СПОСОБ ЗОНДИРОВАНИЯ СЕЙСМООРБИТАЛЬНЫХ ЭФФЕКТОВ И ВАРИАЦИЙ ПЛОТНОСТИ ВЕРХНЕЙ АТМОСФЕРЫ
METHOD OF PROBING SEISMIC AND ORBITAL EFFECTS AND VARIATIONS OF UPPER ATMOSPHERE DENSITY

Заявленный способ относится к геофизике и может быть использован для прогноза опасности сильных коровых землетрясений суши, мониторинга плотности верхней атмосферы.
Вариации орбитального движения космического объекта (аппарата - КА) в ионосфере перед сильными землетрясеними (сейсмоорбитальные эффекты) были выявлены по результатам ретроспективных исследований [1]. Позднее они были дополнены результатами, полученными по данным с бортовых микроаселерометров на КА [2], где выявлено существенно ухудшение координатной привязки границ сейсмоопасных районов с созревшими сильными землетрясениями.
Физическое обоснование причин микроускорений КА на границах сейсмоопасных районов больше склоняется к вариациям плотности, нежели к вариациям гравитационного потенциала. Вариации плотности ионосферной плазмы с достаточно резкими границами трубки нагрева, например, были обнаружены в экспериментах над нагревным стендом Сура в [3].
Основой определения сейсмоорбитальных эффектов и вариаций плотности верхней атмосферы является диагностика плотности атмосферы при баллистическом обеспечении полета КА с учетом координат местоположения КА и ГОСТ 25645.166-2004 «Атмосфера Земли верхняя. Модель плотности для баллистического обеспечения полетов искусственных спутников Земли», в котором определены соотношения для расчета значений параметров плотности атмосферы Земли в диапазоне высот 120-1500 км для различных уровней солнечной активности при известных дате, времени и координатах точки пространства, которую пролетает КА.
б
б
Для обнаружения сейсмоорбитальных эффектов в [4 - ближайший аналог] предлагается осуществлять зондирование положение и характеристики орбитального движения КА в ОКП наземными радиотехническими и лазерными средствами, по рассчитываемому коэффициенту баллистического торможения к КА за определенные промежутки времени и осредненные оценки вариаций кб выявлять отрезки времени с аномальным торможением КА относительно естественных вариаций, исключая аномальные вариации торможения КА из-за включения двигательной установки, по рассчитанному спектру мощности типизированных оценок к КА уточнять временные отрезки с повышенной опасностью сильных коровых землетрясений суши и климатические карты распределения анализируемых характеристик, отображать прогноз в графической или текстовой форме.
б
Предложенное в [4] решение ориентировано на ресурсы российской и зарубежных систем контроля космического пространства (СККП) и наблюдения за КА. В них основным инструментом, используемым для обнаружения КА на низких околоземных орбитах и определения параметров их орбит, являются наземные радиолокационные станции системы раннего предупреждения [1, 4]. Для контроля объектов на более высоких орбитах в СККП используются возможности лазерной локации космических объектов. В расчетах используется проектный к, который рассчитывается на основе конструктивных характеристик. После вывода КА на орбиту баллистический коэффициент рассчитывается по данным реальных наблюдений за движением КА [1, 4, 5].
В [4] использована возможность получения данных о характеристиках движения и торможения КА в универсальном формате TLE ("Two Line Elements" - двухразрядных американских TLE-элементов) для реализации изобретения при информационно-баллистическом обеспечении процесса функционирования отечественных КА, международном сотрудничестве при освоении космического пространства и контролю космических объектов. Однако данные расчетов TLE доступны со значительной временной задержкой не менее суток, что снижает оперативность и заблаговременность диагностики сейсмоорбитальных эффектов. К тому же, наблюдения КА оказываются нерегулярными (от пропуска до нескольких раз в сутки) из-за редкой сети наземных радиотехнических комплексов СККП.
