«РОССИЯ, ТАРУСА 7–9 ИЮНЯ 2006 УДК 629.78 Представленные в настоящем сборнике доклады выездного семинара посвящены, в основном, двум важнейшим направлениям современного космического приборостроения, а именно: • бортовым ...»

КОСМИЧЕСКОЕ

ПРИБОРОСТРОЕНИЕ

КООРДИНАТНО-ВРЕМЕННЫЕ СИСТЕМЫ

С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ

КОСМИЧЕСКИХ ТЕХНОЛОГИЙ

ПРИБОРЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ

ИССЛЕДОВАНИЙ ПЛАНЕТ И ЗЕМЛИ

СБОРНИК ТРУДОВ

ПО РЕЗУЛЬТАТАМ

ВЫЕЗДНОГО СЕМИНАРА

ПОД РЕДАКЦИЕЙ

Р.Р. НАЗИРОВА

РОССИЯ, ТАРУСА

7–9 ИЮНЯ 2006 УДК 629.78 Представленные в настоящем сборнике доклады выездного семинара посвящены, в основном, двум важнейшим направлениям современного космического приборостроения, а именно:

• бортовым координатно-временным системам;

• приборам для исследования атмосфер и поверхностям Земли и других планет.

По первому разделу наиболее значительный цикл работ представлен Отделом оптико-физических исследований ИКИ РАН. Этот цикл подводит итог работы отдела более чем за 30 лет его существования. Представлены работы, посвященные как анализу характеристик оптических датчиков ориентации различного назначения, анализу разработок многозональных съемочных систем авиационного и космического применения, а также вопросам интеграции командных приборов в целях оптимизации облика системы управления космического аппарата в целом.

По второму разделу семинара представлен целый ряд работ, посвященных созданию съемочных систем поверхностей планет и Земли, а также спутниковых спектрометров различного типа и назначения. Большой интерес представляет работа, посвященная созданию Компактного эшелле-спектрометра высокого разрешения с акустооптической фильтрацией порядков для спутниковых исследований земной атмосферы. Создание данного прибора предусмотрено научной программой российского сегмента МКС с реализацией в 2008 г., что позволит впервые провести измерения с борта космического аппарата полного содержания парниковых газов (углекислого газа и метана) на луче зрения.

Редакционная коллегия:

Р.Р. Назиров, О.И. Кораблёв, Г.А. Аванесов, В.Г. Родин, М.Б. Добриян, В.Н. Ангаров, Е.А. Антоненко Редактор В.С. Корниленко Компьютерная вёрстка Н.Ю. Комаровой © Институт космических исследований Российской академии наук (ИКИ РАН), СОДеРжАНИе Предисловие................................................ ПЛеНАРНЫе ДОКЛАДЫ Проблемы научного космического приборостроения и их решение в рамках задач оптико-физического отдела ИКИ РАН............ Г. А. Аванесов, А. А. Форш Разработка методики создания микроспутниковых (~50 кг) платформ для фундаментальных и прикладных исследований Земли и околоземного космического пространства............... С. И. Климов, В. Г. Родин Разработка систем передвижения марсоходов с пневматическими колесами.................................. М. И. Маленков, В. И. Кучеренко, С. А. Владыкин, А. В. Манукян, О. Е. Козлов Наземные испытания космических приборов в ИКИ РАН........ В. Н. Худобин Секция КООРДИНАТНО-ВРеМеННЫе СИСТеМЫ

С ИСПОЛЬЗОВАНИеМ КОСМИЧеСКИХ ТеХНОЛОГИЙ

Интеграция командных приборов как путь оптимизации системы управления космического аппарата.................... Г. А. Аванесов, Р. В. Бессонов, А. И. Карелов Исследование влияния космической радиации на электрорадиоизделия и оптико-электронные приборы........................ Г. А. Аванесов, В. В. Акимов, С. В. Воронков Исследование точностных характеристик датчиков звездной ориентации КА в инерциальном пространстве.......... Г. А. Аванесов, В. А. Красиков, А. В. Никитин Сравнительный анализ точности измерения координат направления на Солнце, полученных с помощью приборов ОСД и БОКЗ-М............................................. Т. Ю. Дроздова, В. А. Красиков, А. В. Никитин Системы технического зрения в решении задач навигации и терминального управления........................ В. А. Гришин Солнечный датчик с интеллектуальными способностями......... В. А. Котцов, В. Д. Глазков Работа однофотонного координатно-чувствительного детектора в составе телескопа сверхвысокой светосилы.................... А. П. Калинин, Н. А. Коровин Секция

ПРИБОРЫ ДЛЯ КОСМИЧеСКИХ ИССЛеДОВАНИЙ

ПЛАНеТ И ЗеМЛИ Многозональные съемочные системы авиационного и космического применения. Анализ результатов разработки Г. А. Аванесов, А. С. Василейский, Я. Л. Зиман, И. В. Полянский Проект спутникового гиперспектрометра, предназначенного для малого космического аппарата............................. А. А. Белов, В. В. Егоров, А. П. Калинин, А. Г. Орлов, А. И. Родионов, И. Д. Родионов Методы обработки гиперспектральной информации............. Б. М. Балтер, Д. В. Воронцов, В. В. Егоров, А. П. Калинин, А. Г. Орлов, И. Д. Родионов, И. П. Родионова Компактный эшелле-спектрометр высокого разрешения с акустооптической фильтрацией порядков для спутниковых исследований земной атмосферы.............................. В. Н. Ангаров, Т. С. Афанасенко, Д. А. Беляев, И. И. Виноградов, В. И. Гнедых, О. А. Григорян, В. С. Жегулев, А. Ю. Иванов, Ю. К. Калинников, А. В. Калюжный, А. В. Киселев, О. И. Кораблев, Е. А. Лисин, В. Г. Лякишев, М. В. Повераев, А. В. Родин, О. З. Ростэ, А. К. Рыбакова, А. Ю. Титов, А. Ю. Трохимовский, А. А. Федорова На пути к миниатюрному фурье-спектрометру.................. Б. Е. Мошкин, В. А. Вагин, А. В. Григорьев Методика калибровки ИК-спектрометров на основе акустооптического перестраиваемого фильтра................... А. В. Киселев, О. И. Кораблев Анализ задач и условий телевизионных наблюдений космических объектов в проекте «Фобос-Грунт»................. Г. А. Аванесов, М. М. Железнов, Б. С. Жуков, Е. Б. Краснопевцева Телевизионные средства навигации и наблюдения Г. А. Аванесов, Б. С. Жуков, Е. Б. Краснопевцева Фурье-спектрометр «АОСТ» для исследования Марса и Фобоса А. В. Григорьев, Б. Е. Мошкин, О. И. Кораблёв, Д. В. Пацаев, Л. В. Засова, Р. О. Кузьмин, И. В. Хатунцев, А. А. Фёдорова, Б. С. Майоров, К. В. Гречнев, Ю. В. Никольский, В. И. Гнедых, А. И. Терентьев, С. В. Максименко, А. В. Шакун Разработка аппаратуры для индукционного зондирования А. К. Лукомский, С. А. Потёмкин А. Б. Манукин, А. Н. Горшков, Б. В. Зубков Долгоживущая станция на поверхности Венеры А. П. Экономов, Л. В. Засова О. Н. Андреев, С. А. Антоненко, В. Ю. Горетов, В. М. Готлиб, Г. В. Захаркин, Б. В. Зубков, В. М. Козлов, В. Н. Каредин, В. М. Линкин, А. Н. Липатов, В. Н. Назаров, А. К. Тоньшев, Баллистические расчеты для полета малого космического аппарата В. М. Готлиб, В. М. Линкин, А. Н. Липатов, А. А. Суханов, Н. А. Эйсмонт 30 лет разработки сканирующих устройств Г. А. Аванесов, П. П. Моисеев, Э. И. Рожавский, В. А. Котцов В. И. Третьяков, И. Г. Митрофанов, А. А. Вострухин, А. С. Козырев, М. А. Литвак, А. В. Малахов, М. И. Мокроусов, А. Б. Санин Регистрация рентгеновского излучения с помощью М. В. Шмелева, О. А. Смирнов, В. В. Левин, В. В. Акимов Построение кластера на накопителях типа Flash для использования К. В. Ануфрейчик, И. В. Чулков, М. В. Бунтов, Н. П. Семена, А. А. Коновалов, А. В. Никифоров Проведение ежегодных семинаров по вопросам научного космического приборостроения в г. Таруса стало хорошей и полезной традицией для ИКИ РАН и СКБ КП.

Появилась трибуна, на которой специалисты, работающие в различных областях космической науки и техники, могут обменяться накопленным опытом и обсудить общие проблемы, посвятить в них представителей других научных организаций и космической промышленности, ставших постоянными гостями семинара.

Тематика докладов, представленных на семинарах, всегда отличалась очень большой широтой и охватывала практически все аспекты научного космического приборостроения. В 2006 г. организаторы семинара предприняли попытку несколько сузить тематику, ограничив ее двумя наиболее актуальными на данный момент направлениями:

• координатно-временные системы с использованием космических технологий;

• приборы для космических исследований планет и Судя по отзывам участников семинара, решение оказалось верным. Оно позволило рассмотреть эти направления с гораздо большей полнотой и детальностью, что, скорее всего, оценят читатели сборника.

Семинар выявил, или, точнее, еще раз подчеркнул общие для всех групп, занятых научным космическим приборостроением, проблемы: ограниченность в выборе отечественных электрорадиоэлементов, недостатки финансирования, отсутствие четкой организации в большинстве перспективных космических проектов. Вместе с тем, тон докладов значительно изменился по сравнению с предыдущими годами. В них появился оптимизм, который свидетельствует о том, что космическое научное приборостроение вместе со всей космической промышленностью постепенно выходит из затяжного кризиса и становится на более высокий уровень.

Пленарные доклады УДК 528.8 : 535.8 : 629.

ПРОБЛеМЫ НАУЧНОГО КОСМИЧеСКОГО

ПРИБОРОСТРОеНИЯ И ИХ РешеНИе В РАМКАХ ЗАДАЧ

ОПТИКО-ФИЗИЧеСКОГО ОТДеЛА ИКИ РАН

Институт космических исследований Российской академии наук, Разработка и изготовление приборов определения ориентации космических аппаратов (КА) и систем дистанционного зондирования небесных тел Солнечной системы в различных диапазонах электромагнитного излучения являются основными задачами отдела оптико-физических исследований ИКИ РАН.

Так, сотрудниками отдела еще в 60-е годы на орбитальной станции «Салют» был подготовлен и в 1971 г. проведен эксперимент по одновременной съемке двумя фотокамерами подстилающей поверхности и произвольного участка небесной сферы [1], который позволяет с хорошей точностью произвести координатную привязку полученных изображений поверхности Земли. В 1998 г.

была закончена разработка звездного координатора БОКЗ (блок определения координат звезд) массой 4,2 кг, который позволял определять ориентацию КА по съемке произвольного участка звездного неба. В 1999 г. запущен КА «Ямал-100», в составе которого были два прибора БОКЗ, позволяющие определять ориентацию по съемке произвольного участка небесной сферы. Прибор БОКЗ производит съемку звездного неба с частотой 0,25 Гц и первичную обработку получаемых изображений, определяя координаты, интегральную яркость зарегистрированных объектов. Данные передаются по линии M T в бортовую вычислительную систему (БВС), в которой по разработанному в отделе программно-алгоритмическому обеспечению производится распознавание звезд в бортовом каталоге и определение ориентации. Анализ информации, получаемой с КА «Ямал-100» с 1999 г. по настоящее время, показывает, что среднеквадратическая ошибка определения ориентации оптической оси прибора во внутренней системе координат составляет 1,5 угл. с, а двух других осей — 12 угл. с.

