«БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ Под редакцией доктора техн. наук, профессора А.С. Сырова Допущено Учебно-методическим объединением высших учебных заведений Российской Федерации по образованию в ...»

цифровой телеметрической информации Система формирования цифровой телеметрической информации (ТМИ) предназначена для сбора, упаковки и передачи на Землю данных о состоянии космического аппарата и его служебных систем.

Система управления современного космического аппарата представляет из себя развернутую вычислительную сеть, где с помощью цифровых каналов могут быть соединены более десятка вычислителей. Примером может служить структурная схема сбора телеметрической информации КА «Монитор-Э» (рис. 10.1).

На схеме обозначено:

БЦВС – бортовая цифровая вычислительная система;

КПУ – коммутационно-преобразующее устройство;

АД(0-2) – астродатчики;

ПСА – панхроматическая съемочная аппаратура;

РДСА – распределенного доступа съемочная аппаратура;

АСН – аппаратура спутниковой навигации;

СТИ – система телеметрических измерений;

БАКИС – бортовая аппаратура командно-измерительной системы;

АТМИ – аналоговая телеметрическая информация.

В данной системе работает 19 цифровых вычислителей, поэтому основной поток информации о состоянии объекта представляет из себя цифровую телеметрию, передаваемую по цифровому мультиплексному каналу обмена (МКО), функционирующему в соответствии с ГОСТ Р 52070-2003 [8]. Система телеметрических измерений принимает ТМИ по аналоговым каналам, в основном это ТМИ системы электроснабжения (СЭС) и терморегулирования (СОТР) КА. Далее

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

сбора телеметрической информации КА «Монитор-Э»

СТИ упаковывает собранные данные в пакеты объемом по 512 байт и передает их на вход передающего устройства бортовой аппаратуры командно-измерительной системы (БАКИС), где происходит их преобразование к виду, пригодному для передачи по эфиру.

ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

СТИ состоит из следующих функциональных устройств: вычислительного устройства приема ЦТМИ, устройства опроса аналоговой ТМИ и устройства взаимодействия с БАКИС. Устройство приема ЦТМИ обеспечивает прием по МКО до 14-ти посылок по 32 слова от цифровых абонентов СТИ. При приеме семи посылок СТИ (размер основного кадра СТИ составляет 512 байт и может в себя включать семь фрагментов ЦТМИ, запись в запоминающее устройство (ЗУ) или передачу информации в БАКИС СТИ осуществляет целыми кадрами), по окончании предыдущего цикла записи в ЗУ, формирует пакет информации и записывает его в ЗУ или на вход буфера обмена с БАКИС в зависимости от текущего режима. Устройство опроса аналоговой ТМИ формирует пакет аналоговой ТМИ со скоростью опроса заданной БСУ или установленной по умолчанию и передает его в ЗУ или на вход буфера обмена с БАКИС в зависимости от текущего режима.

Устройство взаимодействия с БАКИС предназначено для приема разовых команд для СТИ и передачи их в передающее устройство ТМИ.

Вся активная телеметрическая информация о функционировании агрегатов и систем современного космического летательного аппарата представлена в цифровом виде. Также в цифровом виде может быть представлена некоторая пассивная информация.

Под активной информацией будем понимать все виды информации, участвующие в процессе управления аппаратом, в том числе и через наземный контур управления. Под пассивной информацией будем понимать информацию системы, по которой не производится управление.

Для оценки состояния бортовых систем космического аппарата в основном необходима активная составляющая всей информации космического аппарата. Пассивная информация может передаваться на Землю только для анализа состояния агрегатов космического аппарата (при различных нештатных ситуациях (НШС)) или для диагностики и определения степени износа агрегатов.

Передача различных видов телеметрической информации на Землю должна обеспечивать диагностику функционирования систем КА, диагностику возможности выполнения КА своей целевой функции в случае возникновения различных НШС и возможность выявБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ ления причин, повлекших возникновения отказов, для обеспечения надежности будущих изделий.

Современная система управления является достаточно сложной логической системой. Взаимодействие между компонентами осуществляется в основном посредством выставления различных флагов состояний. Поэтому очень большая часть активной информации является признаковой. Признаковая информация обладает некоторыми особыми свойствами: признаковые параметры изменяют свои значения только при прохождении определенных изменений. Таким образом, у каждого признакового параметра существует некая максимальная частота обновления, которая зависит от частоты изменения состояний телеметрируемой системы.

Кроме признаковой информации на борту формируются физические параметры, являющиеся также активной информацией. Данные параметры могут изменяться с любой частотой, доступной в системе (либо с частотой вычисления параметра, либо с частотой опроса параметра). Большинство пассивных параметров являются физическими параметрами.

Основные задачами при проектировании системы сбора и передачи телеметрической информации:

– обеспечение максимальной степени сжатия телеметрического – обеспечение минимальных затрат вычислительной мощности на кодирование потока телеметрической информации;

– обеспечение максимальной защиты от искажений телеметрической информации.

Решение данных задач может достигаться различными способами.

Однако выбор оптимального решения в каждом конкретном случае должен производиться по специальным методикам.

Например, для низколетящего спутника дистанционного зондирования Земли «Монитор-Э» была разработана следующая система упаковки ЦТМИ.

Весь возможный объем телеметрируемых параметров подразделяется на следующие категории.

ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

1. Параметры для контроля выполнения типовых полетных операций (ТПО), включающие в себя мгновенные значения данных, фиксирующих условия при смене ТПО, которые при необходимости могут быть использованы как начальные условия для проведения моделирования процесса отработки ТПО на Земле.

2. Параметры обобщенных оценок изменения состояния бортовых систем в процессе выполнения ТПО, которые формируются разработчиками систем и выдаются по признаку окончания ТПО.

Телеметрирование параметров контроля ТПО выполняется при каждой смене ТПО.

3. Группы параметров для контроля конкретной подсистемы БСУ или исполнительного органа/датчика этой подсистемы.

Параметры записываются в виде временного процесса. Перечень параметров, частота их регистрации, временной интервал записи определены разработчиком подсистемы.

4. Особые исследовательские режимы, в которых адреса исследуемых ячеек задаются кодовыми командами.

5. Группа параметров для реализации «черных ящиков» подсистем, передаваемых в случае интегрального отказа информационной системы/исполнительного органа.

Телеметрия из этой группы записывается в оперативное запоминающее устройство бортовой цифровой вычислительной системы (ОЗУ БЦВС) по принципу «кольцевого буфера» длительностью t сек.

Передача и запись в СТИ параметров «черного ящика» производится при наличии признака интегрального отказа через время t/2 после момента Т0 формирования признака. Таким образом, параметры «черного ящика», передаваемые в СТИ, будут зафиксированы на интервале времени (Т0 t/2) (Т0 + t/2).

Перечень параметров «черных ящиков», частота их регистрации и потребная временная длина кольцевого буфера определяются разработчиками подсистем БСУ.

6. Группа признаковых слов.

В эту группу входят специально сформированные для ЦТМИ слова, состоящие из наиболее важных для оценки работоспособности

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

подсистем битовых признаков, причем признаки отказов должны быть сгруппированы в отдельные слова.

Регистрация и передача в СТИ признаковых слов производится по факту их обновления 1 раз за 6-10 циклов счета БЦВС (один цикл счета осуществляется за 100 мс), при этом регистрируются только изменившиеся слова. Для уменьшения времени работы программного обеспечения (ПО) на каждом такте опрашиваются слова только из одного массива.

7. Группа параметров режима непосредственной передачи.

Массив параметров данной группы формируется только при непосредственной передаче по команде из БЦВС и записывается в ЗУ СТИ отдельным потоком.

8. Массивы цифровой телеметрической информации коммутационно-преобразующего устройства.

Все массивы ЦТМИ имеют следующий формат:

Lmas Nmas Tctmi2 Tctmi Информационная часть (до 42 слов) где Lmas – общая длина массива, слов (1 байт);

Tctmi – время формирования массива (2 байта);

Tctmi2 – счетчик обнулений времени Tctmi (2 байта).

Информационная часть массивов имеет фиксированный состав, задаваемый в программе. Массивы категорий 1-5, 7 и частично 8 имеют фиксированный размер. Признаковые массивы и большинство массивов ЦТМИ КПУ могут иметь разную длину в зависимости от количества изменившихся слов, вследствие чего эти массивы имеют следующую особенность: сразу после времени формирования в информационной части следует служебное слово SWPR (2 байта), содержащее информацию о перечне признаковых слов, входящих в состав данного массива. Например, если это слово имеет следующий вид:

это означает, что массив содержит признаковые слова № 3, 8, 9, 10, из общего списка слов, входящих в состав этого массива. МаксиТЕЛЕМЕТРИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ мально возможное количество слов, размещенных в признаковом массиве, равно 16, минимальное – 1. Таким образом, признаковые массивы имеют следующую структуру:

Lmas Nmas Tctmi2 Tctmi SWPR где Lmas – общая длина массива, слов (1 байт);

Nmas – номер массива (1 байт);

Tctmi – время формирования массива (2 байта);

Tctmi2 – счетчик обнулений времени Tctmi (2 байта);

SWPR – служебное слово (2 байта).

Собранная ЦТМИ может быть упакована двумя способами.

Первый способ применяется для упаковки ТМИ, формируемой программами сбора ЦТМИ, в буфере размером 2 КБайта, программное обеспечение упаковки и передачи ЦТМИ считывает порциями по слов информацию из этого буфера, сдвигая соответствующий указатель на освободившееся место. Чтение продолжается до тех пор, пока не будет достигнут конец выданной ЦТМИ информации, точнее пока в буфере не останется информации менее 30 слов. К 30-и словным пакетам информации (субкадрам) программное обеспечение упаковки и передачи ЦТМИ добавляет идентификационное слово, в котором содержится информация о порядковом номере субкадра (младший байт) и указатель на начало целого первого массива в текущем субкадре (старший байт). Нумерация субкадров ЦТМИ ведется от 0 до 254.