Кроме того, возможности технических средств СККП по разрешающей способности объектов в ОКП ограничивают наблюдаемые размеры космических объектов, используемых при зондировании плотности верхней атмосферы по радиотехническим наблюдениям за их торможением. НаноКА или КА фемптокласса (далее миниатюрные КА) оказываются невидимыми для СККП и для решения [4]. Для миниатюрных КА требуются решения для диагностики сейсмоорбитальных эффектов, которые могут быть применимы и для более крупных КА.
В качестве решения предлагается использовать бортовую навигационную аппаратуру миниатюрных КА, что не предусмотрено в известных способах зондирования плотности верхней атмосферы [4, 6-9].
В [6] локальную плотность атмосферы предложено определять по параметрам относительного движения КА, свободно движущегося по орбите. Ориентацию КА поддерживают с помощью гиродинов. При этом измеряют параметры движения центра масс и параметры вращательного движения КА, но не указано, чем будут измеряться параметры движения КА, скорее всего средствами СККП. По параметрам ориентации КА и положению его подвижных частей определяют площадь миделя КА. Гасят возмущающие воздействия на калиброванный объект (КО), свободно перемещаемый внутри КА, и измеряют параметры движения КО относительно корпуса КА, в т.ч. - непрерывно с момента, когда эти параметры станут менее заданных значений, до момента контакта КО с корпусом КА. Плотность атмосферы на высоте полета КА определяют по площади миделя, массе, радиус-вектору центра масс и вектору скорости КА, а также - по векторам расстояния и ускорения движения центра масс КО относительно центра масс КА.
Измерения параметров движения калиброванного объекта относительно КА на задаваемом временном интервале предлагается осуществлять посредством непрерывной фото-видеосъемки движения калиброванного объекта фото-видеоаппаратурой, жестко установленной относительно корпуса КА. К тому же площадь миделя в данном решении КА существенно зависит от углового положения КА и положения подвижных его частей (вращающиеся солнечные батареи КА, вращающиеся радиаторы КА и т.п., то есть речь о миниатюризации КА не идет). Предполагается даже, что космонавт фиксирует положение данного калиброванного объекта внутри объема корпуса КА руками или с помощью специальных приспособлений.
В [7] указано, что для зондирования верхней атмосферы используют капсулу с научной аппаратурой, выпускаемой с космического аппарата на тросе. В процессе выпуска стабилизируют капсулу по направлению ее вектора скорости посредством формирования управляющего восстанавливающего момента. Техническим результатом изобретения заявлено обеспечение надежного развертывания троса. Для реализации предложенного способа необходимо доставить научную аппаратуру на космическую орбитальную станцию, где, непосредственно перед началом эксперимента, экипаж должен перевести научную аппаратуру в рабочее положение, не выходя в открытый космос. Эксперимент рекомендуется выполнять после отстыковки корабля от станции и его перевода на низшую орбиту высотой 220-300 км. Перед развертыванием тросовой системы корабль ориентируется продольной осью по местной вертикали так, чтобы выталкивание капсулы из грузового отсека произошло в направлении вниз, к Земле. Капсула выталкивается пружинными толкателями и отходит от корабля, сначала вытягивая за собой из безынерционной катушки начальный участок троса с небольшим сопротивлением, а затем начинается регулируемый выпуск основной части троса с барабана лебедки. Капсула, оказавшись вне корабля, под действием аэродинамических сил, стабилизируется. Кроме того, создается сила, приложенная к капсуле и направленная в сторону Земли. Это обеспечивает надежное развертывание троса. По окончании развертывания тросовая система должна занять на орбите положение, близкое к устойчивому вертикальному с некоторыми остаточными маятниковыми и продольными колебаниями допустимой амплитуды.
Развертывание троса длиной в 100 км длится 16 часов, остаточный угол отклонения троса от вертикали не более 1°, а остаточная скорость выпуска троса не более 1 м/с обеспечивает отсутствие разрыва или ослабления троса при рывке в конце развертывания. Для длины троса 100 км полет тросовой системы в процессе снижения зонда со 150 до 100 км длится чуть больше 6 витков, при этом отклонения троса от вертикали резко возрастают с приближением высоты полета зонда к 100 км. Вопросы координатной привязки данного способа решаются с помощью средств СККП.