10 Проблемынаучногокосмическогоприборостроенияиихрешение… Полученные результаты показали правильность заложенных в прибор БОКЗ конструкторских схемотехнических и логических решений.

Появление быстродействующих сигнальных процессоров позволило разработать модернизированный блок определения координат звезд (БОКЗ-М), в котором при той же массе 4,2 кг распознавание звезд и определение ориентации осуществляется в самом приборе. На выходе прибора выдается кватернион ориентации или матрица направляющих косинусов. В приборе БОКЗ-М, в отличие от прибора БОКЗ, программно-алгоритмическими методами удалось исключить низкочастотную составляющую фоновой засветки и реализовать работу прибора в условиях солнечной вспышки, когда на одну гидирующую звезду приходится 20 протонных событий [2].

Высокая точность определения ориентации прибором БОКЗ-М позволила организовать на КА «Ресурс-ДК» (запущен в 2006 г.) экспериментальный режим по прямому управлению угловым движением КА. При прямом управлении возможна потеря ориентации звездным координатором из-за попадания Солнца в конус с углом 60° (светозащитная бленда рассчитана на работу БОКЗ-М при угле между оптической осью прибора и направлением на Солнце, равном 30°) или при движении КА с угловой скоростью больше 9 град / с (максимальная угловая скорость, при которой функционирует БОКЗ-М). Поэтому в перечисленных выше нештатных ситуациях при реализации управления движением КА «Ресурс-ДК» при помощи приборов БОКЗ-М использовались датчики угловой скорости (ДУС) КА.

Проведенные эксперименты подтвердили правильность выбранного направления дальнейшего совершенствования звездных координаторов введением в их состав ДУС, созданных на основе микроэлектромеханической (MM) технологии, что позволит создать звездный координатор, самодостаточный для прямого управления движением КА. Выбор ДУС на основе MM обусловлен их незначительной массой (~1г), небольшими габаритами (773 мм) и малым потреблением (30 мВт).

Трехосный блок определения угловых скоростей (БОУС), на основе MM, встроенный в звездный координатор, позволит взять на себя управление КА в нештатных для звездного координатора ситуациях и, при необходимости, увеличить частоту

ПЛЕНАРНЫЕДОКЛАДЫ

обновления информации на выходе прибора до 10 Гц. В настоящее время в отделе ведется разработка БОУС на основе ДУС AXR401 и в 2007 г. планируется закончить ее научно-исследовательскую часть.

Для проекта «Фобос-Грунт» разрабатывается звездный координатор БОКЗ-МФ с массой 2,0 кг. Два прибора БОКЗ-МФ будут размещены на перелетном модуле и еще два прибора — на возвратном аппарате. При этом, в отличие от прибора БОКЗ-М, он будет функционировать при угловых скоростях до 1 град / с, выдавать информацию с частотой 1 Гц. Эти параметры будут достигнуты путем увеличения поля зрения до 18° (8° для приборов БОКЗ и БОКЗ-М) и частоты функционирования матрицы 1 МГц (500 кГц для приборов БОКЗ и БОКЗ-М).

При этом предполагается, что разрабатываемое программно-алгоритмическое обеспечение (ПАО) прибора БОКЗ-МФ позволит сохранить точности, присущие прибору БОКЗ-М.

Другим направлением отдела, связанным с развитием звездных координаторов, является создание совместно с Российским институтом радионавигации и времени (РИРВ) (г. СанктПетербург) интегрированного прибора, который получил название «Аппаратура координатно-временного обеспечения»

(АКВО). АКВО будет включать звездный координатор, БОУС, бортовое синхронизирующее координатно-временное устройство (БСКВУ), антенное устройство (АУ). Последние два устройства — разработка РИРВ — позволяют принимать сигналы со спутников космических радионавигационных систем.

Кроме того, БСКВУ содержит блок формирования и хранения бортовой шкалы времени и блок формирования сетки синхрочастот. Четырехканальное БСКВУ успешно функционирует на КА «Ресурс-ДК», обеспечивая определение навигационных параметров: координат с точностью в пределах 1,5…4 м и линейной скорости — 0,007…0,0012 м/с. В АКВО предполагается использование четырехпроцессорной микросхемы фирмы Anal ees,, которая позволит одновременно работать с БСКВУ, БОУС, звездными координатором и БВС. Предварительный схемотехнический анализ показывает, что масса АКВО составит 2,5…3,0 кг.

Прибор АКВО позволит решить весь комплекс задач, связанных с определением навигационных параметров и ориентации искусственных спутников Земли:

12 Проблемынаучногокосмическогоприборостроенияиихрешение… • формирование сетки синхрочастот для обеспечения бортовой аппаратуры КА необходимыми синхросигналами;

• фильтрация навигационных измерений, постоянное уточнение по ее результатам параметров орбиты и расчет по ним, с привязкой к системе единого времени TC, параметров орбитального движения центра масс КА, включающих положение и вектор орбитальной скорости КА в геоцентрической Гринвичской системе координат;

• расчет с привязкой к системе единого времени инерциальной ориентации;

• расчет текущих значений звездного времени и ориентации в геоцентрической Гринвичской системе координат • расчет в режиме реального времени с частотой не ниже 10 Гц и с привязкой к системе единого времени ориентации КА.

В отделе завершаются работы по наземной отработке статического оптического солнечного датчика (ОСД), летные испытания которого запланированы на 2007 г. ОСД создан на базе линейного приемника с зарядовой связью (ПЗС) с числом элементов 2048 и размером элемента 1414 мкм и процессора TM 320C50. Принцип действия ОСД основан на регистрации сигнаC50.

лов, возникающих на ПЗС-линейке при попадании на нее солнечного света, прошедшего через щелевые диафрагмы. Щелевая диафрагма ОСД содержит три группы щелей с тремя щелями в каждой. Такая конфигурация щелей позволила повысить надежность прибора и увеличить его поле зрения [3]. Параметры, характеризующие разработанный ОСД, приведены ниже:

Точность (3) при угловой скорости до 0,1град /с.......... 3 угл. мин Точность (3) при угловой скорости до 1град /с........... 5 угл. мин Область спектральной чувствительности.................0,4…0,7 мкм Температура посадочного места.........................–10…+45 °С

ПЛЕНАРНЫЕДОКЛАДЫ

Для дистанционного зондирования Земли в отделе ведутся работы по изготовлению системы многозональной спутниковой съемки (КМСС) и комплекса координатно-временного обеспечения (ККВО) для космического аппарата «Метеор-М» 1Л.

КМСС предназначен для получения изображений суши и водной поверхности в шести зонах видимого и ближнего ИК-диапазонов спектра электромагнитных волн в полосе захвата 1000 км и со средним пространственным разрешением от до 110 м. В состав комплекса входят две камеры МСУ-100 и одна — МСУ-50. Основные характеристики камер приведены в таблице.

Технические характеристики мм /отн. отверстие объектива кали, град 14 Проблемынаучногокосмическогоприборостроенияиихрешение… ККВО предназначен для определения ориентации и параметров орбитального движения центра масс КА, формирования и выдачи кода Гринвичского времени для последующей высокоточной привязки пространственной информации, полученной бортовой аппаратурой ДЗЗ, в том числе и КМСС. В состав комплекса входит БОКЗ-М и автономная система навигации (АСН), состоящая из трех блоков: антенного устройства, усилительного устройства разработки РИРВ и блока навигационных модулей разработки РКК «Энергия». ККВО обеспечит получение навигационных параметров и кватерниона ориентации КА, привязанных к единому времени, что позволит на Земле с ретранслированными видеоданными решить задачу географической координатной привязки получаемых изображений. Летные образцы (ЛО) БОКЗ-М для ККВО изготовлены. ЛО КМСС и АСН планируется изготовить в 2007 г.

Для уточнения орбиты Фобоса, получения изображений его поверхности, выбора места посадки на Фобосе, определения дальности до Фобоса в процессе посадки в отделе разрабатывается Телевизионная система навигации и наблюдений (ТСНН), состоящая из двух узкоугольных (фокусное расстояние f500 мм) и двух широкоугольных ( 18 мм) камер. Эти камеры на основе матричных ПЗС с числом элементов 10241024 в процессе посадки будут получать стереоизображения с последующей их обработкой в БВС для определения дальности и горизонтальной составляющей линейной скорости при снижении перелетного модуля. Были промоделированы схемотехнические решения ТСНН и начата разработка ее ПАО.

Для всей бортовой аппаратуры, которая разрабатывается в отделе, создается контрольно-испытательная аппаратура (КИА), позволяющая проводить научно-исследовательские работы и различные виды испытаний. КИА создается в тесном сотрудничестве с СКБ КП ИКИ РАН.

За многие годы совместных работ сложилась следующая практика разработки КИА: СКБ КП ИКИ РАН разрабатывает и изготавливает аппаратную часть КИА (блок коммутации питания и контроля, электрический эквивалент прибора, необходимые кабели и ПАО проверки КИА), а оптико-физический отдел — имитаторы сигналов и специальное ПАО проверки приборов.

ПЛЕНАРНЫЕДОКЛАДЫ

Кроме КИА, для наземной отработки аппаратуры и комплексов в отделе постоянно создается стендовое оборудование.

На сегодняшний день в отделе функционируют следующие стенды:

• стенд геометрической калибровки видеокамер (определение элементов внутреннего ориентирования видеокамер и параметров взаимной ориентации внутренней и приборной систем координат);

• стенд фотометрической калибровки видеоспектрометрических камер (определение спектральных и энергетических характеристик съемочных устройств);

• астрономическая обсерватория (натурная съемка звездного неба звездными координаторами при различных угловых скоростях);

• стенд динамических испытаний звездных координаторов (моделирование работы приборов семейства БОКЗ на разных орбитах и при различных режимах ориентации КА).

1. Ходарев Ю. К., Зиман Я. Л., Красиков В. А. и др. // Исслед. природ.

среды космич. средствами. 1975. Т. 4. С. 121–157.

2. Аванесов Г. А., Акимов В. В., Воронков С. В. // Изв. вузов. Приборостроение. 2003. Т. 46. № 4. С. 79–83.

3. Аванесов Г. А., Никитин А. В., Форш А. А. // Изв. вузов. Приборостроение. 2003. Т. 46. № 4. С. 70–73.

УДК 629.782 : 528.

РАЗРАБОТКА МеТОДИКИ СОЗДАНИЯ

МИКРОСПУТНИКОВЫХ (~50 КГ) ПЛАТФОРМ

ДЛЯ ФУНДАМеНТАЛЬНЫХ И ПРИКЛАДНЫХ

ИССЛеДОВАНИЙ ЗеМЛИ И ОКОЛОЗеМНОГО

КОСМИЧеСКОГО ПРОСТРАНСТВА

Институт космических исследований Российской академии наук, В последнее десятилетие из-за сокращения финансирования всей космической индустрии, наличия конверсионных систем запуска, качественно новых достижений микроэлектроники и микромеханики, доступности элементов космических систем много внимания стало уделяться использованию малых космических аппаратов (микроспутников — МС (100…10 кг) и наноспутников — НС (10…1 кг)) для проведения научных исследований.

Разработка методики создания микроспутниковых (~50 кг) платформ для фундаментальных и прикладных исследований Земли и околоземного космического пространства является комплексной проблемой научно-технического плана, связанной как с разработкой и использованием современных космических аппаратов (КА), так и с научно-методическими проблемами проведения фундаментальных космических исследований. Все эти проблемы логически связаны иерархией подготовки и проведения на борту КА экспериментов по исследованиям Земли и околоземного космического пространства.

