокационной станции, подлежащей калибровке по величине эффективной поверхности рассеяния. Затем с помощью приемников навигационной системы типа «ГЛОНАСС» и/или GPS и бортовой вычислительной системы определяют текущие координаты центра масс МКА, углы текущей пространственной ориентации МКА. С помощью бортовой вычислительной системы определяют положение центра масс МКА относительно переданных с наземного комплекса управления координат калибруемой радиолокационной станции, а также ориентацию осей связанной системы координат МКА относительно линии визирования калибруемой радиолокационной станции. Одновременно бортовая вычислительная система производит расчет и вычисляет пространственное положение биссектрисы угла 8 двугранного уголкового отражателя, образуемого двумя плоскими радиоотражающими пластинами относительно линии визирования калибруемой РЛС на текущий момент времени. При расчете используются координаты (в связанной системе координат МКА) середины ребра и положение биссектрисы угла двугранного уголкового отражателя, введенные в бортовую вычислительную систему до запуска МКА на орбиту.

Полученные расчетные данные с первого выхода бортовой вычислительной системы поступают на первый вход микроконтроллера, формирующего команды управления, которые с первого выхода микроконтроллера поступают на первый вход БС, а затем с первого выхода БС поступают на вход СОИС. СОИС осуществляет разворот МКА и совмещение положения биссектрисы угла двугранного уголкового отражателя с линией визирования калибруемой радиолокационной станции.

Выход СОИС подключен ко второму входу БС, второй выход БС подключен ко второму входу микроконтроллера, второй выход микроконтроллера подключен ко второму входу бортовой вычислительной системы, которая управляет процессом ориентации МКА относительно калибруемой РЛС в режиме реального времени.

При совмещении положения биссектрисы угла двугранного уголкового отражателя с линией визирования калибруемой РЛС КА от БВС на АКРЛ поступает сигнал готовности МКА к сеансу калибровки, который передается на наземный комплекс управления.

В дальнейшем информационное взаимодействие бортовой вычислительной системы, навигационной аппаратуры потребителя, микроконтроллера, блока сопряжения, системы ориентации и стабилизации МКА обеспечивает удержание совмещения биссектрисы угла образованного двугранного уголкового отражателя с линией визирования калибруемой радиолокационной станции до момента окончания сеанса калибровки РЛС, координаты которой переданы с наземного комплекса управления МКА.

Причем основной лепесток индикатрисы рассеяния двугранного уголкового отражателя в течение сеанса калибровки направлен на калибруемую радиолокационную станцию, а максимум основного лепестка индикатрисы рассеяния двугранного уголкового отражателя совпадает с линией визирования калибруемой радиолокационной станции.

Для иных задач, не связанных с калибровкой РЛС, координаты для наведения модуля дополнительной целевой аппаратуры передают на МКА с наземного комплекса управления по командной радиолинии. Затем с помощью приемников навигационной системы типа «ГЛОНАСС» и/или GPS и бортовой вычислительной системы определяются текущие координаты центра масс МКА и углы текущей пространственной ориентации МКА. При этом используются те же приемники навигационной системы типа «ГЛОНАСС» и/или GPS, та же бортовая вычислительная система, используемые для калибровки РЛС. С помощью бортовой вычислительной системы определяют положение центра масс МКА относительно переданных с наземного комплекса управления координат для наведения модуля дополнительной целевой аппаратуры. С помощью БВС определяют также ориентацию осей связанной системы координат МКА относительно оптической оси аппаратуры дистанционного зондирования Земли в оптическом и/или в инфракрасном диапазоне. Одновременно бортовая вычислительная система производит расчет и вычисляет пространственное положение оптической оси модуля дополнительной целевой аппаратуры относительно направления в надир или другую нужную точку, например на звезду или космический объект, координаты которой переданы с наземного комплекса управления.

При расчете используется (в связанной системе координат МКА) положение оптической оси модуля дополнительной целевой аппаратуры, введенное в бортовую вычислительную систему до запуска МКА на орбиту.

Полученные расчетные данные с первого выхода бортовой вычислительной системы поступают на первый вход микроконтроллера, формирующего команды управления, которые с первого выхода микроконтроллера поступают на первый вход БС, а затем с первого выхода БС поступают на вход СОИС. СОИС осуществляет разворот МКА и наведение оптической оси модуля дополнительной целевой аппаратуры в надир или другую нужную точку, например, на звезду или космический объект.