Второй способ применяется для упаковки специальной ЦТМИ. В ОЗУ существуют буферы размером по 30 слов для формирования так называемых специальных массивов:

• массив меток времени (заполняется программным обеспечением упаковки и передачи ЦТМИ 1 раз в 6000 тактов);

• массив информации настраиваемых параметров – НП (заполняют программы сбора ЦТМИ 1 раз в 10 тактов по команде от программного обеспечения упаковки и передачи ЦТМИ);

• массив информации о приходе командно-программной информации – КПИ (заполняет подсистема первичной обработки информаБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ ции от БАКИС не чаще одного раза в 15 тактов по приходу КПИ с • массив информации особой важности (заполняется программным обеспечением упаковки и передачи ЦТМИ один раз в 6000 тактов).

Специальная ЦТМИ имеет наибольший приоритет и после формирования немедленно передается через канал МКО в СТИ.

Такая система позволяла обеспечить сжатие признакового потока информации, но в ходе эксплуатации были выявлены следующие недостатки:

– при потере части телеметрической информации было сложно восстановить картину признаковых параметров, так как их появление в телеметрии происходит по факту их изменения;

– невозможность контроля динамических параметров системы на протяжении всего полета, так как основные параметры движения КА выводились в телеметрию только при смене типовой полетной операции.

Эти недостатки были устранены в системе сбора телеметрической информации БСУ «KазСат». В этой системе каждые 100 минут происходит сброс всех массивов признаковой информации принудительно.

Таким образом, даже при потере части телеметрии можно было в дальнейшем восстановить оперативную обстановку на борту. Однако при быстром течении событий на борту, особенно при возникновении нештатных ситуаций, потеря части ЦТМИ могла повлечь за собой неполное восстановление цепочки событий, что затрудняло анализ и требовало привлечения для анализа дополнительных наземных средств.

В системе сбора телеметрической информации был предусмотрен специальный режим телеметрирования динамических параметров на Землю с периодом в 20 секунд при условии, что не происходил сброс других массивов, связанных с исследовательским режимом работы БСУ.

Кроме того, был предусмотрен каждые 12 часов сброс всех исследовательских параметров БСУ для получения начального среза ЦТМИ в случае утери предыдущей телеметрической информации.

КА «KазСат» является геостанционарным спутником, который предназначен для обеспечения связи [24]. Особенность его эксплуатации заключается в наличии постоянного канала обмена между аппаратом

ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

и Землей, что снимает ряд ограничений на систему сбора телеметрической информации. По каналу обмена с Землей информация передается с небольшой скоростью, однако то, что он включен постоянно, позволяет передавать достаточно большие суточные объемы информации.

Максимальный объем телеметрической информации системы управления, передаваемый с борта КА, мог составлять до 27 Мбайт в сутки, тогда как для спутников дистанционного зондирования Земли и спутников с периодическими сеансами связи при современном отечественном состоянии бортовых телекомандных систем объем телеметрической информации может составлять не более 1-3 Мбайта в сутки.

Учитывая опыт эксплуатации аппаратов «Монитор-Э» и «KазСат»

в МОКБ «Марс» предпринята попытка разработки универсальной системы сбора телеметрической информации.

Система должна обеспечивать легкую настраиваемость на задачи, реализуемые в конкретном аппарате, и удовлетворять все вышеперечисленные требования к системам сбора телеметрической информации.

Данная система строится на принципе разделения информации на:

– признаковую, – периодическую и разовую.

Вся признаковая информация кодируется в специальные отдельные посылки, которые передаются независимо в телеметрическую систему. Периодическая и разовая информация формируется по признакам от подсистем. Размер массива такой информации кратен размеру телеметрического субкадра, отправляемого в телеметрическую систему (для современных телеметрических систем космических аппаратов размер такого субкадра равен максимальному фрагменту передачи по мультиплесному каналу обмена и составляет 64 байта информации). Такие массивы получили наименования массивов разовых срезов. Все массивы признаковых параметров легко настраиваются и реализованы в специальных модулях, что позволяет автоматизировать процесс создания программных модулей. Кроме того, в полете предусмотрена настройка перечня признаковых параметров. Массивы разовых срезов также реализованы в специальной

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

форме и легко доступны для редактирования, однако условия выдачи массивов разовых срезов имеют достаточно широкий диапазон программных реализаций, что, к сожалению, не позволяет полностью провести процесс автоматизации компоновки программных модулей, отвечающих за разовые срезы. Поэтому на данный момент реализована только автоматическая компоновка состава массивов разовых срезов, а модули, реализующие выдачу разовых срезов, создаются ручным способом.

В связи с этим в настоящее время в полете предусмотрена возможность блокировки вывода в телеметрию произвольного количества массивов разовых срезов, а также имеются специальные инструменты для составления собственных массивов разовых срезов для передачи их на Землю с заданной частотой.

10.2. Работа телеметрической системы космического аппарата Работу телеметрической системы рассмотрим на примере космического аппарата «Монитор-Э». Для описания введем понятия режимов системы телеметрической информации (СТИ).

10.2.1. Режимы системы телеметрической информации Переключение режимов СТИ осуществляется с помощью двух источников:

– разовые команды (РК) с Земли через БАКИС;

– команды управления (КУ) от БСУ.

С помощью разовых команд СТИ может перейти:

– в режим передачи информации по радиокоманде «НП2» – со скоростью 1 кбит/с, по радиокоманде «НП1» – со скоростью 8 кбит/с и по радиокоманде «НП3» – со скоростью 32 кбит/с;

– в режим, установленный до выдачи радиокоманды «НПi» с помощью команды «ЗАП»;

– в начальное состояние путем рестарта по радиокоманде «НОВ».

Команды управления для бортовой системы управления (БСУ) выдаются из полетного задания системы телеметрической информации.

Их можно условно разделить на две категории – команды и режимы.

ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Команды предназначены для настройки работы СТИ на существенный промежуток времени (вплоть до окончания полета). Для КА «Монитор-Э» реализованы следующие команды:

– Команда «ЗАП К» предназначена для переключения ЗУ СТИ в режим кольцевого буфера (данный режим установлен по умолчанию после включения или рестарта).

– Команда «ЗАП Л» предназначена для переключения ЗУ СТИ в режим линейного буфера (в отличие от кольцевого режима запись в ЗУ прекращается не по достижении логического конца ЗУ, а по достижении физического конца ЗУ).

– Команда «ВОСР К» предназначена для установки режима воспроизведения по кольцу, по достижении физической границы ЗУ, СТИ начинает опрос ЗУ с начала физического ЗУ и продолжает опрос до достижения логического конца записи (данный режим установлен по умолчанию).

– Команда «ВОСР П» предназначена для установки режима линейного воспроизведения, опрос ЗУ прекращается либо по достижении верхней физической границы ЗУ, либо по достижении конца записанной области ЗУ.

– Команда «ВОСР О» предназначена для установки режима обратного воспроизведения, опрос ЗУ происходит от последней записи в порядке уменьшения адресов до достижения либо начала записи, либо нижней физической границы адресов.

В штатной работе будет использоваться набор режимов «ЗАП К»

– «ВОСПР К», в нештатных ситуациях возможен набор «ЗАП Л» – «ВОСПР О».

Режимы предназначены для настройки работы СТИ на короткий промежуток времени. Для КА «Монитор-Э» существуют следующие режимы.

Режимы записи:

– «Нулевой режим», в этом режиме СТИ записывает в ЗУ СТИ только цифровые массивы (режим установлен по умолчанию).

– Режим записи аналоговой информации «ЗАППр1», предназначен для записи аналоговой и цифровой информации, поступление аналоговой информации в ЗУ СТИ со скоростью 1 кбит/с.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

– Режим записи аналоговой информации «ЗАППр2», предназначен для записи аналоговой и цифровой информации, поступление аналоговой информации в ЗУ СТИ со скоростью 8 кбит/с.

– Режим записи аналоговой информации «ЗАППр3», предназначен для записи аналоговой и цифровой информации, поступление аналоговой информации в ЗУ СТИ со скоростью 32 кбит/с.

Режимы воспроизведения:

– Режим «НП». При поступлении в СТИ кода этого режима СТИ выдает до поступления любого из режимов записи на вход буфера передатчика всю приходящую информацию с МКО и аналоговую ТМИ со скоростью опроса датчиков 32 кбит/с, при поступлении РК «НПi»

выдает на вход буфера передатчика аналоговую информацию со скоростью опроса 1, 8, 32 кбит/с и цифровую информацию, приходящую из МКО до момента прихода РК«ЗАП».

– Режим «ВОСПР». При поступлении в СТИ кода этого режима СТИ выдает до поступления РК «НПi» на вход буфера передатчика всю приходящую информацию с МКО и аналоговую ТМИ со скоростью опроса датчиков 32 кбит/с, при поступлении РК «НПi» выдает на вход буфера передатчика аналоговую и цифровую информацию из ЗУ до момента прихода РК«ЗАП». После прихода РК «ЗАП» и до момента выдачи от БСУ любого из режимов записи СТИ выдает на вход буфера передатчика всю приходящую информацию с МКО и аналоговую ТМИ со скоростью опроса датчиков 32 кбит/с.

– Режим «НП +ВОСПР Пр4». При поступлении в СТИ кода этого режима СТИ выдает до поступления РК «НПi» на вход буфера передатчика всю приходящую информацию с МКО и аналоговую ТМИ со скоростью опроса датчиков 32 кбит/с, при поступлении РК «НПi» выдает на вход буфера передатчика циклично 1 кадр аналоговой или цифровой информации из ЗУ и 1 кадр аналоговой ТМИ со скоростью опроса датчиков 1, 8, 32 кбит/с или цифровой ТМИ с МКО до момента прихода РК«ЗАП». После прихода РК «ЗАП» и до момента выдачи от БСУ любого из режимов записи СТИ выдает на вход буфера передатчика всю приходящую информацию с МКО и аналоговую ТМИ со скоростью опроса датчиков 32 кбит/с.

ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

– Режим «НП +ВОСПР Пр5». При поступлении в СТИ кода этого режима СТИ выдает до поступления РК «НПi» на вход буфера передатчика всю приходящую информацию с МКО и аналоговую ТМИ со скоростью опроса датчиков 32 кбит/с, при поступлении РК «НПi»

выдает на вход буфера передатчика циклично два кадра аналоговой или цифровой информации из ЗУ и один кадр аналоговой ТМИ со скоростью опроса датчиков 1, 8, 32 кбит/с или цифровой ТМИ с МКО до момента прихода РК«ЗАП». После прихода РК «ЗАП» и до момента выдачи от БСУ любого из режимов записи СТИ выдает на вход буфера передатчика всю приходящую информацию с МКО и аналоговую ТМИ со скоростью опроса датчиков 32 кбит/с.

– Режим «НП +ВОСПР Пр6». При поступлении в СТИ кода этого режима СТИ выдает до поступления РК «НПi» на вход буфера передатчика всю приходящую информацию с МКО и аналоговую ТМИ со скоростью опроса датчиков 32 кбит/с, при поступлении РК «НПi» выдает на вход буфера передатчика циклично три кадра аналоговой или цифровой информации из ЗУ и один кадр аналоговой ТМИ со скоростью опроса датчиков 1, 8, 32 кбит/с или цифровой ТМИ с МКО до момента прихода РК«ЗАП». После прихода РК «ЗАП» и до момента выдачи от БСУ любого из режимов записи СТИ выдает на вход буфера передатчика всю приходящую информацию с МКО и аналоговую ТМИ со скоростью опроса датчиков 32 кбит/с.

Запись ЦТМИ в ЗУ СТИ осуществляется в «нулевом режиме» и в режимах записи аналоговой ТМИ «ЗАП Прi».

В режим «Запись аналоговой ТМИ Пр1» СТИ должна переходить из «нулевого» режима или режима «НП» после получения от БЦВС БСУ команды обмена данными (КОД) «Принять код режима (команды)» с одним из кодов «ЗАП Пр1», «ЗАП Пр2», «ЗАП ПрЗ» (со скоростью записи 1 Кбит/с, 8 Кбит/с, 32 Кбит/с соответственно).

После получения указанной команды СТИ должна начать опрос телеметрических датчиков приборов и систем КА, формирование телеметрических кадров аналоговой информации и запись их в запоминающее устройство СТИ. При этом прием массивов ЦТМИ, формирование кадров ЦТМИ и запись их в ЗУ СТИ должны продолжаться.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Если КОД с кодом «ЗАППр1» («ЗАППр2», «ЗАППрЗ») приходит из БЦВС во время переписи кадра ЦТМИ в ЗУ СТИ, то исполнение команды должно задерживаться до окончания процесса перезаписи.

Если в процессе записи в запоминающее устройство СТИ кадра аналоговой информации в буфере мультиплексного канала обмена СТИ сформировался кадр ЦТМИ, то перезапись этого кадра в ЗУ СТИ должна происходить только после окончания процесса перезаписи кадра аналоговой информации.

Режим «ЗАП аналоговой информации» (по КОД «ЗАППр1», «ЗАППр2», «ЗАППрЗ») должен прекращаться при получении СТИ от БЦВС КОД «Принять код режима (команды)» с кодом «нулевого» режима.

Запись всей телеметрической информации (ЦТМИ и АТМИ) должна прекращаться и СТИ должна переходить в режим «НПЗ» при получении от БЦВС КОД «Принять код режима (команды)» с кодом режима «НП», «НП+ВОСПРПр4,5,6» или «ВОСПР».

Организация режимов передачи ТМИ из СТИ в БАКИС (режимы «НП», «ВОСПР», «НП+ВОСПРПр4Д6») В режимы «НП», «ВОСПР» или «НП+ВОСПР» СТИ должна переходить либо из «нулевого» режима, либо из режима «ЗАППр1,2,3».

При получении от БЦВС КОД «Принять код режима (команды)»

с кодом «НП» или «НП+ВОСПРПр4,5,6» СТИ должна перейти в режим НП и прекратить запись всей ТМИ, поступающей на ее вход.

При получении одной из РК «НПi» СТИ должна перейти в режим, предварительно заданный в КОД от БЦВС с информативностью (скоростью передачи информации), заданной РК.

Приход от БАКИС радиокоманды «ВКЛ ЗАП» отменяет режим передачи информации на Землю. СТИ переходит в режим, в котором СТИ находилась перед выдачей РК НП (НП1, НП2, НП3), и находится в нем до прихода новой КОД «Принять код режима (команды)», определяющей режим работы СТИ.

В режиме «НП+ВОСПРПр4,5,6» кадры должны чередоваться в такой последовательности:

«НП+ВОСПРПр4» – 1-й кадр воспроизведения, 1-й кадр НП;

«НП+ВОСПРПр5» – 2-й кадр воспроизведения, 1-й кадр НП;

ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

«НП+ВОСПРПр6» – 3-й кадр воспроизведения, 1-й кадр НП.

Если вся информация ЗУ воспроизведена, то СТИ должна повторно передавать в БАКИС последний из записанных кадров до изменения кода режима работы СТИ.

При получении от БЦВС КОД «Принять код режима (команды)»

с кодом команды «ВОСПР П» СТИ должна перейти в режим прямого воспроизведения, с кодом команды «ВОСПР О» – в режим обратного воспроизведения, с кодом «ВОСПР К» – в режим кольцевого воспроизведения. Указанные команды должны быть выданы предварительно, перед выдачей КОД «Принять код режима (команды)» с кодом режима «ВОСПР» или «НП+ВОСПР». В режим «ВОСПР К» СТИ должна устанавливаться также при первом ее включении.

Штатный сеанс связи изображен на рис. 10.2.

Земля БАКИС

ТМИ НП ИСУ

Рис. 10.2 Штатная циклограмма работы тракта во время сеанса связи После поступления КУ от БСУ например команды «НП_ВОСПРПр6», СТИ переходит в режим ожидания второго рода, при этом она воспринимает всю информацию, которая находится на шине МКО, и передает ее в БАКИС. Кроме того, СТИ формирует аналоговые кадры со скоростью 32 кбит/с (примерно 7,5 кадров в секунду), которые также передает в БАКИС. Режим ожидания оканчивается приходом

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

команды РК «НП1», «НП2», «НП3». По этой команде БАКИС включает передатчик на посылку сообщений, причем скорость передачи БАКИС определяет по номеру РК, а СТИ, восприняв РК от БАКИС, переключает скорость формирования аналоговых кадров на заданную РК и передает цифровую и аналоговую информацию, образованную в текущий момент, чередуя ее с информационными кадрами, записанными в ЗУ. Частота чередования определяется режимом, заданным КУ от БСУ. После получения РК «ЗАП» СТИ переходит в режим ожидания второго рода до получения КУ с режимами «ЗАППр1,2,3» или «0», после чего СТИ переходит в соответствующий режим записи.

Существуют следующие нештатные, но возможные циклограммы – Полетное задание СТИ не задано, но сеанс провести необходимо. Тогда на борт подается РК «НП i», СТИ переходит в режим «НП_ВОСПРПр6» и передает цифровую и аналоговую информацию, образованную в текущий момент, чередуя ее с информационными кадрами, записанными в ЗУ. По РК «ЗАП» СТИ переходит в тот режим, в котором находилась до выдачи РК «НП i». Данная методика может приводить к потере ТМИ на существенном участке, так как при отсутствии РК «ЗАП» записи ТМИ в ЗУ происходить не будет.

– Проводился штатный сеанс, но не произошла выдача РК «ЗАП», тогда будет потеряна часть ТМИ из ЗУ, выдаваемая от момента потери радиосвязи до момента выдачи КУ с режимами «ЗАППр1,2,3»

– СТИ получила КУ от БСУ на начало сеанса связи и перешло в режим ожидания второго рода, выдачи РК «НПi» не было, но пришла РК «ЗАП». В этом случае СТИ не выйдет из режима ожидания второго рода до получения КУ с режимами «ЗАППр1,2,3» или «0» от БСУ, потери ТМИ воспроизведения ЗУ не будет.

Циклограмма работы вне сеанса связи строится из условия обеспечения телеметрирования высокоопросных датчиков СЭС на протяжении всего полета с ограничением на общий объем ТМИ от всех источников не более 2 Мбайт за один сеанс связи. Приблизительная циклограмма работы вне сеанса связи показана на рис. 10.3.

ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Рис. 10.3 Циклограмма работы тракта вне сеанса связи 10.3. Планирование работы системы телеметрической информации в центре управления полетом Планирование работы СТИ в центре управления полетом (ЦУП) происходит в четыре этапа:

– Планирование допустимого объема ТМИ из условий длительности участков видимости аппарата. При сеансе связи 8 минут возможен сброс 1600 кадров ЗУ при максимальной скорости передачи на Землю (32 кбит/с). В течение суток таких сеансов может быть от двух до восьми. При сбросе ТМИ только на московский НИП планируется один сеанс сброса ТМИ на 7-8 витков.

– Планирование длительности сеансов сбора аналоговой ТМИ и назначение соответствующих режимов СТИ.

– Планирование работы модуля целевой аппаратуры и аппаратуры спутниковой навигации.

– Планирование режимов исследования БСУ и назначение соответствующих режимов исследований для управления ПО ЦТМИ.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

11. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ЦЕЛЕВОЙ АППАРАТУРОЙ

Целевая аппаратура современных космических аппаратов объединена в автономный контур управления. Поэтому задачи, ставящиеся перед системой управления космическим аппаратом и связанные с управлением целевой аппаратурой, бывают следующих типов:

– управление резервами целевой аппаратуры (в основном по командам от наземного комплекса управления);

– управление передачей цифровой телеметрической информации от целевой аппаратуры к телеметрической системе;

– взаимное управление различными целевыми комплексами (по специальным заложенным на Земле полетным заданиям или по командам прямого управления с Земли).