Предложенное в [8] техническое решение связано с баллистическим способом определения изменения давления по результатам внешнетраекторных измерений параметров движения объекта с известным значением баллистического коэффициента на атмосферном участке пассивного полета. Для определения изменения давления атмосферы с изменением высоты измеряют параметры полета в дискретных точках траектории и вычисляют по ним координаты и скорость движения объекта, угол наклона вектора скорости к плоскости местного горизонта, ускорение силы притяжения Земли. С учетом значений полученных параметров вычисляют величину изменения давления атмосферы с изменением высоты для каждой пары соседних точек траектории. Техническим результатом изобретения заявлено повышение точности определения изменения давления. Однако не указано, чем должны проводиться внешнетраекторные измерения характеристик космического объекта, что определяет ограничения на реализацию предложенного способа. К тому же в расчетах используются аналитические модели характеристик атмосферы. Техническим результатом изобретения заявлено повышение точности определения изменения давления атмосферы при изменении высоты. Метод пошагового сравнения рассчитываемых характеристик использован в прототипе [4].
Наконец в [9] предложено техническое решение для определения и прогнозирования торможения космических аппаратов на низких орбитах вследствие вариаций плотности верхней атмосферы. Траекторные параметры космического аппарата измеряются средствами СККП и экстраполируют методом последовательных приближений. При этом отмечено, что за последние 30 лет точность прогнозирования торможения низких спутников в лучшем случае достигает примерно 10% от величины атмосферных возмущений на интервале прогнозирования. Сейсмоорбитальные эффекты не упомянуты. Вариации плотности отнесены к случайным факторам. Испытания заявленного способа проведены на основе данных TLE - двухрядных американских элементов, которые, как и данные о солнечной и магнитной активности характеризуются временной задержкой. Не указана возможность повышения оперативности расчетов на основе использования данных бортовых навигационных средств для снижения ошибок прогнозных расчетов.
В рассмотренных способах [4, 6-9] основные ограничения обусловлены точностью методов зондирования объектов в ОКП по минимальным размерам космических объектов, оперативностью получения результатов зондирования.
Для преодоления указанных ограничений предлагается использовать возможности навигационного оборудования на миниатюрных КА, что соответствует общей тенденции минимизации их массо-габаритов. Последнее интересно тем, что уменьшение массы современных миниатюрных КА, несмотря на уменьшение размеров КА, приводит к росту баллистического коэффициента, который характеризует торможение КА [1, 4]:
и который входит в выражение для расчета силы аэродинамического сопротивления КА [4]:
х
отн
х
где m - масса КА, а - вектор ускорения, С - безразмерный коэффициент аэродинамического сопротивления, S - характерная площадь КА. ρ - плотность атмосферы на высоте КА, вектор скорости которого относительно воздуха V=V-W, где V - вектор скорости КА в геоцентрической инерционной системе координат, W - вектор скорости движения атмосферы (ветра), С - безразмерный коэффициент аэродинамического сопротивления, S - характерная площадь КА.
В (2) не рассматривается центростремительная сила в поле тяжести Земли, из соотношения которых находят оценки космических скоростей полета. Обычно основные изменения происходят вдоль основного направления движения.
Для пассивного участка полета КА на основе разности расстояний (ΔL), пройденных КА между тактами измерений i и i+1 с использованием модели ГОСТ 25645.166-2004 «Атмосфера Земли верхняя. Модель плотности для баллистического обеспечения полетов искусственных спутников Земли» и реальных измерений пройденного пути с бортового навигационного оборудования, рассчитываются отклонения плотности от ГОСТовских значений:
С помощью итерационных приближений и метода наименьших квадратов, суть которых достаточно подробно представлена в [9], полученные из (3) оценки позволяют рассчитать осредненную оценку плотности на отдельных участках орбиты.
В (3) возможен учет изменения скорости за счет торможения в реальном поле тяжести Земли и измерений микроускорений бортовыми микроакселерометрами КА. Значения микроускорений пропорциональны изменениям плотности на орбите КА.