При совмещении оптической оси модуля дополнительной целевой аппаратуры с направлением в надир или с координатами на поверхности Земли, переданными с наземного комплекса управления, со второго выхода бортовой вычислительной системы на вход МЦА поступает команда на включение модуля дополнительной целевой аппаратуры.

Результаты наблюдения модуля дополнительной целевой аппаратуры с помощью аппаратуры передачи целевой информации передают на наземный комплекс управления или наземные пункты приема целевой информации. После обзора заданного района наблюдения с наземного комплекса управления МКА по командной радиолинии или по заданной полетной программе с БВС на МЦА передается команда завершения сеанса наблюдения МДЦА.

При поступлении команды на МКА с наземного комплекса управления наведения модуля дополнительной целевой аппаратуры в другую нужную точку, например, на звезду или космический объект, система ориентации и стабилизации обеспечивает сохранение положения оптической оси МДЦА с заданным направлением в течение всего сеанса наблюдения.

В дальнейшем сеансы калибровки (юстировки) РЛС или сеансы наблюдения с использованием МДЦА повторяют по командам с наземного комплекса управления.

Выполнение уголкового отражателя с гранями из двух плоских радиоотражающих пластин, развернутых под фиксированным углом α, заданным в диапазоне от (90-Δ) градусов до (90+Δ) градусов, позволяет достичь «уплощения» формы основного лепестка индикатрисы рассеяния уголкового отражателя в горизонтальной плоскости. Тем самым, сектор углов основного лепестка индикатрисы рассеяния двугранного уголкового отражателя в горизонтальной плоскости, в котором его ЭПР является практически постоянной величиной, составляет 20°(±10°), [5] стр. 150, рис. 4.7, кривые 2, 3.

Следует отметить, что с увеличением ЭПР эталонного отражателя эффективность калибровки растет [9] стр. 65. Так, в качестве примера, значение ЭПР предлагаемого МКА в направлении РЛС, работающей на длине волны 7 см, с учетом уменьшения ЭПР на 3 дБ за счет отклонения угла между гранями УО от прямого для «уплощения» формы основного лепестка индикатрисы рассеяния, при размере грани уголкового отражателя 100 см составит 2500 м², что более чем в 800 раз больше ЭПР сферического отражателя диаметром 200 см [1] стр. 49, таблица 2.1.3. Такой размер имел калибровочный КА «Юг» в составе РКК «Тайфун» [1] стр. 49, [9] стр. 65.

Применение МКА с УО значительно улучшает условия калибровки существующих и перспективных радиолокационных средств. Причем предлагаемый МКА с уголковым отражателем, грань которого равна всего 100 см, позволяет увеличить дальность, на которой возможно калибровать РЛС по величине ЭПР в 5,3 раза. Это приведет к тому, что МКА с УО будет устойчиво наблюдаться и на малых углах места: (3-5) градусов, на которых необходимо калибровать высокопотенциальные РЛС дальнего обнаружения [1] стр. 48.

При этом значительное увеличение ЭПР МКА позволит увеличить высоту орбиты запускаемого космического аппарата, что в свою очередь значительно увеличит время существования его на орбите [1] стр. 48.

Кроме того, V-образное жесткое закрепление уголкового отражателя в V-образный паз или углубление V-образной формы корпуса МКА в форме куба или прямой призмы позволяет обеспечить стабильное значения ЭПР за счет повышения устойчивости конструкции уголкового отражателя к тепловым деформациям, возникающим из-за циклического воздействия перепада температур в условиях космического полета.

Сверх того, наряду с основной целевой задачей (калибровка и юстировка РЛС), МКА выполняет функции орбитальной платформы-носителя дополнительной целевой аппаратуры для дистанционного зондирования Земли в оптическом и/или в инфракрасном диапазоне.

При этом использование существующих малогабаритных бортовых оптико-электронных систем не приводит к существенному увеличению массы бортовой аппаратуры МКА. Например, 20-канальная многоспектральная оптико-электронная система с диаметром телескопа 5-7 см вместе с обеспечивающей аппаратурой имеет массу всего 25-40 кг [1] стр. 150.