Анализ запусков малых КА (масса до 300 кг), проведенных в период с 1986 по 2000 г., показывает, что эта область космической деятельности интенсивно коммерциализируется. В таблице [1] показано распределение числа запущенных в мире малых КА по категориям: военные, гражданские (бюджетные), коммерческие.

Сравнение периодов 1986–1990 гг. и 1996–2000 гг. демонстрирует явно выраженную тенденцию: за счёт резкого (в четыре раза) сокращения доли запусков КА военного назначения

ПЛЕНАРНЫЕДОКЛАДЫ

произошло существенное увеличение доли запусков гражданских (в 2,5 раза) и особенно коммерческих (с 1 до 38 %) КА. Распределение числа малых КА по массовым группам показывает, что почти 50 % из них составляют КА массой до 50 кг. Следует отметить, что в России осуществлено столько же запусков таких КА, что и в остальных странах мира, — около 100 за период 1985–2000 гг. Однако за период 2000–2002 гг. в России, без учета МС типа «Стрела-1» и «Стрела-1М», запущено всего три МС.

Статистика запусков (%) низкоорбитальных малых КА (масса до 300 кг) Малые космичес- 1986–1990 гг. 1991–1995 гг. 1996–2000 гг.

Статистика запусков в России КА научного назначения говорит сама за себя: в 2001–2005 гг. на орбите находился только «Коронас-Ф» (масса 2260 кг); с января 2005 г. по настоящее время на орбите работает только микроспутник «Университетский»

(масса 31,5 кг).

В настоящее время в космической физике и астрофизике накоплен значительный наблюдательный материал, полученный на КА. Большие успехи достигнуты в теоретических исследованиях околоземного космоса, атмосферы и литосферы Земли. Существуют серьезные проработки лабораторного и компьютерного моделирования. Рассмотрение с единых позиций всего комплекса подготовки и проведения фундаментальных космических исследований приводит к необходимости объединения усилий ученых, занимающихся изучением каждого из вышеперечисленных направлений.

В рамках разработки методики создания микроспутниковых (~50 кг) платформ для фундаментальных и прикладных исследований Земли и околоземного космического пространства необходимо осуществить комплексный подход к решению поставленных задач:

• разработать новые методы экспериментальных исследований Земли и околоземного космического пространства 18 Разработкаметодикисозданиямикроспутниковых(~50кг)платформ… с использованием достижений физического приборостроения, микроэлектроники и микромеханики для реализации их на микроспутниковых платформах (МП);

• разработать методы внедрения современных конструкторско-технологических решений в процесс создания конструкций и систем МП;

• провести теоретический анализ методов управления бортовыми системами микро- и нанокосмических платформ в целях обеспечения высоких требований по их ориентации и стабилизации, предъявляемых экспериментами;

• провести лабораторное и численное моделирование процессов управления бортовыми системами микроплатформ с целью определения критических элементов моделей.

Разработка новых методов экспериментальных исследований Земли и околоземного космического пространства с использованием достижений физического приборостроения, микроэлектроники и микромеханики для реализации их на МП Перспективные направления развития экспериментальной физики плазмы требуют все более точных и интеллектуальных научных приборов. Более того, ситуация усложняется постоянным сокращением финансирования научных исследований, даже в развитых странах. Это обусловливает необходимость разработки и создания нового поколения научных приборов с малой массой и потребляемой мощностью, высоким уровнем метрологических параметров.

Программа научных исследований на микроспутнике «Чибис» к настоящему времени сформирована в ходе проведения НИОКР «Создание бортовой платформы микроспутника „Чибис“ прикладного и научного назначения на основе современных технологий и разработок» (регистрационный номер 01.20.0303422), включенной в программу фундаментальных исследований Президиума РАН «Изменения окружающей среды и климата, природные катастрофы».

Исходя из аппаратурно-методического опыта, имеющегося у некоторых групп ИКИ РАН, определен модельный состав полезной научной нагрузки микроспутника «Чибис», включающий три комплекса:

• комплекс атмосферных исследований — КАИ;

ПЛЕНАРНЫЕДОКЛАДЫ

• комплекс фотометрической аппаратуры — КФА;

• магнитно-волновой комплекс — МВК.

Следует отметить, что аппаратура каждого из этих комплексов имеет аналоги, отработанные в ходе проведения ряда космических проектов.

По МВК с использованием, прежде всего, опыта, полученного при реализации проектов «Венера-Галлей», «Фобос»

и «Интербол», по техническим заданиям ИКИ РАН были проведены исследования в области разработки и создания датчиков электромагнитных параметров космической плазмы — магнитометров переменного и постоянного магнитных полей, измерителей напряженности электрического поля и плотности пространственного тока [2].

Для феррозондовых магнитометров (ФЗМ) снижение массы и потребляемой мощности было достигнуто не только путем использования новых электронных компонентов, но и разработкой новой методики измерения. Научные и технологические исследования позволили снизить внутренние помехи ФЗМ, и сейчас типичный уровень шумов разработанных ФЗМ составляет около 10 пТ на частоте 1 Гц, а рекордная величина — ниже 1 пТ.

В результате длительных исследований был создан оригинальный сверхлегкий вариант индукционных магнитометров (ИМ). Эти новые ИМ могут иметь частотный диапазон около шести декад с верхней границей ~1 МГц, уровень шумов — несколько фемтотесла и массу около 75 г, включая электронику.

Создана облегченная модель электрического зонда для измерения напряженности электрического поля. Разработан новый прибор — волновой зонд, объединяющий в одном корпусе три датчика: щелевой зонд Ленгмюра, ИМ и измеритель электрического потенциала. его эффективность подтверждена как теоретическими исследованиями, так и результатами модельных экспериментов в плазменной камере. Эти приборы прошли лётные испытания на борту спутника «Сч-1М» [3].

По КАИ и КФА аппаратура также имеет аналоги, отработанные в ходе проведения космических проектов [4, 5]. В них используются последние достижения физического приборостроения и микроэлектроники.

20 Разработкаметодикисозданиямикроспутниковых(~50кг)платформ… Разработка методов внедрения современных конструкторскотехнологических решений в процесс создания конструкций Работы в этом направлении начались в ИКИ РАН в кооперации с российскими предприятиями космической промышленности практически в 1999 г. с микроспутника (МС) «Колибри-2000», который был разработан и при поддержке РКК «Энергия» выведен на орбиту в марте 2002 г. Программа исследований «Колибри-2000» включала задачи мониторинга сильных техногенных воздействий в ионосфере и исследования ионосферных возмущений при развитии магнитных бурь в земной магнитосфере [6, 7]. Все системы и научная аппаратура МС (масса в снаряженном состоянии — 20,5 кг, энергопотребление 30 Вт) без сбоев работали в течение всего времени его баллистического существования. Тем самым была показана принципиальная возможность создания космического аппарата силами Российской академии наук с привлечением к работе (в форме временного творческого коллектива) высококвалифицированных, современных специалистов российской космической индустрии [8].

Основой конструкторско-технологического решения МС «Колибри-2000» явилась доскональная проработка компоновки МС, которая базировалась на главном требовании, предъявляемом к проекту, — необходимости отделения микроспутника от транспортно-грузового корабля (ТГК) «Прогресс» после выполнения им основной задачи на МКС. Это приводило к необходимости использования специализированного пускового устройства. Задача была решена путём разработки транспортнопускового контейнера (ТПК), предназначенного также для фиксации МС внутри ТГК во время вывода ТГК на орбиту и стыковки с МКС. Для осуществления «запуска» МС «КолибриТПК устанавливался космонавтами на «верхней крышке»

ТГК, находящегося ещё в состыкованном состоянии со служебным модулем (СМ), т. е. внутри МКС.

Вывод на орбиту, близкую к орбите Международной космической станции (МКС), микроспутника «Колибри-2000» осуществлен после отстыковки ТГК «Прогресс М1-7» и отхода его на ~ 80 км от МКС по специальной радиокоманде в автоматическом режиме.

ПЛЕНАРНЫЕДОКЛАДЫ

Реализация проекта «Колибри-2000» продемонстрировала пригодность МС для проведения, в частности, мониторинга условий в ионосфере и дистанционного зондирования параметров атмосферы и поверхности Земли. Идея космического мониторинга с использованием МС получила свое развитие в проекте ИКИ РАН «Чибис» [5].

Следует отметить, что в первую очередь (к сожалению) модельный состав полезной нагрузки (ПН) определялся наличием практически разработанной аппаратуры, так как на создание аппаратуры средства не выделялись. В такой ситуации, без серьёзной проработки модельного состава ПН, определяющего конструкцию и служебные системы, «облик» МС может быть не оптимальным.

По опыту работы космических фирм, который необходимо использовать, такой этап координируется ведущими по проекту.

Развитие в ИКИ РАН структуры (подразделения — творческого коллектива), занимающейся комплексом микроспутниковых проблем (от разработки технических заданий до управления в полёте), требует, в первую очередь, формирования штата высококвалифицированных специалистов, владеющих методами внедрения современных конструкторско-технологических решений в процесс создания конструкций и систем МП с использованием достижений физического приборостроения, микроэлектроники и микромеханики.

Примером современной МП, имеющей полезную нагрузку, частично схожую с аппаратурой МВК, является проект T (НАСА). Проект T5 осуществляется с целью создания и испытания группировки МС для исследования магнитосферы Земли и воздействия на неё солнечной активности [9]. Научная задача T5 - картирование трёх компонент магнитного поля Земли, являющегося «проводником» потоков заряженных частиц.

Экспериментальный полёт T5 (запущен 22 марта 2006 г.) имеет целью отработку МС в целом и ряда новых систем, приборов и технологий. Четыре из них считаются основными:

• микродвигатель на холодном газе;

• приёмопередатчик и антенна Х-диапазона;

• покрытия с переменной излучающей способностью для терморегулирования;

22 Разработкаметодикисозданиямикроспутниковых(~50кг)платформ… • радиационностойкие логические CMO-элементы с ультранизкой потребляющей мощностью.

Остальные:

а) трёхкомпонентный магнитометр (±64000/1000 нТ, квантование 2 / 0,2 нТ, блок электроники 550 г, датчик на штанге б) вращающийся солнечный датчик (250 г, поле зрения ±89,95°, разрешение 0,125°);

в) штанга магнитометра (замок — эффект памяти);

г) демпфер нутации;

д) интегральный конструктив для плат электроники;

е) фотоэлементы с тройным переходом;

ж) литий-ионные аккумуляторы.

Конечно, в разработку основ создания МП, о чём говорилось выше, входят и направления:

• теоретического анализа методов управления бортовыми системами микро- и нанокосмических платформ в целях обеспечения высоких требований по их ориентации и стабилизации, предъявляемых экспериментами;

• проведения лабораторного и численного моделирования процессов управления бортовыми системами МП с целью определения критических элементов моделей.

Важным направлением для дальнейшего активного развития ИКИ РАН может и должно стать серьёзное отношение к проблеме космического образования [10] (обсуждение этих направлений не входит в задачу данного доклада). В его разработку должны (если ИКИ РАН видит это направление своей перспективной задачей) включиться специалисты различных подразделений Института. Это должно быть «политическим» решением руководства Института и первым действием в этом направлении необходимо четко представить «организационную структуру»

этого направления. Пример такой структуры, работавшей над созданием микроспутника «Колибри-2000», представлен на рисунке.

Работа выполнена при частичной поддержке РФФИ (проекты № 06-02-08076 и 06-02-08244).

ПЛЕНАРНЫЕДОКЛАДЫ

Структура руководства и управления программой микроспутников 1. Пышный И. А., Чепига В. Е. Запуск малых искусственных спутников Земли с использованием самолётов-носителей. М.: «Машиностроение» / ООО «Машиностроение — Полёт», 2005. 168 с.