б
Следует отметить, что тяжелые КА хуже реагируют на вариации плотности атмосферы на орбите. Общие тенденции в микроэлектронике обусловливают уменьшение массо-габаритов КА, и для легкого малого кубика или сферы, типа наноКА или фемптоКА, аэродинамические ускорения оказываются в 100 раз больше, по сравнению с аналогичной формой, размер которой на порядок больше, при одинаковой величине запаса статической устойчивости. При уменьшении размеров КА и одинаковой плотности космических объектов их к будет обратно пропорционален кубу грани или радиуса, а площадь миделя пропорциональна квадрату этих размеров.
Для миниатюрных КА разработаны бортовые микроакселерометры. Их разрешающая способность существенно выше, чем для ускорений, рассчитанных на основе бортовых навигационных приемников сигналов Глобальных навигационных спутниковых систем (GPS/ГЛОНАСС/Beidou и др.). Так, «сверхчувствительный» акселерометр «Кактус» выпуска 70-х годов прошлого века, был установлен на французский КА «Кастор» (D-5A), который был выведен на орбиту 17.05.1975 г. с космодрома Куру для определения аэродинамического торможения, давления солнечных лучей, аномалий гравитационного поля Земли и столкновений с метеорными частицами; запланированная высота орбиты КА «Кастор» составила в апогее 1268 км и перигее 272 км, масса КА - 76 кг, высота корпуса, имеющего форму 26-гранника и максимальный поперечный размер - 0.8 м.
-5
-9
-10
Акселерометр «Кактус» был рассчитан на измерение ускорений в диапазоне 10-10 g, с точностью 5⋅10g. Это обеспечивало самый низкий порог измерений по сравнению со всеми другими трехосными акселерометрами, существовавшими в то время [2]. Эксперименты с бортовым акселерометром были рассчитаны на шесть месяцев.
Данные с акселерометра «Кактус» использовались в исследованиях сейсмоорбитальных эффектов. На основе архивных орбитальных бортовых измерений на высоте перигея КА «Кастор» в [2] была установлена повышенная плотность верхней атмосферы над сейсмоопасным регионом за 4 суток до обобщенного по 20 случаям сильного тектонического землетрясения.
По данным регулярных наблюдений за характеристиками движения космических объектов наземными радиотехническими комплексами, входящими в систему воздушно-космической обороны Северной Америки (NORAD) установлено, что за две недели до землетрясений нарастают вариации торможения низкоорбитальных КА, а за 3-6 суток до сильных коровых землетрясений с эпицентрами на суше усиливается торможение низкоорбитальных КА в верхней атмосфере [4].
Наличие этих эффектов и выявленных аномалий по данным акселерометра «Кактус» подтверждает гипотезу о возмущениях нейтральной компоненты в околоземном космическом пространстве перед сильными землетрясениями.
Современные миниатюрные многочастотные бортовые навигационные приемники позволяют повысить оперативность диагностики сейсмоорбитальных эффектов на основе прямых измерений вариации высоты и скорости вдоль орбиты КА. Приемовычислители бортовых навигационных приемников КА достигли точности оперативного определения характеристик орбиты КА, превосходящей точности бортовых звездных датчиков, наземных радиотехнических и оптических средств, используемых в наблюдениях за орбитальными характеристиками движения космических аппаратов. Это обусловлено реализацией функции многочастотных измерений, функционированием системы дифференциальной коррекции и мониторинга целостности группировки навигационных КА ГНСС. Точность мгновенного определения координат для спутникового навигационного приемника наноКА SamSat (Самара) заявлена не хуже 10 м и 2-5 м/с по скорости [10]. Это соответствует минимум суточным потерям высоты орбиты малых КА в ионосфере, использованных в расчетах [1, 4].
Целью изобретения является оперативная диагностика сейсмоорбитальных эффектов и плотности верхней атмосферы по результатам измерений характеристик орбиты бортовой навигационной аппаратурой миниатюрных КА. В отличие от основного прототипа [4], в заявленном способе диагностики сейсмоорбитальных эффектов и плотности верхней атмосферы на орбите КА предлагается использовать миниатюрные КА, оснащенные бортовой навигационной аппаратурой по сигналам ГНСС, позволяющей оперативно и с высокой точностью фиксировать координаты и скорости КА на орбите.