– формирование и выдача в целевую аппаратуру поддерживающей информации (это могут быть данные о местоположении летательного аппарата, его ориентации, текущем бортовом времени космического аппарата, командно-программная информация для изменения бортовых программ целевой аппаратуры).

Управление резервами целевой аппаратуры и взаимное управление между различными целевыми комплексами в основном осуществляется с помощью выполнения релейных команд управления через блоки управления силовой автоматикой. Операции полетного задания при наступлении заданного времени также в основном преобразуются в релейные команды управления (РКУ).

Для обеспечения требуемой надежности все РКУ передаются в системы целевой аппаратуры по дублированным линиям связи. Разовые команды формируются в виде «сухих контактов». Напомним, что «сухим контактом» называют выводы от контактов реле, на которые не подается напряжение питания от прибора, где эти контакты стоят, то есть контакт гальванически развязан от управляющего сигнала. Питание «сухих контактов» осуществляется со стороны целевой аппаратуры (ЦА). Частота выдачи команд на целевую аппаратуру принята не более 1 команды в 1 секунду.

Однако существуют цифровые команды управления целевой аппаратурой, которые передаются по мультиплексному каналу обмена.

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ЦЕЛЕВОЙ АППАРАТУРОЙ

По мультиплексному каналу обмена передается телеметрическая информация целевой аппаратуры, которая впоследствии может как интегрироваться в состав телеметрической информации системы управления (КА «Спектр-Р», КА «Электро-Л»), так и сразу транслироваться в телеметрическую систему (КА «Монитор-Э», КА «KазСат», КА «Экспресс-МД1»).

Поддерживающая информация формируется в центральном вычислителе бортовой системы управления (БСУ) на основании параметров от других подсистем БСУ и без упаковки передается по мультиплексному каналу обмена информации в целевую аппаратуру.

Обратная связь контура управления целевой аппаратурой замыкается через наземный комплекс управления.

В качестве целевой аппаратуры на различные спутники устанавливаются различные комплексы научных и коммерческих приборов.

В табл. 11.1 приведены космические аппараты с системой управления разработки МОКБ «Марс», распределенные по типам орбит (см.

приложение I) и назначению.

ВысокоэллиптиСпектр-УФ»

ческие орбиты Геостационарная и геосинхронная

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Для спутников, обеспечивающих дистанционное зондирование, обычно для привязки целевой информации необходима навигационная информация БСУ (так называемая «поддерживающая информация»).

ЦА спутников связи не потребляет дополнительной информации, так как нет необходимости в привязке целевой информации, поэтому функции системы управления сводятся к обслуживающим (управление резервами и ретрансляция цифровой телеметрической информации в системе телеметрической информации (СТИ)). Тип орбиты может влиять на взаимодействие БСУ и ЦА как ограничивающий фактор (с увеличением расстояния от Земли ухудшается качество радиосигнала «Борт – Земля», что приводит к снижению скорости передачи информации на Землю, и как следствие – к уменьшению потоков телеметрической информации от ЦА). В зависимости от типа орбиты изменяется также характер (состав) и точность «поддерживающей» навигационной информации.

В КА «Монитор-Э» бортовая система управления (БСУ) обеспечивала передачу в целевую аппаратуру шкалы времени, передачу в ЦА навигационных параметров и параметров движения аппарата вокруг центра масс, управление резервами ЦА, ретрансляцию цифровой телеметрической информации ЦА в телеметрическую систему.

В КА «Спектр-Р», «Спектр-УФ», «Электро-Л» БСУ обеспечивала передачу в ЦА шкалы времени, передачу в ЦА навигационных параметров и параметров движения аппарата вокруг центра масс, получение от ЦА цифровой телеметрической информации (ЦТМИ) для дальнейшей ее передачи в составе своих цифровых кадров в телеметрическую систему, управление циклограммами работы научных приборов с помощью цифровых и разовых команд, закладку бортовых В космических аппаратах «Экспресс-МД1», «KазСат», «KазСат-2»

БСУ обеспечивает управление резервами ЦА, ретрансляцию информации ЦА в телеметрическую систему.

На примере спутников связи можно рассмотреть взаимодействие между целевой аппаратурой (бортовым радиотехническим комплексом – БРТК) и БСУ.

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ЦЕЛЕВОЙ АППАРАТУРОЙ

Взаимодействие БСУ с БРТК состоит в обеспечении выдачи от БСУ в БРТК релейных команд в согласованном объеме. Команды могут выдаваться на основании командно-программной информации, полученной в систему управления от наземного комплекса управления, на основании запросов, поступивших от БЦВС, а также, при необходимости, по собственной логике (например при исполнении циклограммы отключения БСУ и т.п.). Факт получения запроса на выдачу релейной команды в БРТК, а также факт выдачи («эхо», которое формируется путем замера напряжения в цепи выдачи команды) команды фиксируется в ЦТМИ системы управления.

Все релейные команды передаются в системы целевой аппаратуры по дублированным линиям связи. Разовые команды формируются в виде «сухих контактов». Питание «сухих контактов» осуществляется со стороны БРТК. Частота выдачи команд на аппаратуру БРТК принята не более 1 команды в 1 секунду.

Подключение БЦВС и БРТК к шинам МКО-1 должно выполняться через ответвители с согласующими трансформаторами в соответствии с ГОСТ Р 52070-2003 [8] (аналог MIL-STD-1553B).

Обмен массивами ЦТМИ между БРТК и системой телеметрической информации (СТИ) под управлением БЦВС заключается в организации передачи данных по формату 3 основных сообщений согласно ГОСТ Р 52070-2003.

11.1. Логика и последовательность обмена при штатном обмене системы управления с бортовым радиотехническим комплексом Обмен между БРТК и СТИ под управлением БЦВС при передаче массивов ЦТМИ БРТК каждый раз осуществляется в течение очередного сеанса обмена.

Объем ЦТМИ, выдаваемый из БРТК в СТИ в течение одного сеанса обмена с СТИ, составляет 15 массивов по 32 слова данных. При скорости обмена, составляющей 1 массив за цикл БСУ ТБСУ (100 мс), время выдачи всего объема ЦТМИ БРТК в сеансе составляет 1,5 с.

При выполнении указанного обмена БЦВС выдает без пауз командные слова:

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

– в оконечное устройство СТИ – команду обмена данными (КОД) «Принять массив № i ЦТМИ БРТК», – ОУ БРТК после установлении достоверности принятого КС выдает без пауз ответное слово и 32 слова данных, содержащих запрошенный массив № i ЦТМИ БРТК, i = 1, 2… 15;

– ОУ СТИ после установления достоверности адресованной ему информации выдает ответное слово.

Обмен продолжается в каждом цикле БСУ ТБСУ до выдачи из ОУ БРТК массива ЦТМИ БРТК № 15, после чего обмен прекращается.

Возобновление обмена между БРТК и СТИ под управлением БЦВС (начало очередного сеанса обмена) происходит по кодовой команде непосредственного исполнения из центра управления полетом 11.2. Логика и последовательность обмена при различных при информационном взаимодействии системы управления с бортовым радиотехническим комплексом Обмен при передаче данных из ОУ БРТК в ОУ СТИ каждого очередного массива ЦТМИ БРТК всегда начинается по магистральной шине линии передачи информации МКО-1. При этом рассматриваются следующие ситуации.

Если в процессе обмена поступающие в ОУ СТИ и/или ОУ БРТК по любой шине МКО-1 командные слова не соответствуют п.п. 5.1.1, 5.1.2 ГОСТ Р 52070-2003, то:

– ОУ СТИ принятое КС игнорирует, массивы ЦТМИ от ОУ БРТК не принимает и ответное слово (ОС) не выдает;

– ОУ БРТК принятое КС игнорирует и ОС и массивы ЦТМИ не Если в процессе обмена поступающий в ОУ СТИ от ОУ БРТК по любой шине МКО-1 массив ЦТМИ БРТК не соответствует п. 5.3.

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ЦЕЛЕВОЙ АППАРАТУРОЙ

ГОСТ Р 52070-2003, то ОУ СТИ принятый массив игнорирует, устанавливает лог. «1» в 9-м разряде ОС, но ОС по этой шине не выдает.

Если в процессе обмена ОУ СТИ после получения от БЦВС по любой шине МКО-1 команды обмена данными «Принять массив № i ЦТМИ БРТК» через t = 60 мкс не получает по этой шине МКО-1 от ОУ БРТК указанного массива, то ОУ СТИ указанный массив ЦТМИ от ОУ БРТК не принимает и ОС по этой шине МКО-1 не выдает.

Если устройства интерфейса грани БЦВС – контроллера шины после одновременной выдачи по магистральной шине МКО-1 в ОУ СТИ КС КОД «Принять массив № i ЦТМИ БРТК», а в ОУ БРТК КС КОД «Выдать массив № i ЦТМИ» не получают ОС от любого ОУ (БРТК или СТИ) или получают ОС, не соответствующие п.п. 5.1.1, 5.1.2 ГОСТ Р 52070-2003, то указанные устройства интерфейса сразу выдают одновременно в ОУ СТИ и ОУ БРТК КС указанных КОД по резервной магистральной шине МКО-1.

Если указанные устройства интерфейса по резервной шине МКО- вновь не получают ОС от любого ОУ (БРТК или СТИ) или получают ОС с выше указанными признаками, то БЦВС:

– формирует признак «Отказ обмена между БРТК и СТИ в текущем цикле»;

– прибавляет «1» к счетчику отказов обмена между БРТК и СТИ.

Обмен по передаче из БРТК в СТИ данного массива ЦТМИ БРТК не повторяется (информация данного массива ЦТМИ БРТК теряется).

Если указанные устройства интерфейса по любой шине МКО- получают от любого ОУ (БРТК или СТИ) достоверное ОС, в 17-м и/или 19-м разряде которого содержится лог. «1», то БЦВС:

– формирует признак «Отказ обмена между БРТК и СТИ в текущем цикле»;

– прибавляет «1» к счетчику отказов обмена между БРТК и СТИ.