2. Дудкин Ф. Л., Климов С. И., Корепанов В. Е., Марусенков А. А., Сухи­ нюк А. Е. Современные тенденции развития космического научного приборостроения / / Вопросы миниатюризации в современном космич. приборостроении: Сб. докл. выездного семинара / Под ред. Р. Р. Назирова, Россия, г. Таруса, 2–4 июня 2004. М.: ИКИ РАН, 2005. С. 112–125.

3. Korepanov V., Negoda O., Lizunov G., Alleyne H., Balikhin M., Blecki J., Dudkin E., Fedorov A., Juchniewicz J., Klimov S., Krassnosel’skikh V., 24 Разработкаметодикисозданиямикроспутниковых(~50кг)платформ… Lefeuvre F. Prjet VARANT: urrent and field measurements n bard CH-1M satellte // Ad. pae Res. 2000. V. 25. N. 7 / 8. P. 1337–1342.

4. Zelenyi L. M., Rodin V. G., Angarov V. N., Breus T. K., Dobriyan M. B., Kli­ mov S. I., Korablev O. I., Korepanov V. E., Linkin V. M., Loupian E. A., Ivanov N. N., Lopatento L. E., Sedykh O Yu. Mr-satellte «Chbs» — unersal platfrm fr deelpment f methds f spae mntrn f ptentally danerus and atastrph phenmena / / 5th ntern. ymp.

f the ntern. Aad. f Astrnauts: eleted Pr. erln, Aprl 4–8, 2005 / d. by H. P. Reser, R andau, A Valenzuela. Walter de Gruter, erln, N. Y., 2005. P. 443–451.

5. Ангаров В. Н., Добриян М. Б., Зеленый Л. М., Назиров Р. Р., Родин В. Г., Марков А. В., Климов С. И. и др. Проект микроспутника «Чибис» в составе Международной космической станции для мониторинга катастрофических явлений // Вопросы миниатюризации в современном космическом приборостроении: Сб. докл. выездного семинара / Под ред. Р. Р. Назирова, Россия, г. Таруса, 2–4 июня 2004. М.: ИКИ РАН, 2005. С. 14–36.

6. Klimov S. I., Afanasyev Yu. V., Eismont N. A. et al. Result f n flht peratn f sentf paylad n mr-satellte «Klbr-2000» // mall atellte fr arth Obseratn. 4th nternatnal ymp. f the ntern.

Aad. f Astrnauts (AA), erln, Aprl 7–11, 2003. / d. H. P. Rser, R andau, A Valenzuela, 2003. P. 95–98.

7. Klimov S. I., Afanasyev Yu. V., Grachev E. A. et al. Results f n-flht peratn f sentfi paylad n mr-satellte «Klbr-2000» // Planet.

pae. 2005. V. 53. P. 349–356.

8. Ангаров В. Н., Высоцкий В. В., Добриян М. Б., Климов С. И. и др.

Специфика разработки и испытаний научно-образовательного микроспутника «Колибри-2000» и основные результаты первого полёта / / Современные и перспективные разработки и технологии в космическом приборостроении: Сб. докл. выездного семинара / Под ред. Р. Р. Назирова, Россия, г. Таруса, 25–27 марта 2003. М.: ИКИ РАН, 2004. С. 24–36.

9. Лисов И. Экспериментальная космическая система T5: три уникальных научных аппарата на орбите / / Новости космонавтики.

2006. № 5 (280). Т. 16. C. 28–31.

10. Klimov S. I., Tamkovich G. M., Angarov V. N. et al. Aerspae eduatn prram realzatn by means f the mr-satellte//Ata Astrnauta.

2005. V. 56, ssues 1-2, January 2005. P. 301–306.

УДК 629.785 : 523.

РАЗРАБОТКА СИСТеМ ПеРеДВИжеНИЯ МАРСОХОДОВ

С ПНеВМАТИЧеСКИМИ КОЛеСАМИ

М. И. Маленков1, В. И. Кучеренко1, С. А. Владыкин1, 1 ОАО «ВНИИТрансмаш», Санкт-Петербург 2 Институт космических исследований Российской академии наук, В июне 2004 г. стартовал и в июне 2006 г. финишировал проект NTA-CN № 03-53-4063 “nnate Mars explratn rer usn nflatable r unfldn wheel”. Идея выполнения проекта принадлежит отделу робототехники технического центра CN в Тулузе. Помимо CN от стран евросоюза, финансирующих деятельность NTA, в проекте участвовали CNR-AA (Франция, Тулуза), одно из научно-исследовательских подразделений Парижского университета и A PAC Transprtatn (Бремен, Германия).

В качестве исполнителей проекта от стран СНГ на конкурсной основе были выбраны два российских предприятия: ОАО «ВНИИТрансмаш» (Санкт-Петербург) и ИПМ РАН им.

М. В. Келдыша (Москва), — а также НПО им. С. А. Лавочкина (Химки, Московская область), ОИПИ, Минск.

Рассмотрим отдельные фрагменты российской части проекта, в частности, новые способы передвижения и посадки марсоходов, при которых резко уменьшается роль баллонов одноразового использования. При этом функции посадочных амортизаторов в значительной или полной мере передаются пневматическим колесным шинам большого диаметра с регулируемым давлением. Физические аналоги подобных колес были ранее испытаны в составе макетов на вулканических грунтах и, при определенных характеристиках, показали высокие ходовые качества. Полностью результаты проекта изложены в отчете [1].

26 Разработкасистемпередвижениямарсоходовспневматическимиколёсами Все реально работавшие на Луне и Марсе планетоходы имели полноприводной колесный движитель. «Луноход-1», «Луноход-2» и все три американских марсохода снабжены жесткими металлическими колесами диаметром от 0,51 м (луноходы) и менее (марсоходы jurner, prt и Opprtunty). Диаметр эластичных металлосетчатых колес американского лунохода unar Rn Vehle (RV) составлял 0,84 м. Известно, что колеса указанных диаметров не гарантируют преодоления всех подъемов, образованных слабосвязными грунтами, например, лунным реголитом или марсианскими песками. На одном из таких лунных склонов в 1971 г. застрял RV экспедиции Apll-15, и астронавты были вынуждены вынести его из опасного места на руках.

В 2005 г. с трудом выбрался из песчаного плена один из американских марсоходов после многодневного буксования. При этом преодолеваемые подъемы не достигали 20°, тогда как углы естественного откоса лунных и марсианских грунтов могут превышать 30°. Поэтому можно совершенно определенно говорить о том, что ученые и инженеры еще не решили проблему опорной проходимости планетоходов на слабосвязных или, как еще говорят, «мягких» грунтах. Необходимо повышать и профильную проходимость, которая характеризуется максимальной высотой камней и выступов (ступенек), преодолеваемых планетоходом.

Один из возможных путей решения проблемы повышения опорной и профильной проходимости в принципе известен давно.

Это увеличение диаметра колес, которое может быть дополнено увеличением пятна контакта беговой дорожки колеса с грунтом за счет ее эластичности. Подобные конструкции можно получить с помощью надувных или металлоупругих колес.

Применительно к планетоходам такой путь рассматривался в СшА и СССР еще в 60-е годы прошлого столетия. Так, для лунной лаборатории Mlab колесо фирмы endx имело диаметр D 2030 мм.

Ручная вспомогательная тележка, применявшаяся в экспедициях Apll до включения в их состав луноходов RV, была снабжена двумя шинами из полиэфирного волокна. Покрышка надевалась на обод, выполненный из алюминиевого сплава. Это были первые пневмошины на Луне. Но они работали в легких

ПЛЕНАРНЫЕДОКЛАДЫ

режимах, не сравнимых с режимами нагружения ведущих колес луноходов. Кроме того, их поломка не угрожала безопасности экспедиции.

В настоящее время в NAA создан полноразмерный макет системы передвижения планетохода с тремя надувными колесами диаметром 1,5 м. По оценке специалистов JP марсоход с колесами такого диаметра способен двигаться без объезда препятствий почти по всей поверхности Марса, преодолевая по несколько километров в день. Для сравнения они отмечают, что марсоход jurner, высотой 0,35 м, за месяц преодолел всего 100 м.

еще в 1989 г. во ВНИИТрансмаше был разработан проект марсохода с надувными колесами. Благодаря предложенной конфигурации колес и наличию вспомогательных механизмов развертывания, марсоход мог устанавливаться на посадочном блоке в сложенном положении, занимая минимальный объем.

После развертывания на поверхности Марса он мог трансформироваться в подвижный аппарат с колеей 2200 мм, переменной базой 1400…3400 мм и колесами диаметром 1,5 м. Позднее во ВНИИтрансмаше были изготовлены ходовые макеты системы передвижения (СП) планетоходов на основе автомобильных резиновых камер диаметром 1,2 м (рис. 1а, б, в). Макеты имели колесные формулы 22 (макет № 1, рис. 1а), 32 (макет № 2, рис. 1б) с ведущими колесами, расположенными на одной оси.

Макет № 3 (рис. 1в) представлял собой один из бортов СП с колесной формулой 44. В вертикальном положении он удерживался оператором.

Как показано в монографиях [2, 3] и других публикациях авторов, альтернативным способом повышения проходимости является применение комбинированного колесно-шагающего 28 Разработкасистемпередвижениямарсоходовспневматическимиколёсами движителя. На равнинных участках трассы и небольших (до 10…15°) подъемах реализуются все основные свойства колесного движителя — простота конструкции, экономичность, высокая надежность, малые динамические нагрузки и т. п. На опасных участках, когда из-за увеличения буксования появляется угроза зарывания колеса в грунт, включается резервный, колесно-шагающий способ движения. В этом режиме преодолеваются подъемы с углом естественного откоса вулканических и кварцевых песков даже при небольших (не более 0,5 м) диаметрах жестких колес.

С учетом собственного и американского опыта в проекте была поставлена цель обосновать и разработать современные концепции СП с надувными и развертываемыми колесами большого диаметра, предложить новые способы посадки марсоходов с использованием амортизационных свойств этих колес, а также сопоставить технический облик и проектные характеристики вновь разработанных и традиционных марсоходов.

Для облегчения возможности такого сравнения в качестве базы были использованы характеристики посадочного модуля и марсохода европейского проекта xMars [4].

2. Экспериментальное определение оптимальных геометрических и пневматических параметров надувных колес Макеты СП, приведенные на рис. 1, были испытаны на вулканическом песке в районе извержений вулкана Толбачик на Камчатке. Масса каждого макета составляла около 100 кг, колея — 1600 мм (для макетов № 1, 2), база — 1600 мм (для макета № 3). Распределение масс макетов № 1,2 было таковым, что на ось ведущих колес приходилось около 90 % всей массы макета. У макета № 3 на горизонтальной площадке масса распределялась поровну между передней и задней осями.

Номинальная скорость движения при отсутствии буксования составляла 0,16 и 0,88 км / ч, а диаметр ведущих колес по грунтозацепам — 1280 мм. При испытаниях варьировались геометрия грунтозацепов и величина избыточного давления в шинах.

Предварительные эксперименты показали, что без грунтозацепов шина не развивает необходимого тягового усилия ни при низком, ни при ином давлении. Оказалось, что для колеса данного диаметра высота грунтозацепов должна быть ~ 40 мм,

ПЛЕНАРНЫЕДОКЛАДЫ

а угол между ними равен примерно 15°. Дальнейшее увеличение высоты грунтозацепов и их количества не влияло на тяговые характеристики колеса. Были получены количественные данные о преимуществах колесной формулы 44 (макет № 3) перед макетами № 1 и 2 по курсовой устойчивости, устойчивости от опрокидывания и проходимости.