На фиг. 1 схематически представлены вариации орбиты КА над сейсмотектонической аномалией (СТА) в заявленной схеме зондирования сейсмоорбитальных эффектов. Возмущения в атмосфере, возникающие при эволюции СТА, за счет акустико-гравитационных волн и сейсмоэлектромагнитных эффектов проявляются в виде сейсмоорбитальных эффектов. При этом, для диагностики сейсмоорбитальных эффектов используется приемовычислитель бортового (на КА 3 фиг. 1) навигационного приемника сигналов ГНСС, позволяющего с высокой точностью получать координаты, скорость движения и ускорения КА на орбите. Выявление аномальных зон в оценках торможения КА используется для диагностики сейсмоорбитальных эффектов, используемых при прогнозировании потенциальных сильных землетрясений суши. Результаты измерений микроускорений КА бортовыми микроакселерометрами повышает качество диагностики сейсмоорбитальных эффектов и плотности верхней атмосферы.
В предлагаемом изобретении с помощью бортового навигационного приемника определяются текущее псевдопозиционирование и вектор псевдоскорости движения КА (фиг. 1). Эти характеристики используются для диагностики аномальных ускорений (сейсмоорбитальных эффектов), причем для кубической или сферической формы миниатюрных КА без расчетов баллистического коэффициента, в отличие от схемы [4]. В случае сложной формы миниатюрных КА и при использовании их двигательной установки расчеты аномальных ускорений проводятся на продолжительных временных интервалах. Проявление границ сейсмоопасных районов в микроускорениях КА расширяет возможности диагностики сейсмоорбитальных эффектов и плотности верхней атмосферы.
Для траекторных измерений движения не менее одного КА (3 на фиг. 1) на атмосферном участке пассивного полета (линия 2 на фиг. 1):
- принимают через антенные комплексы КА сигналы КА ГНСС (4 на фиг. 1);
- с помощью бортовых приемовычислителей сигналов ГНСС на низкоорбитальных КА рассчитывают в каждом такте измерений псевдокоординаты КА над земным эллипсоидом, вектор относительной псевдоскорости движения, в том числе в сравнении с предыдущими тактами измерений, вектор псевдоускорения КА.
При обработке полученных результатов измерений:
- с помощью метода контрольных карт и спектрального анализа для полученных рядов измерений диагностируются аномалии;
- анализируется эволюция выявленных морфологических аномалий анализируемых характеристик на соответствие установленным закономерностям проявления сейсмоорбитальных эффектов и их климатическим особенностям;
- уточняется положение сейсмоопасных регионов;
- уточняются климатические карты анализируемых характеристик;
- рассчитываются вариации плотности между тактами измерений или на участках орбиты КА;
- рассчитывается оценка плотности атмосферы на отдельных участках орбиты КА;
- полученные результаты передаются в центр приема, обработки и хранения информации (5 на фиг. 1).
Техническое решение предлагаемого способа обеспечивается бортовой навигационной аппаратурой не менее одного миниатюрного КА. Для валидации и верификации предлагаемого способа в 5 на фиг. 1 может использоваться сравнение с данными моделирования орбит и данными, полученными с КА, которые могут контролироваться средствами СККП на основе радиолокационных станций (РЛС) контроля космического пространства, станций лазерной дальнометрии и др., для которых по среднесуточным данным о вариациях орбиты КА [4] можно заблаговременно оценить уровень опасности сильных коровых землетрясений в течение последующих нескольких (обычно 2-3) суток. По внутрисуточным вариациям уточняется эволюция сейсмоорбитальных эффектов. При достаточно высокой частоте зондирования диагностируются границы сейсмоопасных районов, их геометрические центры.