Обмен по передаче из БРТК в СТИ данного массива ЦТМИ БРТК не повторяется (информация данного массива ЦТМИ БРТК теряется).

В следующем цикле ТБСУ БЦВС выдает в ОУ системы телеметрической информации КС команду обмена данными на прием, а в ОУ БРТК – командное слово КОД на выдачу следующего массива ЦТМИ БРТК.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

При достижении счетчиком отказов обмена между БРТК и СТИ величины 3 БЦВС формирует признак «Отказ обмена между БРТК и СТИ при передаче ЦТМИ».

Если достоверный обмен не восстанавливается, то дальнейшая логика обмена между БРТК и СТИ до выдачи из БРТК в СТИ последнего (15-го) массива ЦТМИ БРТК соответствует рассмотренной логике. При восстановлении достоверного обмена БЦВС обнуляет сформированный отказ обмена.

После выдачи последнего (15-го) массива ЦТМИ БРТК обмен между БРТК и СТИ прекращается.

Возобновление обмена между БРТК и СТИ под управлением БЦВС (начало очередного сеанса обмена) происходит по кодовой команде непосредственного исполнения из ЦУП или кодовой команде, задающей периодический сеанс обмена. Частота организации сеансов обмена с помощью периодической команды может варьироваться в интервале приблизительно от 3 секунд до 6500 секунд.

Перед началом обмена между БРТК и СТИ в очередном сеансе обмена (до выдачи из БРТК в СТИ первого массива ЦТМИ БРТК) все ранее сформированные отказы обмена и счетчик отказов обмена в БЦВС обнуляются.

ОРГАНИЗАЦИЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ

12. ОРГАНИЗАЦИЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ

Бортовая система управления (БСУ) является сложным программно-аппаратным комплексом. Напомним, что необходимыми составными частями БСУ (см. раздел 1) являются:

– бортовая цифровая вычислительная система (БЦВС), решающая основные задачи системы управления и обеспечивающая информационное взаимодействие с другими подсистемами;

– блоки силовой автоматики (БСА), обеспечивающие коммутацию электропитания и электрическое взаимодействие со смежными системами, имеющими аналоговый вход (выход);

– датчики первичной информации – ДПИ (состав и характеристики определяются условиями функционирования КА, решаемыми задачами и предъявляемыми точностными требованиями);

– исполнительные органы – ИО (состав и характеристики определяются инерционно-массовыми характеристиками КА и заданными требованиями по динамике и точности стабилизации.

Все указанные составные части БСУ должны надежно функционировать в течение всего жизненного цикла системы.

12.1. Жизненный цикл бортовой системы управления При проектировании бортовых систем управления необходимо иметь в виду, что их жизненный цикл включает ряд взаимосвязанных этапов:

1. Научно-исследовательские работы, предшествующие созданию системы.

2. Тематическая проработка, в ходе которой определяется технический облик системы, ее состав и основные характеристики, а также находятся основные технические решения, позволяющие достигнуть желаемых характеристик.

3. Схемотехническая разработка, представляющая собой этап создания конкретных электрических схем и документов, позволяющих перейти к конструированию изделия и его элементов. Разработка алгоритмов и функционального программного обеспечения.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

4. Конструкторская разработка, в ходе которой разрабатывается технический облик системы и создается конструкторская документация изделия.

5. Технологическая разработка, привязывающая изготовление изделия к конкретным станкам и оборудованию, которым располагают будущие предприятия-изготовители.

6. Изготовление и испытания опытных образцов изделия, позволяющих экспериментально подтвердить расчетные характеристики, а также найти и устранить имеющие место недоработки и неэффективные технические решения, ухудшающие свойства изделия.

7. Организация производства.

8. Поддержка жизненного цикла аппаратуры, включая ее модернизацию.

Созданию сложных электронных систем всегда сопутствует разработка вспомогательных средств, с помощью которых осуществляется контроль функционирования аппаратуры. На этапе испытаний и отработки отдельных устройств, блоков и узлов системы это автоматизированные рабочие места (АРМ), обеспечивающие проведение функционального контроля соответствующего устройства, узла или блока. Для отработки и функционального контроля системы в целом, как правило, создается специальный комплексный стенд, в его состав входят как средства взаимодействия и отображения информации о системе, так и физические или математические имитаторы изделий, с которыми взаимодействует система. Для аппаратуры летательных аппаратов, кроме того, создаются наземные контрольно-проверочные комплексы.

В случае размещения аппаратуры на долгоживущих космических аппаратах комплексные стенды используются в течение всего периода эксплуатации космического аппарата и позволяют имитировать возникающие в космосе нештатные ситуации для проверки эффективности мер парирования последствий данных ситуаций.

Автоматизированные рабочие места, комплексные стенды и контрольно-проверочная аппаратура представляют собой также весьма сложные и дорогостоящие системы, в состав которых входят специаОРГАНИЗАЦИЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ лизированные и универсальные вычислительные средства и программное обеспечение.

12.2. Определение цены разработки изделия В целом цена разработки изделия, как правило, на порядок больше цены одного серийно выпускаемого комплекта аппаратуры. Поэтому важной задачей каждого разрабатывающего предприятия с точки зрения повышения конкурентоспособности своей продукции является снижение цены разработки, а точнее цены разработки, приходящейся на одно серийно выпускаемое изделие.

Цена разработки сложной технической системы складывается из следующих составляющих:

– фонд оплаты труда (ФОТ) разработчиков и рабочих, изготавливающих аппаратуру опытных образцов системы и используемых АРМ и стендов;

– единый социальный налог (ЕСН), составивший в 2009 году 26 % от ФОТ (с учетом регрессивной шкалы, действующей в 2009 году, ставка ЕСН, как правило, составляет от 21,5 до 23 % в зависимости от величины среднего ФОТ предприятия);

– накладные расходы (НР), т.е. затраты на содержание управленческого аппарата, оплата аренды, коммунальных услуг, вспомогательных служб и т.п.; как правило, НР составляют от 150 до 220 % ФОТ;

– стоимость покупных электронных элементов, материалов, приборов и устройств, входящих в аппаратуру (М);

– прибыль (П), составляющая, как правило, от 10 до 15% от себестоимости собственной разработки (ССР), т.е. суммы ССР = ФОТ+ЕСН+ НР.

Таким образом, цена разработки составляет Для заказчика, который наряду с последующей серией из N изделий заказывает его разработку, эффективная цена каждого изделия будет равна

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

где Ци цена изделия.

Таким образом, в случае малых серий изделий вклад цены разработки в эффективную цену изделия может оказаться достаточно большим, что снижает конкурентоспособность разрабатывающего предприятия. Основной путь снижения как цены изделий, так и их эффективной цены с учетом затрат на разработку – унификация изделий, она позволяет снизить затраты на разработку и цену изделий за счет снижения цены его унифицированных (а значит – производимых в сравнительно больших количествах) узлов и блоков.

12.3. Использование CALS -технологий в космической отрасли Жизненный цикл ряда рассматриваемых систем с учетом их модернизации может составлять до 20…30 лет. При этом предприятиюразработчику важно отслеживать состояние отдельных образцов изделия в процессе эксплуатации, что, с одной стороны, позволяет совершенствовать методы оказания эффективной технической помощи пользователю изделия и, как следствие, делает изделие более привлекательным для пользователя, а с другой – дает возможность накапливать информацию для совершенствования изделия и создания его последующих модернизированных вариантов или принципиально новых изделий.

В настоящее время с использованием современных информационных технологий появилась возможность эффективного сопровождения изделия в течение всего его жизненного цикла. Любые новые технологии, и в частности информационные технологии, позволяют снижать трудозатраты на выполнение определенных работ. В этом случае речь идет о разработке, хранении и корректировке больших объемов технической документации и сборе, систематизации и обеспечении быстрого направленного поиска информации в больших объемах данных. Такие задачи решаются сегодня с использованием

ОРГАНИЗАЦИЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ

CALS-технологий [20] (CALS – Continuous Acquisition and Life-cycle Support – поддержка изделия в течение всего жизненного цикла).

Управляемость и наблюдаемость процесса разработки могут быть обеспечены с использованием PDM (Product Data Management) систем, предоставляющих обширные возможности для сбора, структурирования и хранения исчерпывающей информации об изделии на разных этапах его жизненного цикла, анализа ситуации и управления разработкой, изготовлением или сопровождением изделия.

Наряду с PDM-системами современные автоматизированные технологии разработки включают разнообразные CAE (Computer Aided Engineering), CAD (Computer Aided Design) и CAM (Computer Aided Manufacturing) системы, автоматизирующие процесс разработки технической документации и производства изделий. При этом следует подчеркнуть, что использование указанных систем предполагает определенную организацию разработки и взаимосвязь ее с последующим производством и эксплуатацией изделий.

Электронная форма документов используется не только для быстрого внесения изменений в документ, но и для быстрого поиска документа, ознакомления с ним и оперативного и автоматизированного заимствования из документа необходимой информации. Автоматизация процесса разработки предполагает:

– резкое снижение бумажного документооборота и замену его электронной передачей информации;

– создание электронных шаблонов документов, что не только существенно сокращает временные затраты разработчиков, но и повышает качество документов;

– разработку программ, позволяющих автоматически заимствовать информацию из одних документов в другие, что, конечно, предполагает использование определенных форматов документов, позволяющих организовать поиск необходимой информации;

– создание электронных архивов документации и соответствующих баз данных.

В целом, говоря об автоматизации и повышении эффективности процесса разработки, необходимо выделить ряд факторов.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Во-первых, это структура самого процесса разработки и взаимосвязь его составных элементов. Перспективным является подход, когда разработки конкретных изделий инициируются определенными достижениями в разработках их элементов, проводимых в известной степени независимо на основе программ отраслевых научно-исследовательских работ предприятия.