Основной этап испытаний, связанный с оценкой показателей опорной проходимости макета № 3, был выполнен на участках с вулканическим песком с различными углами подъема от горизонта до углов естественного откоса песка, составлявших 31…33°. При испытаниях контролировались пройденный путь L, крутящий момент М и число оборотов n кормового колеса, время движения на мерном участке t, угол подъема, напряжение питания U, потребляемый ток I. Нормальная реакция N грунта на колесо определялась расчетным путем. Это позволяло с достаточной точностью определять коэффициенты буксования S, сцепления, удельной свободной тяги Кт, сопротивления качению f по следующим формулам:

где Lф — фактически пройденный путь, а Lт 2Rn — теоретический путь;

где R — радиус колеса;

Кроме того, при испытаниях периодически контролировалось избыточное давление в шинах колес по разности высот водяного столба в коленах U-образной трубки, одно колено которой было открыто, а второе через гибкий шланг соединялось с внутренней полостью колеса.

На рис. 2 представлены зависимости коэффициентов удельной тяги (сцепления) и коэффициентов сопротивления движению f от коэффициента буксования S для макетов № 3 и с ведомым колесом диаметром 1,0 м. Анализ результатов показывает, что у макета № 3 коэффициент сопротивления движению остается практически постоянным и довольно низким 30 Разработкасистемпередвижениямарсоходовспневматическимиколёсами во всем диапазоне коэффициентов буксования при избыточном давлении в шинах 350 мм водяного столба (примерно 3,4 кПа или 0,034 физ. атм.).

Заметим, что макет № 3 преодолевал камни и ров с высотой стенки до 0,7 м.

Рис. 2. Графики зависимости коэффициентов сцепления и сопротивления качению f от коэффициента буксования S:

3. Новые концепции систем посадки и передвижения марсоходов В процессе выполнения проекта были предложены три основные концепции СП марсохода, из которых в концепциях № 1 и использованы надувные колеса, а в концепции № 3 — жесткие складные колеса, развертываемые только на месте эксплуатации. Очевидно, что посадочный модуль с СП концепции № должен иметь в своем составе традиционную жесткую капсулу,

ПЛЕНАРНЫЕДОКЛАДЫ

внутри которой размещается марсоход. Поэтому последняя концепция проигрывает традиционным решениям по массовым характеристикам. В концепциях № 1 и 2 развертывание марсохода на поверхности после посадки и установку его в рабочее положение предполагается осуществлять главным образом с помощью собственных механизмов и пневмосистемы СП. Все предложенные СП имеют колесную формулу 44. Рассмотрим только наиболее перспективную концепцию № 1. Общий вид СП по этой концепции приведен на рис. 3.

Система передвижения имеет единую жесткую раму, на которой с помощью рычагов подвески установлены надувные колеса. Колеса снабжены индивидуальными рулевыми приводами (РП) для их разворота. Рычаги подвески снабжены приводами подвески (ПП), которые обеспечивают укладку и развертывание СП, а также контакт всех колес с грунтом при движении (при этом ПП работают в следящем режиме). Кроме того, рычаги ПП связаны с рамой через упругие шарниры, которые дают возможность увеличивать поперечный габарит СП при развертывании.

32 Разработкасистемпередвижениямарсоходовспневматическимиколёсами В рабочем положении эти шарниры должны быть зафиксированы. Конфигурация марсохода в транспортном положении и при посадке, после завершения этапа аэродинамического торможения (перед первым касанием поверхности), показана на рис. 4.

В транспортном положении рычаги подвески скрещиваются, укладываются вдоль корпуса марсохода, поджимаются к бортам и фиксируются в этом положении. После аэродинамического торможения, перед посадкой, колеса надуваются, обеспечивая защитный пояс в горизонтальной плоскости. Снизу защиту от первого, наиболее сильного удара при посадке обеспечивает дополнительный баллон. Для защиты сверху можно применить легкий щиток из пенопласта.

Рис. 4. Общий вид марсохода в транспортном положении (а) После посадки сначала отделяются дополнительный баллон и щиток. При этом марсоход может оказаться в одном из двух устойчивых положений: днищем вниз или днищем вверх. В процессе развертывания марсохода в рабочее положение из второго,

ПЛЕНАРНЫЕДОКЛАДЫ

менее благоприятного положения сначала освобождают колеса, зафиксированные на корпусе марсохода. Далее включением ПП устанавливают рычаги подвески в рабочее положение.

При этом освобождаются шарниры, связывающие рычаги с ПП, и упругие элементы поворачивают рычаги в поперечном направлении, производится фиксация шарниров, а РП устанавливают колеса в исходное положение.

Маневрирование марсохода осуществляется одним из двух способов: поворот на месте, при котором при помощи РП оси колес ориентируют в направлении геометрического центра марсохода, и поворот в движении, при котором оси колес ориентируют в направлении точки, лежащей за пределами марсохода.

Приводы подвески, помимо своих основных функций, могут выполнять некоторые дополнительные: уменьшение клиренса вплоть до посадки днищем на грунт; увеличение клиренса; ориентацию панелей солнечных батарей перпендикулярно солнечному потоку при зарядке аккумулятора. При совместной работе ПП и колесных приводов возможна реализация колесношагающего режима движения с различными походками, определяемыми алгоритмами работы приводов.

4. Концепция системы посадки и ее компонентов Как следует из изложенного, система посадки включает четыре надувных колеса, между которыми расположен дополнительный баллон, и пневмосистему, размещенную в их внутренних объемах. Колеса и баллон выполняются по схеме «покрышка + камеры», где покрышка играет роль силовой оболочки, а камеры обеспечивают герметичность. Покрышка выполняется из ткани типа кевлар или нитей СВМ (сверхвысокомодульный материал) с большой удельной прочностью на разрыв. Из ткани изготавливаются беговая дорожка (с напылением силиконовой резиной), боковины, перемычки между камерами, внешняя оболочка ресивера. Каждое колесо имеет две камеры, образующие беговые дорожки, плюс камеру ресивера и снабжено индивидуальной, частично резервированной, пневмосистемой (рис. 5). Ресивер выполняет несколько функций: амортизация при осевых (по отношению к колесам) ударах о поверхность; аккумуляция газовой смеси при движении; обеспечение осевой жесткости надувных колес; участие (наряду с камерами колес) 34 Разработкасистемпередвижениямарсоходовспневматическимиколёсами в рассеивании энергии при первом и последующих касаниях.

Грунтозацепы крепятся к покрышке беговой дорожки с помощью заклепок с прокладками из высокопрочных лент. Камеры колеса склеиваются из тканепленочного материала T-1974-M, а камера ресивера изготавливается из латексной резины Nepren-700. Масса дополнительного баллона с собственным газогенератором составляет примерно 10 кг, масса материала камер и покрышек каждого колеса — 6 кг.

Пневмосистема колеса состоит из трех азотных газогенераторов, установленных в каждой из трех камер, компрессора и пневмоэлементов (электроклапаны, датчики давления, проверочная горловина, фильтры). Кроме того, в каждом колесе находятся телеметрические датчики температуры и давления, а компрессор соединяется с камерами с помощью газовых каналов и трубок через три торцевых уплотнения. Материалы колес

ПЛЕНАРНЫЕДОКЛАДЫ

и компоненты пневмосистемы применялись в системах посадки российских космических аппаратов.

Дополнительный баллон имеет разрывную мембрану диаметром 150…200 мм, с разрывным давлением 70 кПа. Перед посадкой камеры каждого колеса и дополнительный баллон практически мгновенно наполняются газовой смесью до давления 30…50 кПа с помощью азотных газогенераторов. При таком давлении происходит первое касание поверхности Марса покрышкой баллона. В процессе ударного взаимодействия быстрее всего растет давление в баллоне, что приводит к расчетному разрыву мембраны баллона для снижения энергии первого отскока.

Прогиб баллона достигает 0,5…0,6 м, а погашенная энергия составляет 50 % энергии спуска. Амортизация последующих касаний поверхности осуществляется уже только камерами надувных колес. Моделирование посадки показало, что перегрузка при первом касании не превышает 70.

После успокоения аппарата и завершения процесса посадки давление в камерах колес снижается до заданной величины (примерно 5…8 кПа) вследствие неизбежных утечек смеси и автоматической перекачки этой смеси из камер колеса в ресиверы.

Автоматически обеспечивается и выравнивание давления между камерами каждого колеса.

После снижения давления в колесах менее 5 кПа начинается подкачка забортной газовой среды с помощью компрессора.

При необходимости снижения давления в колесе до 3,4 кПа (для преодоления крутых песчаных уклонов) компрессор перекачивает воздух из камер колеса в камеру ресивера, а при движении на равнинных участках восстанавливает исходное давление в камерах колес и ресиверов и так далее.

5. Сравнительные проектные характеристики СП Проектные проработки позволили сделать следующую оценку масс компонентов СП (масса одного элемента / суммарная масса): колесный привод с опорами ступицы и уплотнениями — 13,5 / 54 кг; привод подвески — 3 / 12 кг; аппаратура пневмосистемы — 4,5 / 18 кг; трехкамерное колесо со ступицей — 10 / 40 кг; рулевой привод — 4 / 16 кг; рама с рычагами подвески — 48…50 кг. Полная масса СП составляет 190 кг, следовательно, масса марсохода при полезной нагрузке 140 кг 36 Разработкасистемпередвижениямарсоходовспневматическимиколёсами составит 330 кг, а масса посадочного модуля, с учетом массы дополнительного баллона, оказывается примерно равной массе посадочного модуля проекта xMars с традиционной системой посадки. Эти и другие важнейшие характеристики СП приведены в таблице для номинальной скорости движения обоих марсоходов в колесном режиме 0,028 м / с.

необходимая поверхности для движения, ствия Показана конкурентоспособность новых концепций трансформируемых СП с надувными колесами. Четырехколесный марсоход с диаметром надувных колес 1,3 м укладывается в объем, ограниченный габаритами 1,451,20,6 м. В развернутом

ПЛЕНАРНЫЕДОКЛАДЫ

положении марсоход имеет базу 2,5 м, колею 1,7 м, максимальный клиренс 1,45 м. Даже в колесном режиме такой марсоход способен преодолевать ступеньки высотой 0,55 м и подъемы с углом естественного откоса сыпучих грунтов (30…33°).

Возможна и реализация резервного колесно-шагающего способа движения. Предложена концепция трехкамерных колес, приведены результаты изысканий отечественных материалов и технологии изготовления надувных колес, а также компонентов пневмосистемы, которые удовлетворяют условиям эксплуатации на Марсе. Новые концепции нуждаются в экспериментальной проверке на макетах СП и надувных колес.

1. Отчет по проекту NTA-CN № 03-53-4063 «nnate Mars explratn rer usn nflatable r unfldn wheel», r. Mhel Maurette, CN, Tuluse, Frane, 2006.

2. Планетоходы. 2-е изд., перераб. и доп. / Кемурджиан А. Л., Громов В. В., Кажукало И. Ф., Маленков М. И., Мишкинюк В. К., Петрига В. Н., Розенцвейг И. И. М.: Mашиностроение, 1993.

3. Передвижение по грунтам Луны и планет / Громов В. В., Забавников Н. А.., К емурджиан А. Л.., Кажукало И. Ф., Маленков М. И., Наумов В. Н.., Назаренко В. П., Рождественский Ю. В. М.: Машиностроение, 1986.

4. xMars09 A CF tudy Reprt, Ref. CF-14 (A), Au. 2002.

УДК 629.7.

