Способ управления наземным антенным комплексом для обеспечения приема и передачи информации в тракте связи с космическим аппаратом на квази-геостационарной орбите и система управления для его осуществления
METHOD FOR CONTROLLING A GROUND-BASED ANTENNA COMPLEX TO ENSURE RECEPTION AND TRANSMISSION OF INFORMATION IN THE COMMUNICATION PATH WITH A SPACE VEHICLE IN A QUASI-GEOSTATIONARY ORBIT AND CONTROL SYSTEM FOR IMPLEMENTATION THEREOF

Предлагаемое изобретение относится к области космонавтики и предназначено для управления антенным комплексом с недостаточно широкой диаграммой направленности относительно угловых амплитуд траектории подспутниковой точки космического аппарата при обеспечении тракта информации с космическим аппаратом (связь, ДЗЗ и др.) на квази-геостационарной орбите.
В качестве ближайшего аналога выбрана публикация «An antenna mount for tracking geostationary satellites» (J Dijk, E.J. Maandersand, J.M.J. Oostvogels, май 1977, Нидерланды) по разработке специальной двигательной установки наземного антенного комплекса для работы с космическими аппаратами на геостационарной орбите. Недостатком данной двигательной установки антенного комплекса можно отнести ее исключительное назначение для обеспечения приема и передачи информации в тракте связи с космическим аппаратом на геостационарной орбите в окрестностях точки его стояния, что делает невозможным ее применение для информационного тракта с космическим аппаратом на иных орбитах – отсутствие принципа взаимозаменяемости в части полноповоротной двигательной установки. Вторым ограничивающим фактором можно отнести сложность технической реализации и ограниченность математического аппарата.
Математический аппарат описания траекторий орбит космического аппарата на основе фигур Лиссажу (орбиты Лиссажу) применяется в моделировании движения космического аппарата в окрестностях точек Лагранжа (L1 и L2 в системе Земля – Луна), предложенный в патенте US 7744036 В2, 29.06.2010 и др. публикациях. В данных публикациях отсутствуют сведения об аналитическом способе управления антенным комплексом приема информации с космического аппарата на квази-геостационарной орбите на основе известной фигуры Лиссажу с учетом наиболее существенных для этой орбиты возмущающих факторов.
В развитие известных решений, предлагается аналитический способ управления антенным комплексом приема информации с космического аппарата на квази-геостационарной орбите относительно геоцентрических координат подспутниковой точки в начальный момент времени.
i
пр
доп
i
зап
i
доп
зап
пр
Предложен способ управления наземным антенным комплексом для обеспечения приема и передачи информации в тракте связи с космическим аппаратом на квази-геостационарной орбите, в котором управление антенным комплексом приема информации с космического аппарата на квази-геостационарной орбите осуществляется относительно координат подспутниковой точки в начальный момент времени в геоцентрической системе координат. В предложенном способе суточная траектории подспутниковой точки аппроксимируется фигурой Лиссажу и наведение антенного комплекса осуществляется в геометрический центр положений космического аппарата в моменты времени t (i=1.2,…m), заданные с постоянным шагом на интервале времени прогнозирования движения космического аппарата Т, по условию устойчивости тракта связи между антенным комплексом и космическим аппаратом на квази-геостационарной орбите F–F≥F, где F – фактический угол между вектором текущего положения космического аппарата относительно наземного приемо-передающего комплекса и вектором геометрического центра; F – максимальный допустимый угол между вектором текущего положения космического аппарата относительно наземного приемо-передающего комплекса и вектором геометрического центра, определяемый диаграммой направленности антенны и коэффициентом усиления; F – запас по углу F между вектором положения космического аппарата относительно наземного приемо-передающего комплекса и вектором геометрического центра, определяющий закон управления по углу F. Способ будет реализован в системе управления наземным антенным комплексом, в которую включена подсистема прогнозирования, использующая аналитические математические соотношения для расчета гринвичских угловых координат подспутниковой точки с учетом их изменений на текущий момент времени относительно координат подспутниковой точки в начальный момент времени и обеспечивающая подтверждение достоверности применимости аналитического способа на интервале времени прогнозирования движения космического аппарата Т.