Во-вторых, это проблемы унификации и открытой архитектуры аппаратуры, роль которых определяется ростом привлекательности изделий для потребителя за счет обеспечения поддержки их жизненного цикла и обеспечения сравнительной простоты модернизации изделий, а также существенным снижением издержек при разработке В-третьих, это организационные меры по совершенствованию технологии разработки. Их роль иногда упускается из вида, хотя никакие системы и средства автоматизированного проектирования сами по себе не в состоянии радикально повысить эффективность разработок.

В-четвертых, это меры, которые можно было бы назвать «малой автоматизацией», они не требуют вложения значительных средств.

Эти меры также часто упускаются из вида, и, как показывает опыт, возможности имеющихся практически на каждом предприятии компьютеров и программного обеспечения используются далеко не полностью.

Анализируя последовательность событий при создании образцов новой техники, можно выделить два основных варианта их развития.

Первый вариант начинается с постановки некоторой утилитарной задачи. Далее на основании анализа возможного технического облика устройства или системы, способных решить поставленную задачу, выделяются отдельные научно-технические проблемы, сопутствующие решению данной задачи. Если эти проблемы ординарны, они решаются развитыми инженерными методами, если нет – возможен этап научных исследований, направленных на поиск путей их решения.

Именно этот вариант организации разработок реализовывался и проОРГАНИЗАЦИЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ должает реализовываться во многих случаях на практике. Достоинством данного варианта организации разработки является ее практическая направленность, которая повышает эффективность разработки, позволяя не распылять имеющиеся ресурсы. Однако в ряде случаев это заключение оказывается неверным. Ведь доступные ресурсы могут быть не фиксированными, а расти при выборе рациональной организации разработок. При этом увеличение затрат может приводить к росту эффективности разработок.

Иной вариант развития событий заключается в том, что создание нового устройства или системы инициируется прорывами в решении частных задач, развитием определенных технологий. На самом деле такая связь всегда имеет место, так как сама идея создания нового изделия возникает в результате появления информации о новых технических решениях и технологиях, которые могут способствовать существенному улучшению характеристик уже созданных устройств и систем или созданию принципиально новых устройств и систем. Отметим, что развитие любого отраслевого направления, связанного с созданием того или иного элемента изделия, происходит в значительной степени независимо. Это обусловлено тем обстоятельством, что на него влияют как практические задачи, ставящиеся в связи с созданием большого числа различных изделий различными предприятиями в разных странах, так и идеи, возникающие у большого числа специалистов.

12.5. Унификация аппаратуры и использование Каждое предприятие, использующее в своих изделиях определенные элементы, должно:

– либо самостоятельно их разрабатывать и при этом владеть современным уровнем соответствующей технологии, – либо ориентироваться на получение необходимых комплектующих на стороне.

В первом случае часто бывает невыгодным использовать создаваемые комплектующие только в своих изделиях, так как при этом затраты на разработку раскладываются на малые серии комплектующих

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

элементов. В любом случае заказ разработок комплектующих элементов другим предприятиям является мерой, целесообразность которой требует тщательного обоснования.

Так как разрабатываемые и производимые самостоятельно комплектующие элементы изделий желательно использовать не только в своих изделиях, но и предлагать на рынке, они должны быть достаточно универсальны, чтобы охватить потребности не только своих изделий, но и максимального числа потенциальных покупателей. В свою очередь, это ведет к необходимости в определенной степени автономного развития отраслевых направлений на предприятии и унификации разрабатываемых в рамках этих направлений устройств, что обуславливает особую актуальность унификации в настоящее время.

Понятно, что такой подход удешевит разработки систем и, что весьма важно, ускорит их.

Свойства изделий, интересующие потребителя, включают их технические и эксплуатационные характеристики. Для сложных изделий, о которых идет речь, важнейшее значение имеет возможность оперативного освоения изделия и быстрого определения причин отказов.

Сегодня такую возможность предоставляют электронные интерактивные руководства по эксплуатации и обслуживанию, но понятно также, что этому будут способствовать унификация элементов изделий и использование принципов открытой архитектуры. Следующим важнейшим потребительским свойством сложного изделия является возможность и относительная простота его модернизации, что может быть обеспечено также при использовании унификации элементов изделий и принципов открытой архитектуры. При этом пользователь должен быть уверен, что организация модернизации или ремонта изделия будет достаточно проста.

12.6. Средства автоматизации разработок Среди средств автоматизации разработок можно выделить средства, требующие значительных затрат на приобретение оборудования и программного обеспечения, и средства, требующие практически лишь затрат рабочего времени сотрудников на их создание. К первым

ОРГАНИЗАЦИЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ

относятся: CAD-системы для проектирования и конструирования электронных и механических устройств, включая средства для разработки схемотехнических моделей электронной аппаратуры (моделирование на уровне электрических схем); аппаратура контроля устройств; системы разработки электронной интерактивной эксплуатационной документации и PDM-системы.

Значение CAD-систем для проектирования, конструирования и схемотехнического моделирования электронных и механических устройств, а также систем разработки электронной интерактивной эксплуатационной документации, конечно, нельзя переоценить. Помимо сокращения сроков разработки и повышения ее качества, они упрощают реализацию разрабатываемых изделий, так как современный покупатель требует или, по крайней мере, предпочитает изделия, снабженные электронными интерактивными руководствами, документация которых выполнена с использованием современных CADсистем.

В процессе разработки документации целесообразно выделять форму и информационное содержание каждого документа. Формы документов единообразны, по крайней мере для одного предприятия. В большинстве случаев формы документов определяются теми или иными стандартами, и тогда на них накладываются достаточно жесткие ограничения. Если документ создается на электронном носителе, а не на бумаге, форма документа может быть разработана однократно (создан шаблон документа), что заметно снизит последующие рутинные трудозатраты на создание аналогичных документов.

Информация, содержащаяся в каждом документе, в значительной степени импортируется из других документов. Естественно, что желательно уменьшить время и трудозатраты при этом информационном обмене. Для документов в электронной форме данная задача решается достаточно просто. Для снижения времени чтения документов необходимо структурирование информации и создание автоматизированных систем ее поиска, что реализовано в ряде PDM-систем.

Накопление данных о функционировании изделий в течение всего их жизненного цикла имеет большое значение для подтверждения хаБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

ОРГАНИЗАЦИЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ

рактеристик изделий. При решении этой задачи могут использоваться как экспериментальные данные, так и результаты расчетов характеристик и математического моделирования функционирования изделий, а также экспериментальные данные модифицированных и модернизированных изделий, часть параметров которых отлична от соответствующих параметров базового изделия.

В целом проектирование различного рода сложных систем можно представить как непрерывный процесс, основывающийся, с одной стороны, на достижениях и росте технологического уровня в области соответствующей элементной базы, а с другой – на постановке новых задач или росте требований к системам, которые становятся возможными при условии достижения более высокого технологического уровня.

Структуру процесса организации и обеспечения разработки иллюстрирует рис. 12.1. Объектом управления в данном случае являются подразделения предприятия. Управление реализуется с использованием автоматизированной системы управления (АСУ) предприятия, представляющей собой совокупность аппаратных средств (компьютеров, периферийных устройств, локальной вычислительной сети), специализированного программного обеспечения и нормативных документов (стандартов предприятия, технологических маршрутных карт, положений, руководств и т.п.). АСУ постоянно модернизируется:

совершенствуются как средства АСУ, так и объект управления.

Для эффективной работы предприятия должен реализовываться целый ряд обеспечивающих мер. Например, научно-техническое обеспечение разработок предполагает выполнение научно-исследовательских работ в интересах совершенствования продукции предприятия.

Информационное обеспечение включает создание электронных архивов и баз данных документации и научно-технической информации и регулярный сбор, систематизацию и анализ информации по направлениям деятельности предприятия. Методическое обеспечение это, например, разработка и совершенствование методик входного контроля покупных изделий и выходного контроля продукции.

ПРИЛОЖЕНИЕ

ПРИЛОЖЕНИЕ I

НЕКОТОРЫЕ СРЕДСТВА ОПИСАНИЯ МЕХАНИКИ ПОЛЕТА

Для описания движения космического аппарата используется геоцентрическая инерциальная система координат. Начало координат О системы находится в центре масс Земли. Ось ОХ 0 лежит в экваториальной плоскости и направлена в точку весеннего равноденствия, ось OZ0 совпадает с осью вращения Земли и направлена на Северный полюс Земли, ось ОY0 дополняет систему до правой.

Рис. П.1. Геоцентрическая инерциальная система координат Второй используемой системой координат является геоцентрическая гринвичская (вращающаяся) прямоугольная система. Начало координат также находится в центре масс Земли О. Ось ОХ направлена в точку пересечения Гринвичского меридиана с экватором, ось OZ совпадает с осью вращения Земли и направлена на Северный полюс Земли, ось ОY дополняет систему до правой. Поскольку Земля вращается, то эта система координат есть также вращающаяся. Угол между осями ОХ0 и ОХ, обозначаемый часто через S, соответствует гринвичскому звездному времени.

НЕКОТОРЫЕ СРЕДСТВА ОПИСАНИЯ МЕХАНИКИ ПОЛЕТА

Рис. П.2. Геоцентрическая гринвичская система координат Геоцентрические системы координат – инерциальная и гринвичская (вращающаяся) – применяются в спутниковой радионавигации.

Связь между инерциальной и вращающейся системами координат дается соответствующими соотношениями в виде матриц.

Инерциальные системы навигации имеют в своем составе датчики линейного ускорения (акселерометры) и угловой скорости (гироскопы). С их помощью можно определить отклонение связанной с корпусом прибора системы координат от системы координат, связанной с Землей, получив углы ориентации: курс, тангаж и крен. Линейное отклонение координат в виде широты, долготы и высоты определяется путем интегрирования показаний акселерометров.