НАЗеМНЫе ИСПЫТАНИЯ КОСМИЧеСКИХ ПРИБОРОВ

В ИКИ РАН

Институт космических исследований Российской академии наук, Для проведения испытаний научных приборов, предназначенных для установки на борт космического аппарата, исследования их работоспособности в составе бортового комплекса и в условиях космического пространства ИКИ располагает контрольно-испытательной станцией (КИС), основанной в 1976 г.

На проведение испытаний у КИС имеется аттестат аккредитации испытательного центра.

На базе КИС возможно проведение основных видов испытаний.

Термовакуумные испытания — проверка научной аппаратуры (НА) в условиях, приближенных к космическому пространству по воздействию вакуума, «холодного и черного космоса» и солнечного излучения, используются одна большая (ТВУ-100) и две малые термовакуумные камеры (ТВУ-2.5) (рис. 1–3). Одна из малых термовакуумных камер объединена в комплекс с имитатором солнечного излучения ИСИ-0.8.

Электромагнитные испытания — проверка научной аппаратуры на электромагнитную совместимость, проводится на специальном стенде, с помощью которого можно измерять электрические и магнитные поля, а также величины излучаемых токов помех в цепях питания (рис. 4, 5).

Климатические испытания — для проведения климатических испытаний используются три камеры, позволяющие имитировать климатические условия различных районов Земли.

Камеры отличаются объёмами полезного пространства и рабочими параметрами (объём полезного пространства камер от 0, до 3м3) (рис. 6, 7).

Механические испытания включают испытания на вибропрочность, на удар, на линейные перегрузки (рис. 8, 9).

ПЛЕНАРНЫЕДОКЛАДЫ

Рис. 4. Комплекс электромаг- Рис. 5. Высокочастотная 40 НаземныеиспытаниякосмическихприбороввИКИРАН Рис. 6. Климатическая камера Рис. 7. Климатическая камера Рис. 8. Вибростенд ВЭДС-1500 Рис. 9. Центрифуга Ц-100\ Представленная аппаратура использовалась для проведения испытаний НА по проектам «Интербол», «Марс-96», МКС, «Фобос», прибора ХеНД и отработки звездных датчиков БОКЗ-М, ОСД, МСУ.

Данная аппаратура будет использоваться для отработки НА проектов «Фобос-Грунт», МКС, а также ДАН, ХеНД, МГАС, «Фобос-ХеНД».

координатно-временные СиСтемы С иСПользованием коСмичеСких технологий УДК 629.

ИНТеГРАЦИЯ КОМАНДНЫХ ПРИБОРОВ

КАК ПУТЬ ОПТИМИЗАЦИИ СИСТеМЫ УПРАВЛеНИЯ

КОСМИЧеСКОГО АППАРАТА

Г. А. Аванесов, Р. В. Бессонов, А. И. Карелов Институт космических исследований Российской академии наук, Система управления движением космического аппарата (КА) состоит из набора командных приборов, измеряющих параметры углового движения и координаты центра масс и передающих эту информацию в бортовую вычислительную систему (БВС).

БВС определяет рассогласование требуемой траектории движения с измеренной. Рассчитываются необходимые для коррекции движения силовые воздействия, воспроизводимые с помощью имеющихся на борту исполнительных органов (маховики, реактивные двигатели).

Параметры угловой ориентации космического аппарата (КА) определяются при совместном использовании гироскопов, оптических приборов (звездных датчиков — ЗД, солнечных датчиков — СД, датчиков горизонта — ИКВ) и магнитометров. При современном уровне развития перечисленной аппаратуры на борту должно быть установлено более одного типа приборов, измеряющих параметры угловой ориентации, для обеспечения надежного управления КА. Установка на борту КА нескольких приборов, решающих одну и ту же задачу, приводит к повышению массы, габаритов, энергопотребления и в результате — стоимости космического проекта. Одним из путей развития систем управления КА является разработка прибора, способного в автономном режиме определять параметры ориентации, обеспечивающие надежное управления КА.

Из-за дрейфов гироскопы никогда не будут способны длительно работать в автономном режиме без корректирующего прибора. Солнечные датчики и датчики горизонта имеют две чувствительные оси, поэтому создание автономного измерителя трехосной ориентации на их основе нецелесообразно. У магнитометров — 44 ИнтеграциякомандныхприборовкакпутьоптимизациисистемыуправленияКА низкие показатели точности вследствие флуктуаций магнитосферы и их применение ограничено. Современные звездные датчики (ЗД) имеют ряд недостатков, не допускающих их самостоятельного использования на борту КА, но с уверенностью можно сказать, что при дальнейшем развитии характеристик ЗД они станут основой для построения прибора, способного автономно решать задачу определения трехосной ориентации КА. Сравнительные характеристики современных приборов космической ориентации приведены в таблице.

Сравнительные характеристики современных приборов вительных осей ние, Вт чи информации об ориентации, Гц скорость, град / с В настоящее время звездные датчики не могут быть использованы в автономном режиме на борту современных КА:

• из-за недостаточной частоты выдачи информации об ориентации;

• низкой допустимой угловой скорости;

• недостаточной помехозащищенности.

Недостаточная частота выдачи информации об ориентации может привести к снижению точности ориентирования КА, а в ряде случаев — к его раскачиванию и возникновению резонансных колебаний в деталях конструкции. Низкая допустимая угловая скорость может вызвать потерю ориентации приборов при маневре КА или после отделения КА от ракетоносителя.

Главными на сегодняшний день помехами ЗД являются небесные С е к ц и я 1. КООРДИНАТНО-ВРЕМЕННЫЕСИСТЕМЫСИСПОЛЬЗОВАНИЕМ… тела, такие как Солнце, Луна, Земля, попадание которых в поле зрения прибора также приводит к потере его ориентации.

Звездный датчик представляет собой объектив, в фокусной плоскости которого располагается ПЗС-матрица. Собранные объективом фотоны от звезд попадают в элементы ПЗС-матрицы и преобразуются в электрический заряд, который передается в виде аналогового сигнала в аналого-цифровой преобразователь (АЦП). После АЦП-преобразования цифровой сигнал попадает в процессор, где определяются параметры ориентации системы координат, связанной с прибором в инерциальной системе координат, путем сравнения угловых расстояний между энергетическими центрами яркости звезд на кадре изображения звездного неба и звезд из каталога, хранящегося в памяти прибора.

Количество хранящихся в приборном каталоге звезд зависит от размера поля зрения прибора, так как для определения ориентации необходимо, чтобы в поле зрения прибора попадало не менее трех звезд. Увеличение поля зрения прибора приводит к уменьшению количества каталожных звезд и снижению наибольшего значения входящих в каталог звездных величин.

Использование меньшего количества каталожных звезд при расчете параметров ориентации сокращает количество вычислений, а работа с более яркими звездами существенно понижает время экспонирования ПЗС-матрицы. Кроме того, с увеличением поля зрения расширяется рабочий диапазон угловых скоростей прибора. Использование большего поля зрения прибора требует увеличения размера и массы светозащитной бленды — оптического узла, необходимого для ослабления боковой засветки объектива от Солнца и других небесных тел, расположенных под определенным углом к оптической оси прибора.

Таким образом, при одних и тех же массово-габаритных характеристиках всегда возможна замена одного параметра прибора — помехозащищенности — двумя другими — частотой выдачи ориентации и допустимой угловой скоростью.

Один из перспективных путей развитии ЗД — разработка более технологичной бленды [1], позволяющей увеличить поле зрения прибора при сохранении его массы и габаритов. Однако данный путь развития напрямую связан с ростом технологий и в настоящее время трудно реализуем, поэтому дальнейшие 46 ИнтеграциякомандныхприборовкакпутьоптимизациисистемыуправленияКА рассуждения о развитии параметров ЗД основаны на сегодняшних характеристиках:

• угол засветки бленды 30 угл. град.;

• максимальное значение звездной величины, регистрируемой прибором, mv 7;

• размер пиксела ПЗС-матрицы a 16 мкм;

• диаметр входного отверстия объектива D 15 мм;

• фокус объектива f 60 мм.

Частота определения ориентации ЗД и допустимая угловая скорость КА, при которой ЗД не теряет своей работоспособности, напрямую связана с точностью определения им ориентации системы координат прибора (ПСК) в инерциальной системе координат (ИСК). Точность определения ориентации ПСК в ИСК, в свою очередь, во многом связана с точностью определения направления на отдельную звезду. Используемый в ЗД алгоритм позволяет определять направление на звезды, изобразившиеся в поле зрения прибора с субэлементной точностью, т. е. с ошибками, существенно меньшими углового размера пиксела. Для реализации подобного алгоритма необходимо обеспечить покрытие оптическим изображением звезды достаточного количества пикселов. Чтобы придать оптическому изображению звезды нужные размеры, применяют дефокусировку объектива. При небольшой дефокусировке распределение энергии в изображении звезды достаточного хорошо описывается законом кругового нормального распределения вероятностей.

Существует множество методов определения энергетических центров функций, описанных дискретной структурой, которые не рассматриваются в данной работе. единственным общим для всех этих алгоритмов является наличие методических ошибок при определении координат центра изображения звезды [2], величина которых не превышает 1 угл. с. Влияние методической ошибки возможно компенсировать программно-алгоритмическим путем и довести ее величину до 0,15 угл. с.

Необходимо отметить, что, помимо методических ошибок, на точность работы ЗД влияет множество факторов, таких как неточность изготовления объектива, тепловое воздействие на электронику и элементы конструкции, попадание в пиксели ПЗС-матрицы заряженных частиц радиационных поясов Земли, С е к ц и я 1. КООРДИНАТНО-ВРЕМЕННЫЕСИСТЕМЫСИСПОЛЬЗОВАНИЕМ… а также солнечных и галактических лучей, неточность определения ориентации приборной системы координат относительно системы координат посадочного места прибора и т. д. Однако все перечисленные факторы либо не связаны, либо слабо связаны с такими характеристиками прибора, как частота определения ориентации и допустимая угловая скорость. Наиболее существенно на частоту определения ориентации ЗД и диапазон его рабочих угловых скоростей влияют собственный шум прибора и квантовые свойства света, величина ошибки от которых падает с увеличением времени экспозиции.

Точность определения направления на звезду [3, 4] 7-й величины, выраженная в угловых секундах, оценивается по следующему соотношению:

где — среднеквадратическая ошибка определения направления на звезду; U — дисперсия сигнала, выраженная в пикселах, учитывающая размазывания сигнала по ПЗС-структуре за счет дефокусировки и вследствие движения КА; при угловой скорости КА, равной нулю, значение U 0,75 (получено опытным путем); / ш — отношение сигнала к шуму; p 206 264 — количество угловых секунд в одном радиане; а — размер пиксела ПЗС-матрицы.

При отсутствии фоновой подсветки отношение сигнала к шуму записывается в следующем виде:

где Q — выраженный в электронах сигнал от звезды; — дисперсия темнового сигнала, отнесенная к одному пикселю; nx, ny — размеры изображения звезды в направлениях x и y, выраженные в пикселях ПЗС-матрицы;

48 ИнтеграциякомандныхприборовкакпутьоптимизациисистемыуправленияКА здесь t — время экспонирования; V — доля энергии от звезды в круге с диаметром n; — длина световой волны; N() — спектральная плотность фотонной освещенности от звезды на объективе; () — спектральное пропускание объектива и светофильтра; () — спектральная квантовая эффективность ПЗС-матрицы.

На рис. 1 показана диаграмма относительного количества звезд различных спектральных классов. Видно, что преобладают звезды класса К и А, у которых спектральная плотность фотонной освещенности для 7-й величины представлена на рис. 2.

На рис. 3 и 4 приведены характерные кривые пропускания системы объектив — светофильтр и квантовой эффективности ПЗС-матрицы.