Предложенное изобретение поясняется блок-схемой моделирования управления антенным комплексом относительно геоцентрических координат подспутниковой точки, приведенной на фигуре 1.
i
пр
Осуществление предлагаемого способа управления антенным комплексом основано на наведении антенного комплекса в геометрический центр положений космического аппарата в моменты времени t (i=1.2,…m), заданные с постоянным шагом на определенном интервале времени прогнозирования движения космического аппарата Т, и аппроксимации суточной траектории подспутниковой точки известной фигурой Лиссажу и описанием ее системой уравнений периодического характера:
<img file="00000001.jpg" he="12" wi="48" img-content="undefined" img-format="jpg" />
(1)
где A, B– амплитуды колебаний,  – частоты,  – сдвиг фаз.
Суммарно учитываются следующие факторы.
1) Прецессия линии узлов орбиты:
<img file="00000004.jpg" he="14" wi="75" img-content="undefined" img-format="jpg" />
(2)
где  – угловая скорость прецессии [рад/с],
– экваториальный радиус Земли,
a – большая полуось орбиты космического аппарата,
e – эксцентриситет орбиты космического аппарата,
n – угловая скорость движения космического аппарата (2π радианов, делённые на период, выраженный в секундах),
i – наклонение [°],
2
-3
J – второй динамический коэффициент формы (1,08262668⋅10 для Земли).
2) Изменение гринвичской долготы подспутниковой точки за время одного оборота космического аппарата вокруг Земли:
<img file="00000007.jpg" he="7" wi="31" img-content="undefined" img-format="jpg" />
(3)
где  – угловая скорость вращения Земли вокруг своей оси [рад/с],
Ω
ЗС
ЗС
ΔT =T – T – отличие периода обращения космического аппарата от звездных суток T,
Ω
T – драконический период обращения.
3) Суточная траектория подспутниковой точки имеет замкнутый характер и определяется наклонением i, эксцентриситетом e и аргументом перигея ω орбиты.
pсут
Изменение долготы подспутниковой точки космического аппарата из-за влияния прецессии линии узлов Ω [рад/cут] и вследствие отличия периода обращения от звездных суток Δλ [рад/cут] за период Δt [сутки] составит:
<img file="00000009.jpg" he="7" wi="46" img-content="undefined" img-format="jpg" />
(4)
0
0
Суммарно с (4) гринвичские угловые координаты подспутниковой точки (долгота и широта) (X, Y) [°] с учетом их изменений за время Δt [сут] относительно координат подспутниковой точки (X, Y) [°] в начальный момент времени), определяются системами уравнений (формулы 5, 6, 7) на основе системы уравнений (1):
Случай I: i = 0 и e ≠ 0
<img file="00000010.jpg" he="18" wi="121" img-content="undefined" img-format="jpg" />
(5)
Случай II: i ≠ 0 и e = 0
<img file="00000011.jpg" he="24" wi="153" img-content="undefined" img-format="jpg" />
(6)
Случай III: i ≠ 0 и e ≠ 0
<img file="00000012.jpg" he="30" wi="158" img-content="undefined" img-format="jpg" />
(7)
где i – наклонение [рад],
ω – аргумент перигея [рад],
pсут
Ω – скорость прецессии линии узлов [рад/cут],
ЗС
Δλ – скорость изменения гринвичской долготы подспутниковой точки космического аппарата вследствие отличия его периода обращения от звездных суток T [рад/cут],
e – эксцентриситет орбиты космического аппарата.
i
пр
N
N
Зная гринвичские угловые координаты подспутниковой точки в моменты времени t (i=1,2,…m) на определенном интервале времени Т, можно определить угловые координаты геометрического центра. Теперь, зная высоту космического аппарата и угловые координаты наземного приемо-передающего комплекса (φ, λ) в геоцентрической системе координат, можно вычислить значения азимута A и угла места γ для любой точки размещения наземного приемо-передающего комплекса.