Точность определения географических координат отметок наземных пунктов зависит от многих факторов, включающих как особенности аппаратурного исполнения, так и методы обработки информации. Основными факторами, которые должны быть учтены при оценке точностных характеристик космических систем обнаружения, являются ошибки определения положения центра масс КА в

ПРИЛОЖЕНИЕ

пространстве, ошибки неточного определения ориентации связанной системы координат КА, неточное определение положения осей визирной системы координат, обусловленное погрешностями датчиков ориентации и измерений бортового оборудования (БО), а также технологические особенности построения БО (дискретность съема информации, нелинейность развертки и т. д.). Так, при дальностях от КА до точки на земной поверхности порядка 40 000 км, характерных для высокоэллиптических и геостационарных КА, только ошибка в построении приборной системы координат в одну угловую минуту приводит к погрешностям определения координат точки на земной поверхности (например лесного пожара) в 12 км. В связи с этим возникает важная задача поиска способов уточнения координат.

Для анализа процесса координатной привязки отметок, получаемых в информационном кадре БО, используются следующие системы координат:

– геоцентрическая инерциальная система координат, связанная с Землей (ГИСК) OX и Y и Z и, у которой начало О находится в центре масс Земли, основная координатная плоскость Х и О Y и совпадает с плоскостью экватора, ось ОХ и направлена в точку весеннего равноденствия, ось OZ и совпадает с осью вращения Земли и направлена на Северный полюс Земли, ось ОYи дополняет систему координат до правой;

– связанная система координат (ССК) ОСХСYСZС, оси которой определяются осями инерции КА, начало координат ССК совпадает с центром масс КА, который имеет обычно цилиндрическую форму, ось ZС направлена вдоль оси цилиндра;

– визирная система координат (ВСК), одна из осей базиса ВСК является визирной осью БО, а остальные – измерительными осями БО.

Визирная система координат жестко связана с БО таким образом, что ее начало координат совпадает с фокусом оптического устройства.

Так как по данным БО определяется угловое положение целей, находящихся на расстоянии нескольких десятков тысяч километров, положение начала координат ВСК в пределах корпуса КА (размерами порядка нескольких метров) не влияет на эти измерения. Вследствие этого будем считать совпадающими центры ВСК и ССК. Ось ZB

НЕКОТОРЫЕ СРЕДСТВА ОПИСАНИЯ МЕХАНИКИ ПОЛЕТА

направлена вдоль оптической оси БО. Плоскость XBOBYB совпадает с фокальной плоскостью оптического устройства БО, в которой измеряются азимутальная ( ц) и угломестная ( ц) координаты цели.

Угловые развороты КА вокруг центра масс обеспечиваются системой ориентации.

Основной задачей ориентации КА является наведение оси Z B (визирной оси) в точку наведения Н на Земле с известными широтой, долготой и превышением над земной поверхностью и приведение оси Y С в плоскость «ось Z С, КА – звезда» с направлением в сторону звезды, выбранной в качестве одного из опорных ориентиров.

Положение связанной системы координат КА, при котором выполняется основная задача ориентации, называется программной системой координат (ПСК) КА. Поворот базиса ПСК относительно ГИСК, определяемый матрицей направляющих косинусов (или матрицей перехода от ПСК к ГИСК) и вектором угловой скорости КА КА может быть представлен матричным преобразованием.

Реализация ПСК обеспечивается системой ориентации КА посредством приведения ССК в положение, при котором направления на астроориентиры соответствуют программному положению осей КА.

Положение ВСК относительно ССК определяется матрицей перехода. БО для рассматриваемых типов КА жестко закрепляется относительно корпуса и, вследствие этого, скорость вращения БО относительно конструкции КА принимается равной нулю.

Система небесных координат используется в астрономии для описания положения светил на небе или точек на воображаемой небесной сфере. Координаты светил или точек задаются двумя угловыми величинами (или дугами), однозначно определяющими положение объектов на небесной сфере. Таким образом, система небесных координат является сферической системой координат, в которой третья координата – расстояние – часто неизвестна и не играет роли.

Системы небесных координат отличаются друг от друга выбором основной плоскости и началом отсчета. В зависимости от решаемой задачи может быть более удобным использовать ту или иную систему.

ПРИЛОЖЕНИЕ

Наиболее часто используются горизонтальная и экваториальные системы координат. Реже – эклиптическая, галактическая и другие.

В системах координат можно выделить три понятия: местная, геоцентрическая инерциальная и геоцентрическая гринвичская (вращающаяся) прямоугольная системы координат. Кроме того, следует иметь в виду достаточно большое и разнообразное количество связанных систем координат (связанных с КА, с приборами, с линией визирования).

Горизонтальная система координат. В этой системе основной плоскостью служит плоскость математического горизонта. Одной координатой при этом выбирается либо высота светила h, либо его зенитное расстояние Z, другой координатой принимается азимут A.

Высотой h светила называется дуга вертикального круга от математического горизонта до светила, или угол между плоскостью математического горизонта и направлением на светило. Высоты отсчитываются в пределах от 0° до +90° к зениту и от 0° до 90° к надиру.

Зенитным расстоянием Z светила называется дуга вертикального круга от зенита до светила, или угол между отвесной линией и направлением на светило. Зенитные расстояния отсчитываются в пределах от 0° до 180° от зенита к надиру.

Азимутом A светила называется дуга математического горизонта от точки юга до вертикального круга светила, или угол между полуденной линией и линией пересечения плоскости математического горизонта с плоскостью вертикального круга светила. Азимуты отсчитываются в сторону суточного вращения небесной сферы, то есть к западу от точки юга, в пределах от 0° до 360°. Иногда азимуты отсчитываются от 0° до +180° к западу и от 0° до 180° к востоку. (В геодезии азимуты отсчитываются от точки севера.) Первая экваториальная система координат. В этой системе основной плоскостью является плоскость небесного экватора. Одной координатой при этом является склонение (реже – полярное расстояние p). Другой координатой – часовой угол t.

Склонением светила называется дуга круга склонения от небесного экватора до светила, или угол между плоскостью небесного

НЕКОТОРЫЕ СРЕДСТВА ОПИСАНИЯ МЕХАНИКИ ПОЛЕТА

экватора и направлением на светило. Склонения отсчитываются в пределах от 0° до + 90° к Северному полюсу мира и от 0° до 90° к Южному полюсу мира.

Полярным расстоянием p светила называется дуга круга склонения от Северного полюса мира до светила, или угол между осью мира и направлением на светило. Полярные расстояния отсчитываются в пределах от 0° до 180° от Северного полюса мира к Южному.

Часовым углом t светила называется дуга небесного экватора от верхней точки небесного экватора (то есть точки пересечения небесного экватора с небесным меридианом) до круга склонения светила, или двугранный угол между плоскостями небесного меридиана и круга склонения светила. Часовые углы отсчитываются в сторону суточного вращения небесной сферы, то есть к западу от верхней точки небесного экватора, в пределах от 0° до 360° (в градусной мере) или от 0 h до 24 h (в часовой мере). Иногда часовые углы отсчитываются от 0° до +180° (от 0 h до +12 h) к западу и от 0° до 180° (от 0 h до 12 h) к востоку.

Вторая экваториальная система координат. В этой системе, как и в первой экваториальной, основной плоскостью служит плоскость небесного экватора, а одной координатой выбрано склонение (реже – полярное расстояние p). Другой координатой является прямое восхождение.

Прямым восхождением (RA, ) светила называется дуга небесного экватора от точки весеннего равноденствия до круга склонения светила, или угол между направлением на точку весеннего равноденствия и плоскостью круга склонения светила. Прямые восхождения отсчитываются в сторону, противоположную суточному вращению небесной сферы, в пределах от 0° до 360° (в градусной мере) или от 0h до 24h (в часовой мере).

RA – астрономический эквивалент земной долготы. И RA, и долгота измеряют угол «восток-запад» вдоль экватора; обе меры берут отсчет от нулевого пункта на экваторе. Для долготы нулевой пункт – нулевой меридиан, для RA нулевой отметкой является место на небе, где Солнце пересекает небесный экватор в весеннее равноденствие.

ПРИЛОЖЕНИЕ

Объект на небесном экваторе имеет склонение 0°.

Склонение северного полюса небесной сферы равно + 90°.

У склонения всегда указывается знак, даже если склонение положительно.

Склонение небесного объекта, проходящего через зенит, равно широте наблюдателя (если считать северную широту со знаком +, а южную отрицательной). В северном полушарии Земли для заданной широты небесные объекты со склонением > 90° не заходят за горизонт, поэтому называются незаходящими. Если же склонение объекта < 90° +, то объект называется невосходящим, а значит, он не наблюдаем на широте.

Эклиптическая система координат. В этой системе основной плоскостью является плоскость эклиптики. Одной координатой при этом является эклиптическая широта, а другой – эклиптическая долгота.

Эклиптической широтой светила называется дуга круга широты от эклиптики до светила, или угол между плоскостью эклиптики и

НЕКОТОРЫЕ СРЕДСТВА ОПИСАНИЯ МЕХАНИКИ ПОЛЕТА

направлением на светило. Эклиптические широты отсчитываются в пределах от 0° до + 90° к северному полюсу эклиптики и от 0° до 90° к южному полюсу эклиптики.

Эклиптической долготой светила называется дуга эклиптики от точки весеннего равноденствия до круга широты светила, или угол между направлением на точку весеннего равноденствия и плоскостью круга широты светила. Эклиптические долготы отсчитываются в сторону видимого годового движения Солнца по эклиптике, то есть к востоку от точки весеннего равноденствия в пределах от 0° до 360°.

Галактическая система координат. В этой системе основной плоскостью является плоскость нашей Галактики. Одной координатой при этом является галактическая широта b, а другой – галактическая долгота l.

Галактической широтой b светила называется дуга круга галактической широты от эклиптики до светила, или угол между плоскостью галактического экватора и направлением на светило.

Галактические широты отсчитываются в пределах от 0° до + 90° к северному галактическому полюсу и от 0° до 90° к южному галактическому полюсу.

Галактической долготой l светила называется дуга галактического экватора от точки начала отсчета C до круга галактической широты светила, или угол между направлением на точку начала отсчета C и плоскостью круга галактической широты светила. Галактические долготы отсчитываются против часовой стрелки, если смотреть с северного галактического полюса, то есть к востоку от точки начала отсчета C в пределах от 0° до 360°.