Таким образом, в предлагаемом МКА реализуется комплексирование целевой аппаратуры на одной космической платформе и создание космического аппарата двойного использования.

Предлагаемая конструкция МКА и информационная взаимосвязь аппаратуры командной радиолинии, бортовой вычислительной системы, навигационной аппаратуры потребителя, микроконтроллера, блока сопряжения системы ориентации и стабилизации МКА позволяют получить свойства, отличные от свойств известных решений, а именно:

- гибкость в проведении сеансов калибровки РЛС во времени и в пространстве за счет оперативной передачи с наземного комплекса управления на МКА координат калибруемых РЛС как стационарного, так и мобильного наземного или морского базирования;

- стабильное значение ЭПР МКА с УО в направлении калибруемой РЛС за счет устойчивости конструкции уголкового отражателя, используемого как эталона ЭПР, к тепловым деформациям, возникающим из-за перепада температур в условиях космического полета;

- расширение функциональных возможностей космического аппарата, заключающееся в том, что наряду с основной целевой задачей (калибровка и юстировка РЛС), МКА выполняет функции орбитальной платформы-носителя дополнительной целевой аппаратуры для дистанционного зондирования Земли в оптическом и/или в инфракрасном диапазоне.

Причем функционирование дополнительной целевой аппаратуры для дистанционного зондирования Земли в оптическом и/или в инфракрасном диапазоне обеспечивается за счет использования имеющихся ресурсов МКА, а именно: аппаратуры командной радиолинии, бортовой вычислительной системы, навигационной аппаратуры потребителя, системы ориентации и стабилизации.

К примеру, реально достижимая точность системы ориентации и стабилизации 0,5 градуса [1] стр. 259 позволяет использовать данную систему МКА в режиме калибровки РЛС и в режиме наведения модуля целевой аппаратуры для дистанционного зондирования Земли в оптическом и/или в инфракрасном диапазоне [10] стр. 31.

Следовательно, предложенный МКА имеет существенные отличия от известных космических аппаратов и позволяет расширить их функциональные возможности. При этом основное назначение МКА - калибровка и юстировка радиолокаторов как стационарного базирования, так и подвижных наземного или морского базирования, дополнительное назначение МКА - дистанционное зондирования Земли в оптическом и/или в инфракрасном диапазоне.

Источники информации

1. Малые космические аппараты информационного обеспечения / под ред. Фатеева В.Ф. М.: Радиотехника. 2010. С. 47-50, с. 150, с. 259.

2. Леонов А.И., Леонов С.А., Нагулинко Ф.В. и др. Испытания РЛС / под ред. Леонова А.И. М.: Радио и связь. 1990. С. 37.

3. Ракеты и космические аппараты КБ «Южное» / под ред. Конюхова С.Н. Днепропетровск. ГКБ «Южное» им. М.К. Янгеля. 2000. С. 198-200.

4. Майзельс Е.Н., Торгованов В.А. Измерение характеристик рассеяния радиолокационных целей / под ред. Колосова М.А. М.: Советское радио. 1972. С. 144-145, с. 193-194, с. 204-213.

5. Кобак В.О. Радиолокационные отражатели / под ред. Леонтьевского О.Н. М.: Советское радио. 1975. С. 103, с. 139, с. 144, с. 146, с. 150, с. 152, с. 235.

6. Бакитько Р.В., Болденков Е.Н., Булавский Н.Т. и др. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования / под ред. Перова А.И., Харисова В.Н. М.: Радиотехника. 2010. С. 412.

7. Майсеня Л.И. Справочник по математике: основные понятия и формулы. Минск: Выш. шк. 2011. С. 201-203.

8. Патент RU 2544908 «Космический аппарат для калибровки радиолокационной станции по величине эффективной поверхности рассеяния» / Полуян А.П. Открытое акционерное общество «Корпорация космических систем специального назначения «Комета».

9. Фатеев В.Ф. Современный взгляд на развитие космического эшелона информационных средств ВКО. Воздушно-космическая оборона. 2014. №1. С. 65.

10. Афанасьев И. «В интересах японских заказчиков «Днепр» вывел на орбиту пять спутников». Новости космонавтики. 2015. №01. С. 30-33.