доп
С точки зрения штатного функционирования антенного комплекса при тракте информации с космическим аппаратом имеется известная диаграмма направленности, через которую с учетом заданного уровня усиления определяется максимальный допустимый угол (F) между вектором текущего положения космического аппарата относительно наземного приемо-передающего комплекса и вектором геометрического центра.
Условие устойчивого тракта информации между антенным комплексом и космическим аппаратом на орбите, параметры которой незначительно отличны от геостационарной орбиты, определяется соотношением:
<img file="00000013.jpg" he="7" wi="52" img-content="undefined" img-format="jpg" />
(8)
где i – наклонение орбиты,
e – эксцентриситет,
ω – аргумент перигея,
T – период обращения,
доп
зап
F, F – предельно допустимое значение и запас по углу F.
зап
Разница между предельно допустимым углом  и текущим углом F должна быть не меньше F. При невыполнении условия (8) необходимо обновление начальных условий и перенацеливание антенного комплекса в геометрический центр с новыми координатами.
пр
Предусмотрено уточнение допустимого периода применимости аналитического способа без обновления начальных условий (корректировка интервала времени Т) с использованием точной модели численного интегрирования движения космического аппарата, учитывающей влияние возмущений вследствие нецентральности гравитационного поля Земли, притяжения Луны и Солнца, а также давления солнечного излучения.
Практическая реализация предложенной системы управления антенным комплексом приёма-передачи информации дистанционного зондирования Земли может быть описана следующим образом (фиг. 1).
пр
доп
зап
Подсистема исходных данных 1 включает функциональные блоки (компьютерные компоненты), обеспечивающие получение начальных условий параметров движения космических аппаратов орбитальной группировки, координат наземного приемо-передающего комплекса, интервал времени прогнозирования Т движения космического аппарата, значений углов F и F для реализации требуемого закона управления по углу F.
пр
пр
Подсистема 2 корректировки интервала времени прогнозирования Т, связанная с подсистемой исходных данных 1, предназначена для моделирования движения космического аппарата, включает функциональные блоки (компьютерные компоненты) интегрирования дифференциальных уравнений движения космического аппарата и формирования функций выхода и обеспечивает подтверждение достоверности применимости аналитического способа на интервале времени прогнозирования Т.
Подсистема прогнозирования 3 включает функциональные блоки (компьютерные компоненты), обеспечивающие:
t
φ
λ
Т
i
i
i
пр
- прогноз положения космического аппарата в дискретные моменты времени  ( и ) в геоцентрической системе координат на интервале времени прогнозирования  с использованием уравнений (4-7);
- расчет геометрического центра (точки наведения антенного комплекса на интервале времени прогнозирования);
γ
А
- расчет углов наведения антенны (угла места и азимута).
Подсистема 4 формирования оценки устойчивости тракта связи включает функциональные блоки (компьютерные компоненты), обеспечивающие:
Т
F
F
пр
i
доп
- сравнение в цикле на интервале времени прогнозирования  текущего значения измеряемого параметра  с опорным значением ;
F
– F
F
F
доп
i
зап
зап
- контролирует выполнение условия ≥ , то есть разница между допустимым и фактическим углами должна быть не меньше запаса .
- завершает цикл по времени или в случае невыполнения контролируемого условия и осуществляет переход в подсистему 1 для продолжения расчетов на следующем временном интервале с новыми начальными условиями.
Выбор времени перенацеливания и расчет углов наведения антенного комплекса обеспечивается компьютерным оборудованием системы управления, в которой автоматически определяются и отслеживаются изменения значений угловых параметров сопровождаемого объекта.