Использование различных систем координат Горизонтальная система координат используется для определения направления на светило с помощью угломерных инструментов и при наблюдениях в телескоп, смонтированный на азимутальной установке.

Первая экваториальная система координат используется для определения точного времени и при наблюдениях в телескоп, смонтированный на экваториальной установке.

ПРИЛОЖЕНИЕ

Вторая экваториальная система координат является общепринятой в астрометрии. В этой системе составляются звездные карты и описываются положения светил в каталогах.

Эклиптическая система координат используется в теоретической астрономии при определении орбит небесных тел.

Связанная система координат используется для описания координат КА.

Приборная система координат используется при описании данных конкретного прибора.

Визирная система координат используется для описания связи положения КА и цели.

Орбита – траектория движения физического тела (спутника) в поле притяжения другого, более массивного центрального тела. Такими траекториями могут быть окружность, эллипс, парабола или гипербола.

Орбитальное движение тел описывается законами Кеплера.

Первый закон: Орбиты всех планет являются эллипсами, в одном из фокусов которых находится Солнце.

Второй закон: Движение каждой планеты происходит так, что радиус-вектор, проведенный из центра Солнца к планете, за равные промежутки времени покрывает равные площади.

Третий закон: Квадраты периодов обращения различных планет вокруг Солнца относятся как кубы больших полуосей эллипсов орбит.

Кеплеровыми элементами орбиты являются:

• фокальный параметр p, большая полуось a, радиус перицентра, радиус апоцентра – определяют размер орбиты, • эксцентриситет (e) – определяет форму орбиты, • долгота восходящего узла () – определяет положение плоскости орбиты небесного тела в пространстве, • аргумент перицентра () – задает ориентацию аппарата в плоскости орбиты (часто задают направление на перицентр), • момент прохождения небесного тела через перицентр (T0 ) – задает привязку по времени.

НЕКОТОРЫЕ СРЕДСТВА ОПИСАНИЯ МЕХАНИКИ ПОЛЕТА

Эти элементы однозначно определяют орбиту независимо от ее формы (эллиптической, параболической или гиперболической). Основной координатной плоскостью может быть плоскость эклиптики, плоскость галактики, плоскость земного экватора и т.д. Тогда элементы орбиты задаются относительно выбранной плоскости.

По геометрической форме орбиты делятся на круговые и эллиптические, с тем или иным эксцентриситетом.

По углу наклонения i плоскости орбиты к плоскости земного экватора – на экваториальные (i = 0°), полярные (i = 90°), наклонные (i – любое, кроме 0° и 90°).

По соотношению периода обращения Тоб вокруг земного шара с земными или солнечными сутками – на несинхронные, квазисинхронные, синхронно-суточные (геосинхронные), солнечно-синхронные.

Геостационарная орбита (ГСО) – круговая орбита, расположенная над экватором Земли (0° широты), находясь на которой искусственный спутник обращается вокруг планеты с угловой скоростью, равной угловой скорости вращения Земли вокруг оси, и постоянно находится над одной и той же точкой на земной поверхности. Геостационарная орбита является разновидностью геосинхронной орбиты и используется для размещения искусственных спутников (коммуникационных, телетрансляционных и т. п.).

Синхронная орбита (СО) – орбита, обладающая тем свойством, что период обращения тела, двигающегося по этой орбите, совпадает с периодом вращения центрального тела этой орбиты вокруг своей оси.

Если плоскость синхронной орбиты совпадает с плоскостью экватора центрального тела, то такую орбиту называют стационарной.

Спутник на стационарной орбите кажется неподвижным с точки зрения наблюдателей, находящихся на центральном теле.

Многие искусственные спутники Земли находятся на геостационарной орбите.

Геосинхронная орбита (ГСО) – орбита вокруг Земли, для которой период обращения находящегося на ней спутника равен звездному периоду вращения Земли.

Если такая орбита круговая и лежит в плоскости земного экватора, то спутник в небе практически неподвижен, и в этом случае его

ПРИЛОЖЕНИЕ

орбита называется геостационарной. Геостационарная орбита проходит на высоте 35 800 км.

Для Земли с ее периодом вращения относительно звезд, равным 23 часа 56 минут 4,1 секунды, радиус орбиты геостационарного спутника равен 42160 километрам, т.е. ее высота над земной поверхностью составляет около 35800 километров.

Стационарные искусственные спутники Земли используются преимущественно в интересах космической связи, а также постоянного мониторинга земных атмосферы и поверхности.

Спутник на геосинхронной орбите, наклоненной к экваториальной плоскости Земли, в течение суток (при наблюдении с Земли) описывает на небе восьмерку.

Низкая опорная орбита (НОО) – орбита космического аппарата около Земли. В общем случае считается, что космический аппарат находится на опорной орбите, если он движется с первой космической скоростью, которая для планеты Земля составляет порядка 7,9 км/с, и находится на высоте, где соответствующая плотность верхних слоев атмосферы в первом приближении, допускает круговое или эллиптическое движение. Обычно высота НОО составляет 250 км.

Так как способность ракеты-носителя выводить массу тела на околоземную орбиту зависит от наклонения орбиты к плоскости экватора, обычно предполагается, что НОО имеет наклон к экватору, совпадающий с широтой стартовой площадки, с которой был осуществлен запуск. Другие наклонения орбиты ведут к уменьшению параметров ракеты-носителя по способности вывода груза на орбиту.

Время жизни (или время нахождения КА на НОО) зависит от баллистических параметров искусственного небесного тела и от текущей активности Солнца, которое влияет на протяженность внешних слоев атмосферы Земли.

Геопереходная орбита (ГПО) – орбита, являющаяся переходной между низкой опорной орбитой (высота порядка 250 км) и геостационарной орбитой (высота 35 800 км). В отличие от НОО и ГСО, которые в первом приближении являются круговыми, переходная орбита – это сильно вытянутая эллиптическая траектория движения КА, пеНЕКОТОРЫЕ СРЕДСТВА ОПИСАНИЯ МЕХАНИКИ ПОЛЕТА ригей которой лежит на расстоянии НОО от Земли, а апогей – на расстоянии ГСО.

Завершение вывода КА на ГСО происходит, когда он достигает апогея при движения по геопереходной орбите. В этот момент разгонный блок сообщает аппарату разгонный импульс, который превращает его эллиптическое движение в круговое с периодом обращения вокруг Земли, равным длине суток.

Солнечно-синхронная (СС) (иногда ошибочно именуемая гелиосинхронной) орбита представляет собой геоцентрическую орбиту с такими параметрами, что объект, находящийся на такой орбите, проходит над любой точкой земной поверхности приблизительно в одно и то же местное солнечное время. Таким образом, угол освещения земной поверхности будет приблизительно одинаковым на всех проходах спутника. Такие постоянные условия освещения очень хорошо подходят для спутников, получающих изображения земной поверхности (в том числе спутников дистанционного зондирования Земли, метеоспутников). Однако нужно учитывать годовые колебания солнечного времени, вызванные эллиптичностью земной орбиты.

Например, спутник «LandSat-7», находящийся на солнечно-синхронной орбите, может пересекать экватор пятнадцать раз в день, каждый раз в 10:00 местного времени.

Для достижения подобных характеристик параметры орбиты выбираются таким образом, чтобы орбита прецессировала в восточном направлении на 360 градусов в год (приблизительно на 1 градус в день), компенсируя вращение Земли вокруг Солнца. Прецессия происходит за счет взаимодействия спутника с Землей, некруглой из-за полярного сжатия. Скорость прецессии зависит от наклонения орбиты.

Нужной скорости прецессии можно достичь лишь для определенного диапазона высот орбит (как правило, выбираются значения 600- км с периодами 96-100 мин), необходимое наклонение для упомянутого диапазона высот около 98°. Для орбит с большими высотами требуются весьма большие значения наклонения, из-за чего в зону посещений спутника перестают попадать полярные области.

Данный тип орбит может иметь различные вариации. Например, возможны солнечно-синхронные орбиты с большим эксцентриситеI

ПРИЛОЖЕНИЕ

Высота Ориентация Геометриче- Период обраТип орбиты орбиты, плоскости ор- ский вид щения спуттыс. км биты (i) орбиты ника, час Средневысотпрямая и об- Круговая 4 – Высокоэллип- от 0,46, прямая и об- Эллиптиче- 3– том. В этом случае солнечное время прохода будет зафиксировано только для одной точки орбиты (как правило, перигея).

Период обращения выбирается в соответствии с необходимым периодом повторных проходов над одной и той же точкой поверхности.

Хотя спутник на круговой солнечно-синхронной орбите пересекает экватор в одно и то же местное время, это происходит в разных точках экватора (на разной долготе) из-за того, что Земля поворачивается на некоторый угол между проходами спутника. Предположим, период обращения составляет 96 мин. Это значение нацело делит солнечные сутки на пятнадцать. Таким образом, за сутки спутник пройдет над пятнадцатью разными точками экватора, через сутки вернувшись к первой точке. Подбирая более сложные (не целые) отношения, можно увеличить число посещаемых точек за счет увеличения периода посещения одной и той же точки.

Специальными случаями геосинхронной орбиты является орбита, на которой посещение экватора происходит в полдень/полночь, а также орбита, лежащая в плоскости терминатора, то есть в полосе закатов и восходов. Последний вариант не имеет смысла для спутников, осуществляющих оптическую фотосъемку, но хорош для радарных спутников, так как обеспечивает отсутствие участков орбиты, на

НЕКОТОРЫЕ СРЕДСТВА ОПИСАНИЯ МЕХАНИКИ ПОЛЕТА

которых спутник попадает в тень Земли. Таким образом, на такой орбите солнечные батареи спутника постоянно освещаются Солнцем.

Примечание: Наклонение орбиты i – двухгранный угол между экваториальной и орбитальной плоскостями (i лежит в пределах 0...180°), отсчитываемый против часовой стрелки для наблюдателя, находящегося в точке восходящего узла.

Орбиту называют полярной при i = 90°; экваториальной –