б
б
В [4] использованы результаты [1], где по данным о торможении малого КА "Монитор-Э" было установлено, что временной отрезок повышенной сейсмической опасности для сильных землетрясений суши с магнитудой М>6,5 проявляется через 2-5 суток после превышения характеристик к границы 99% доверительного интервала, рассчитываемого по предшествующим данным в скользящем окне. При этом в спектре вариаций проявляется период «сейсмического затишья»: минимум относительной мощности высокочастотных вариаций к с их последующим ростом на фоне снижения мощности низких частот. Выбор диагностируемых частот определяется размером скользящего окна, в котором производится расчет спектра мощности вариаций с помощью быстрого преобразования Фурье. На фоне естественных вариаций торможения малого КА "Монитор-Э" относительно подводных землетрясений выявить статистически значимые эффекты не удалось.
б
Использование спектрального анализа позволяет выявить тонкие эффекты внутри естественных шумов. Это необходимо для диагностики сейсмоорбитальных эффектов. С помощью быстрого преобразования Фурье по 16-суточному скользящему окну в периодограммах среднесуточных данных об относительных вариациях баллистического коэффициента КА "Монитор-Э" выявлено проявление периода "сейсмического затишья" с минимальной мощностью короткопериодных вариаций к с периодом Т=2 и 3 суток не менее чем за неделю до обобщенного землетрясения с последующим нарастанием мощности этих вариаций.
Рентабельность предлагаемого способа зондирования сейсмоорбитальных эффектов и плотности верхней атмосферы обеспечивается дешевизной миниатюрных КА [10], оперативностью получения данных о вариациях торможения.
Технический результат изобретения нацелен на повышение эффективности диагностики сейсмоорбитальных эффектов и баллистического обеспечения КА в ОКП.
Литература
1. Тертышников А.В. Вариации торможения космического аппарата «Монитор-Э» перед сильными землетрясениями 2005-2006 гг. // Исследование Земли из космоса. 2007, №4. С. 88-91.
2. Тертышников А.В., Липеровская Е.В., Скрипачев В.О. Первые оценки возмущений плотности верхней атмосферы над сейсмоопасными регионами по данным бортового акселерометра на космическом аппарате / Материалы V международной конференции "Солнечно-земные связи и физика предвестников землетрясений" 2-7 августа 2010 г. с. Паратунка, Камчатский край. - Паратунка, 2010. С. 394-397. /http://ru.www.ikir.ru/Conferences/v_international_data/
3. Тертышников А.В., Скрипачев В.О., Большаков В.О., Эксперименты по диагностике плазменных возмущений в трубке магнитного силового поля Земли по сигналам навигационных космических аппаратов // Современные проблемы дистанционного зондирования Земли из космоса. 2010. Т. 7. №3. С.110-114
4. Тертышников А. В., Скрипачев В.О. Способ прогнозирования времени сильных коровых землетрясений суши. Заявка: 2009143759/28, 26.11.2009. Дата публикации заявки: 10.06.2011 Бюл. №16, Опубликовано: 27.09.2011, Бюл. №27.
5. Vallado D.A. Fundamentals of Astrodynamics and Applications. Published jointly by Microcosm Press and Kluwer Academic Publishers. 2004.
6. Беляев М.Ю., Рулев Д.Н., Алямовский C.H. Способ определения плотности атмосферы на высоте полета космического аппарата / Заявка: 2016150068 от 19.12.2016, Дата публикации заявки: 20.06.2018, Бюл. №17, Опубликовано: 25.07.2018 Бюл. №21.
7. Беляев М.Ю. Способ зондирования верхней атмосферы / Заявка: 2016148759 от 12.12.2016, Опубликовано: 29.05.2018, Бюл. №16.
8. Пономарев В.А., Воропаев А.П., Подрезов В.А. Способ определения изменения давления атмосферы с изменением высоты / Заявка: 2016122197 от 06.06.2016, Дата публикации заявки: 11.12.2017, Бюл. №35, Опубликовано: 05.02.2018, Бюл. №4.
9. Назаренко А.И, Клименко А.Г. Способ определения и прогнозирования движения космического аппарата на низких орбитах, подверженного влиянию торможения в атмосфере / Заявка: 2011112179/11 от 30.03.2011, Опубликовано: 10.10.2012, Бюл. №28.
10. http://spaceresearch.ssau.ru/ru/subsystems.