При дефокусировке звезды 7-й величины на три (n nx ny 3) элемента ПЗС-матрицы и U 0,75 в соответствии с формулой (4) при определении центра изображения звезды будет использовано 0,865 от всей пришедшей от нее энергии.

Используя выражение (3) и графики, приведенные на рис. 2–4, получаем, что за секунду времени в результате воздействия фотонов от звезды 7-й величины класса К0, собранных объективом в круге диаметром 3 пиксела, на ПЗС-матрице образуется Q 5000 электронов.

На рис. 5 представлены результаты расчета случайной ошибки определения направления на отдельную звезду, вызванной влиянием собственного шума прибора и фотонного шума светового излучения, в зависимости от времени экспонирования.

Рис. 1. Диаграмма относительного количества звезд С е к ц и я 1. КООРДИНАТНО-ВРЕМЕННЫЕСИСТЕМЫСИСПОЛЬЗОВАНИЕМ… Рис. 2. Спектральная плотность фотонной освещенности от звезд Рис. 3. Спектральное пропускание системы объектив – светофильтр На графике приведены зависимости среднеквадратических ошибок от времени выдержки для двух приборов, обладающих собственным шумом 70 электронов, что соответствует современным приборам, и 10 электронов. Тонкой линией на графике показана величина ошибки, вызванной влиянием только 50 ИнтеграциякомандныхприборовкакпутьоптимизациисистемыуправленияКА Рис. 4. Спектральная квантовая эффективность ПЗС-матрицы Рис. 5. Среднеквадратическая ошибка определения направления на звезду, вызванная собственными шумами прибора и фотонным фотонного шума. Из графика видно, что для прибора, обладающего собственным шумом в 10 электронов, величина случайной ошибки составляет 1 угл. с при времени накопления сигнала 0,15 с, тогда как ошибка в приборе с шумом в 70 электронов достигает значения 4 угл. с при том же времени экспонирования.

С е к ц и я 1. КООРДИНАТНО-ВРЕМЕННЫЕСИСТЕМЫСИСПОЛЬЗОВАНИЕМ… Период определения ориентации складывается из времени экспонирования, считывания информации с ПЗС-матрицы и обработки информации. В настоящее время в ЗД используются ПЗС-матрицы, которые производят экспонирование и считывание последовательно. Использование ПЗС-матриц, способных производить считывание информации одновременно с экспонированием, позволит сделать процесс параллельным и увеличить частоту определения ориентации до 10 Гц.

При возникновении угловых подвижек КА изображение звезды на ПЗС-матрице увеличится вдоль направления движения на величину где М — выраженная в пикселах величина смаза изображения;

— скорость вращения КА (считается постоянной за время экспонирования); t — время выдержки (экспонирования).

Распределение энергии в смазанном изображении звезды будет представлять собой свертку статического изображения с прямоугольной функцией, описывающей смаз изображения при движении КА. Дисперсия подобного распределения вероятностей определяется следующей формулой:

где К — дисперсия сигнала, выраженная в пикселях, учитывающая размазывания сигнала по ПЗС-структуре за счет дефокусировки.

При увеличении параметра М, с одной стороны, возрастает полезный сигнал от звезды (за счет пропорционального увеличения выдержки), с другой стороны, растет приборный шум (за счет включения в работу большего количества пикселов).

При значительных угловых скоростях оптимальному балансу между указанными факторами соответствует величина М 4, при которой получается минимальное значение среднеквадратической ошибки определения направления на звезду.

С использованием формул (1)–(6) и зависимостей, изображенных на рис. 1–4, получено и показано на рис. 6 значение среднеквадратической ошибки определения направления на звезду при различных угловых скоростях движения КА и времени 52 ИнтеграциякомандныхприборовкакпутьоптимизациисистемыуправленияКА накопления сигнала t 0,15 с. Как и на рис. 5, на рис. 6 графики построены для двух приборов, обладающих собственным шумом в 70 и 10 электронов. Тонкой линией на графике изображена величина ошибки, вызванной влиянием только фотонного шума.

Рис. 6. Среднеквадратическая ошибка определения направления на звезду в зависимости от угловой скорости вращения КА Из предыдущих рассуждений видно, что два недостатка ЗД, не допускающие в настоящее время их использования на борту КА без дополнительной поддержки, могут быть устранены путем использования более передовых технологий:

• разработки новой бленды;

• изготовления менее шумящего узла ПЗС – усилитель – АЦП (возможно, на одном кристалле) • применения более скоростных ПЗС-матриц.

Перечисленные пути развития ЗД наверняка будут реализованы в будущем, но на данном этапе представляются долгосрочными. Кроме того, как показано на рис. 6, значение среднеквадратической ошибки определения направления на звезду при угловых скоростях вращения КА более 5 град / и частоте работы прибора около 10 Гц не может быть ниже 20 угл. с. Остается также нерешенной проблема засветки поля зрения прибора Солнцем, Землей и Луной.

Чрезвычайно перспективным направлением развития ЗД является их интеграция с датчиками угловых скоростей низкой С е к ц и я 1. КООРДИНАТНО-ВРЕМЕННЫЕСИСТЕМЫСИСПОЛЬЗОВАНИЕМ… и средней точности. На практике нештатные ситуации, приводящие к потере ориентации ЗД в результате возникновения высоких угловых скоростей КА или попадания в поле зрения прибора крупного небесного тела, редки, а их длительность не превышает 15 мин.

Интегрирование в ЗД низкоточных датчиков угловых скоростей (ДУС), построенных на основе микроэлектромеханической технологии (МЭМС), позволяет, практически не повышая массы, габаритов и энергопотребления ЗД, значительно повысить их автономность. После отстыковки КА от ракетоносителя по показаниям ДУС можно погасить угловые скорости КА до величин, допустимых для включения ЗД. При штатной работе ЗД производится непрерывная астрокоррекция дрейфов ДУС, которая обеспечивает максимально точную их выставку на текущий момент времени. При потере ориентации ЗД на период не более 15 мин ДУС предоставят априорную информацию об ориентации, необходимую для быстрого восстановления работоспособности ЗД. Результатом интеграции ЗД и низкоточных ДУС является автономный прибор, не требующий информации от других измерителей угловой ориентации.

Интеграция ЗД с ДУС средней точности позволит уже на сегодняшний день решить задачи повышения частоты выдачи информации и точности определения ориентации в инерциальной системе координат при высоких угловых скоростях КА. Таким образом, подобная комбинация аппаратных средств представляет собой прибор, способный определять параметры ориентирования, обеспечивающие надежное управление КА без дополнительных приборов, измеряющих угловую ориентацию.

Интеграция пары ЗД — ДУС с системой спутниковой навигации (ССН) позволит решать задачу орбитальной ориентации и расчета положения небесных тел на небесной сфере, а значит, предсказывать появление помехи в данной оптической головке, опять же повышая помехозащищенность системы. Такое объединение позволяет осуществлять управление исполнительными органами непосредственно из блока ЗД — ДУС — ССН, а БВС будет выполнять контролирующе-командные функции.

Интеграционный путь развития командных приборов КА позволяет существенно снизить общую массу, габариты и энергопотребление аппаратуры. Понижается общее число интерфейсных 54 ИнтеграциякомандныхприборовкакпутьоптимизациисистемыуправленияКА элементов и элементов питания. Предоставляются новые возможности для оптимизации электронных схем и загруженности элементов. Повышается информативность приборов, а значит, их надежность и автономность. Расположение элементов в одном геометрическом пространстве существенно уменьшает массу их радиационной защиты.

1. Якушенков Ю. Г., Луканцев В. Н., Колосов М. П. Методы борьбы с помехами в оптико-электронных приборах. М.: Радио и связь, 1981.

2. Ален К. У. Астрофизические величины. М.: Мир, 1977.

3. Форш А. А., Чесноков Ю. М. Оптимизация и выбор параметров ТВкамер звездных координаторов: Препринт. Пр-2078. М.: ИКИ 4. Аванесов Г. А., Зиман Я. Л., Красиков В. А. и др. Математическое обеспечение определения ориентации КА по изображениям звездного неба // Оптико-электронные приборы в космических экспериментах: Сб. М.: Наука, 1983.

УДК 535.

ИССЛеДОВАНИе ВЛИЯНИЯ КОСМИЧеСКОЙ

РАДИАЦИИ НА ЭЛеКТРОРАДИОИЗДеЛИЯ

И ОПТИКО-ЭЛеКТРОННЫе ПРИБОРЫ

Институт космических исследований Российской академии наук, Разработка и создание приборов астроориентации — звездных и солнечных датчиков — является одним из базовых направлений деятельности Оптико-физического отдела Института космических исследований Российской академии наук (ОФО ИКИ РАН).

Производителям приборов космического назначения необходимо знать, как будут изменяться параметры тех или иных электронных элементов и микросхем при воздействии на них радиации космического пространства. Поэтому в отделе в течение последних лет активно реализуется программа радиационных исследований, основные результаты которой представлены в настоящей работе.

Начало программе радиационных исследований Оптико-физического отдела ИКИ РАН было положено в 2000 году, после того как от звездных датчиков БОКЗ, функционирующих в составе космического аппарата (КА) «Ямал-100», в периоды после мощных солнечных вспышек стали поступать изображения, содержащие большое количество помеховых объектов (рис. 1).

Одна из особенностей приборов БОКЗ, установленных на КА «Ямал-100», — ограниченный объем видеобуфера. Из-за наличия большого количества помеховых объектов на изображениях переполнение видеобуфера наступало до регистрации полного кадра (см. рис. 1).

56 Исследованиевлияниякосмическойрадиациинаэлектрорадиоизделия… Рис. 1. Изображение, полученное с прибора БОКЗ Изображения, аналогичные зарегистрированным приборами БОКЗ, были также получены аппаратурой с ПЗС-матрицами, установленной на других КА. Снимок, зарегистрированный после солнечной вспышки установленным на КА OHO коронографом ACO, представлен на рис. 2.

Из рисунков видно, что в течение двух часов после регистрации солнечной вспышки значительно возросло число помеховых объектов на получаемых с приборов изображениях. В то же время, как видно на рис. 3, детекторы протонов, установленные на спутниках GO, показали возрастание потоков протонов различных энергий на геостационарных орбитах.

Возвращаясь к изображениям, полученным от приборов БОКЗ (см. рис. 1), видим, что на них присутствовали как точеченые, так и трековые объекты, причем длина трековых объектов составляла в некоторых случаях более 100 элементов ПЗС-матрицы. В таких условиях работа программно-алгоритмического обеспечения приборов БОКЗ была нарушена, и параметры ориентации не определялись.

С е к ц и я 1. КООРДИНАТНО-ВРЕМЕННЫЕСИСТЕМЫСИСПОЛЬЗОВАНИЕМ… Рис. 2. Снимок, зарегистрированный после солнечной вспышки установленным на КА OHO коронографом ACO –2 – Рис. 3. Данные детекторов протонов, установленных на КА GO 58 Исследованиевлияниякосмическойрадиациинаэлектрорадиоизделия… Проведенный на Земле анализ изображений позволил предположить, что причиной возникновения точечных и трековых помеховых объектов являлись протоны солнечных вспышек, пронизывающих ПЗС-матрицу под разными углами к ее поверхности. При этом доля трековых объектов на изображениях оказалась больше, чем можно было ожидать, исходя из теоретических предположений. Для разрешения всех спорных и сомнительных вопросов в ноябре 2001 года был проведен эксперимент по облучению ПЗС-матрицы «Лев-2» в составе прибора БОКЗ-М на ускорителе протонов в Институте теоретической и экспериментальной физики (ИТЭФ). В процессе эксперимента ставилась задача моделирования условий возникновения помеховых объектов, главным образом имеющих форму вытянутых треков, на изображениях ПЗС. В результате варьирования энергий протонов, а также углов их падения на ПЗС-матрицу были получены изображения, содержащие большое количество длинных треков, подобных тем, что были зарегистрированы приборами БОКЗ после солнечных вспышек. Пример изображения, полученного при испытаниях в ИТЭФ, представлен на рис. 4.

Таким образом, результаты проведенного эксперимента позволяли утверждать, что в периоды после солнечных вспышек помеховые объекты на ПЗС образуются под воздействием потоков протонов. При этом точечные объекты образуются за счет прохождения протонов через ПЗС под углами, близкими к нормали к ее поверхности, а трековые объекты — протонами, проходящими через чувствительный слой под малыми (скользящими) углами к поверхности ПЗС. Кроме того, анализ изображений, полученных при различных углах падения протонов на ПЗС при эксперименте на ускорителе, позволил уточнить данные о толщине слоя ПЗС-матрицы «Лев-2», с которого происходит сбор заряда протонами. На основе экспериментальных данных была проведена модернизация звездного датчика, заключающаяся в перераспределении материала конструкции прибора вокруг ПЗС и направленная на повышение защиты ПЗС от воздействия заряженных частиц космического пространства.

Первый опыт работы звездных датчиков БОКЗ в условиях воздействия повышенных потоков протонов показал необходимость разработки помехозащищенного алгоритма работы С е к ц и я 1. КООРДИНАТНО-ВРЕМЕННЫЕСИСТЕМЫСИСПОЛЬЗОВАНИЕМ… прибора, позволяющего идентифицировать звезды на изображении даже при наличии на нем большого числа помеховых звездоподобных объектов. В настоящее время такой алгоритм разработан и используется во всех новых модификациях звездных датчиков семейства БОКЗ-М.

Рис. 4. Изображение, полученное при испытаниях прибора БОКЗ-М К числу экспериментальных работ на ускорителе протонов в ИТЭФ относятся испытания, целью которых являлась оценка вероятности возникновения одиночных сбоев в электронике БОКЗ-М под воздействием протонов. На рис. 5 показана установка 1, из которой выводятся протоны, и прибор БОКЗ-М 2 с установленным на нем имитатором звезд 3. Перед прибором расположен детектор флюенса 4, обеспечивающий измерение падающего на прибор флюенса протонов.

В процессе эксперимента прибор БОКЗ-М подвергался воздействию протонов с энергиями 100 и 150 МэВ. С помощью имитатора звезд в поле зрения прибора проецировалось изображение 60 Исследованиевлияниякосмическойрадиациинаэлектрорадиоизделия… участка небесной сферы, сам прибор БОКЗ-М находился в штатном режиме работы, обновляя каждые три секунды информацию об ориентации. Вывод протонов из ускорителя осуществлялся в импульсном режиме, значение интенсивности потока протонов, падающих на прибор, изменялось в процессе эксперимента от 250 до 3575 частиц / см2·имп. (табл. 1).

Рис. 5. Испытания прибора БОКЗ-М на ускорителе протонов Итого:

С е к ц и я 1. КООРДИНАТНО-ВРЕМЕННЫЕСИСТЕМЫСИСПОЛЬЗОВАНИЕМ… Как следует из табл. 1, при суммарном флюенсе протонов ~1,1·107 частиц / см2 электроника прибора БОКЗ-М функционировала без сбоев. На основе экспериментальных результатов были получены оценки верхнего предела вероятности одиночного сбоя прибора БОКЗ-М при его функционировании в периоды после солнечных вспышек при максимальных потоках солнечных протонов (~ 6·10–5 кадр–1), а также верхнего предела вероятности одиночного сбоя прибора БОКЗ-М при его функционировании в условии воздействия потока протонов внутреннего радиационного пояса (~ 6·10–4 кадр–1).

2. Исследование влияния ионизирующего излучения на электрорадиоизделия, входящие в состав приборов БОКЗ-М и оптического солнечного датчика (ОСД) Звездные и солнечные датчики, предназначенные для установки вне гермоотсека несущего их аппарата, в течение всего срока активного существования (САС) подвержены воздействию ионизирующего излучения космического пространства.

Важным направлением радиационных исследований, проводимых в ОФО ИКИ РАН, является изучение характера изменения функциональных параметров ПЗС-структур при накоплении в них поглощенных доз.

Эксперимент по исследованию стойкости ПЗС-матрицы «Лев-2», входящей в состав приборов БОКЗ и БОКЗ-М, к воздействию гамма-излучения проводился в течение двух лет.

Испытания осуществлялись на гамма-терапевтическом аппарате РОКУС-АМ на базе источника 60Со. В качестве контролируемых параметров рассматривался средний уровень темнового сигнала ПЗС. На рис. 6 представлена зависимость изменения контролируемого параметра от времени на всем интервале измерений.

Облучение ПЗС-матрицы «Лев-2», находящейся в составе прибора БОКЗ-М, проводилось поэтапно. На рис.6 указаны моменты облучений ПЗС-матрицы при темпе вноса дозы 1 рад / с.

На интервалах времени между облучениями ПЗС-матрица находилась в составе прибора БОКЗ-М при комнатной температуре.

При этом регулярно проводившиеся измерения ее темнового сигнала показывали, что он продолжает расти даже после окончания облучения (см. рис. 6). В конечном итоге в ПЗС-матрицу 62 Исследованиевлияниякосмическойрадиациинаэлектрорадиоизделия… «Лев-2» была внесена суммарная поглощенная доза 16 крад, при этом ее средний темновой сигнал возрос со 183 градаций 12-разрядного аналого-цифрового преобразователя (АЦП) до 620 градаций АЦП, а неоднородность темнового сигнала (СКО) возросла с 6 до 15 градаций АЦП. В настоящее время уровень темнового сигнала облученной ПЗС-матрицы установился на отметке ~600 градаций 12-разрядного АЦП. Такое изменение темнового сигнала ПЗС и его неоднородности допустимо и не влияет на функциональные характеристики прибора БОКЗ-М.

В процессе наблюдения за параметрами облученной ПЗС был обнаружен интересный эффект, заключающийся в уменьшении среднего уровня темнового сигнала ПЗС-матрицы при нахождении прибора во включенном состоянии, сопровождающемся охлаждением ПЗС-матрицы до –18 °С и обновлением ее ячеек (рис. 7).

Обнаруженный эффект, получивший условное название «принудительный отжиг», может лечь в основу методики компенсации негативного влияния ионизирующего излучения космического пространства на параметры ПЗС. В соответствии с такой методикой необходимо в космосе периодически включать звездный датчик, подавать питание на ПЗС-матрицу и оставлять прибор во включенном состоянии на некоторое время (до нескольких часов), что должно позволить удерживать значение темнового сигнала ПЗС-матрицы в требуемых пределах в течение всего САС прибора.

Опыт, полученный при исследовании характеристик ПЗС-матрицы «Лев-2», был использован при испытаниях ПЗСлинейки ONY X 703A, входящей в состав оптического солнечного датчика в качестве чувствительного элемента.

Испытания четырех образцов ПЗС-линеек, принадлежащих к одной партии, проводились на гамма-терапевтическом аппарате РОКУС-АМ (60Со). Три образца ПЗС облучались в активном состоянии при постоянной подаче на них электропитания, один образец ПЗС облучался в выключенном состоянии, питание на него подавалось на короткие интервалы времени для измерения параметров. Испытания образцов проводились в составе прибора ОСД, в качестве контролирующего параметра рассматривался максимальный сигнал ПЗС, образованный при С е к ц и я 1. КООРДИНАТНО-ВРЕМЕННЫЕСИСТЕМЫСИСПОЛЬЗОВАНИЕМ… прохождении светового луча через установленную перед ПЗС щелевую диафрагму. Подсветка ПЗС-линеек в процессе измерений осуществлялась с помощью имитатора Солнца (рис. 8).

Рис. 6. Изменение среднего темнового сигнала ПЗС «Лев-2»

64 Исследованиевлияниякосмическойрадиациинаэлектрорадиоизделия… Рис. 9. Изменение максимального сигнала ПЗС-линейки С е к ц и я 1. КООРДИНАТНО-ВРЕМЕННЫЕСИСТЕМЫСИСПОЛЬЗОВАНИЕМ… На рис. 9 показан график, характеризующий изменение максимального значения сигнала одной из ПЗС-линеек в зависимости от поглощенной дозы. ПЗС-линейка считается пригодной к использованию в приборе ОСД до тех пор, пока максимальный уровень ее сигнала при работе с источником света лежит выше уровня, обозначенного на рис. 9 горизонтальной линией.

Накопленная в ПЗС доза, при которой контролируемый параметр опустился ниже уровня, обозначенного на рис. 9 горизонтальной линией, является предельной рабочей дозой для данной ПЗС. Как видно из табл. 2, для двух образцов ПЗСлинеек, облучаемых во включенном состоянии, предельная рабочая доза составила около 12 крад, в то время как параметры ПЗС, облучаемой в выключенном состоянии, не достигли предельных значений.

В столбце «Полная суммарная доза» табл. 2 приведены суммарные значения поглощенных доз, накопленных в ПЗС-линейках в процессе эксперимента.

После окончания облучения ПЗС-линеек в течение нескольких месяцев проводились наблюдения за процессом отжига радиационно-индуцированных зарядов, образованных в результате облучения на источнике гамма-излучения. В каждом из наблюдаемых образцов отжиг привел к частичному восстановлению контролируемого параметра до уровня, при котором этот образец может считаться годным для использования в составе ОСД.

66 Исследованиевлияниякосмическойрадиациинаэлектрорадиоизделия… 3. Гамма-установка низкоинтенсивного ионизирующего излучения Результаты исследований зависимости поведения критических параметров полупроводниковых приборов от темпа вноса радиационной дозы указывают на то, что радиационная стойкость электрорадиозделий (ЭРИ) может как улучшаться, так и ухудшаться при понижении мощности вносимой дозы. Приборы космического назначения и входящие в их состав электрорадиоизделия в космосе накапливают поглощенные дозы в условиях низких интенсивностей излучения. Получение достоверных данных о поведении критических параметров ЭРИ при накоплении дозы в условиях низкой интенсивности ионизующих излучений требует экспериментов при интенсивностях, близких к наблюдаемым в реальных условиях полета. С целью проведения таких экспериментов в ИКИ РАН была создана гамма-установка низкоинтенсивного излучения, позволяющая проводить облучение ЭРИ при интенсивностях излучения от 2·10–4 до 1·10– рад / с. Внешний вид установки представлен на рис. 10а, б.

Рис. 10а, б. Гамма-установка низкоинтенсивного излучения С е к ц и я 1. КООРДИНАТНО-ВРЕМЕННЫЕСИСТЕМЫСИСПОЛЬЗОВАНИЕМ… В состав установки входят: металлическая конструкция, блоки свинцовой защиты, источник излучения, датчики дозовой нагрузки, контрольно-измерительная аппаратура.

Рис. 10а позволяет получить представление о способе размещения элементов внутри установки. Капсула, содержащая источник излучения (60Со), опускалась с помощью металлического троса в вертикальный коллиматорный ствол 1. Конечное положение капсулы выбиралось, исходя из требуемой интенсивности излучения в зоне расположения облучаемых элементов 2.

На рис. 10б показана установка в собранном виде, с блоками свинцовой защиты, размещенными на металлической конструкции.

Входящий в состав установки компьютер контрольно-измерительной аппаратуры имеет специальное программное обеспечение, позволяющее управлять режимами работы испытываемых ЭРИ и контролировать их параметры.