В рубрику "Спутниковая связь" | К списку рубрик | К списку авторов | К списку публикаций
На основе анализа долговременной устойчивости орбитальной группировки космических аппаратов системы связи SIRIUS, размещаемых на высокой эллиптической орбите типа "Тундра", определено время существования орбитальной группировки без проведения коррекции и рассматривается возможная модификация параметров орбиты, оптимизированная для территории РФ. Сравниваются модифицированные орбитальные структуры, состоящие из трех и четырех космических аппаратов. Для случая земных станций, оснащенных антеннами с фиксированной ориентацией, оценена требуемая ширина диаграммы направленности, которая накрывает рабочий участок траектории движения космических аппаратов на интервале времени между коррекциями орбиты.
Based on long term sustainability analyses of orbital constellation of "Sirius" satellites, orbiting earth on high elliptic "Tundra" orbits was determined period of constellation functioning without necessity of orbital correction. Further orbit analysis is in progress in order to modify orbital parameter and optimize Russian Territory coverage. Modified orbital structures that consist of three and four satellites being compared. Beamwidth required in order to cover work area of spacecraft trajectory in the interval between orbit corrections were estimated for ground station with fixed antenna orientation.
Александр
Денис
ВадимПоследние несколько лет все более активно обсуждаются необходимость решения и задач организации связи и вещания в северных регионах России [1]. Достаточно очевидно, что для их решения следует ориентироваться в основном на спутниковые технологии. В России существует программа "Арктика" [2]. Но возникает множество проблем экономического и технического характера. В [3] анализируются возможные варианты решения. Наиболее приемлемым является вариант создания системы на основе группировки спутников, расположенных на орбите типа "Тундра". Однако в этом случае требуются оптимизация ее параметров применительно к необходимости обслуживания в основном территории России и проведение анализа устойчивости группировки спутников.
Идея использования синхронных наклонных орбит (период обращения равен солнечным суткам) для построения системы связи известна достаточно давно, но, видимо, впервые глубоко обсуждалась в 1985 г. [4], а в 1990-м был оформлен патент [5].
В [6] представлены варианты и характеристики систем фиксированной спутниковой службы, использующих высокую околоземную орбиту, в том числе с орбитальным периодом 23 ч 56 мин. и наклонением, близким к орбите "Молния", но более высоким апогеем. Сегодня такие орбиты в литературе обозначены как орбита "Тундра". Орбитальная структура с таким периодом позволяет за счет подбора ее параметров реализовать конвейерное движение космических аппаратов (КА), то есть осуществляется синхронное вхождение нового КА в рабочую область с одновременным выходом из нее уже работавшего в этой области КА. Орбитальная структура типа "Тундра" имеет технико-экономические преимущества перед системами на основе спутников на ГСО не только в высоких широтах (обычно более 35 град.), но и в условиях городской застройки [7], поскольку позволяет обеспечить наблюдение КА с поверхности Земли при больших углах возвышения над горизонтом. Кроме того, в [8] отмечаются достоинства орбиты "Тундра", обусловленные тем, что она располагается выше радиационных поясов Земли. Это позволяет использовать радиационную защиту электронной аппаратуры, типичную для геостационарных КА со сроком службы 15 лет. Отметим, что орбиты типа "Молния" пересекают радиационные пояса Земли вследствие низкого перигея, что сокращает срок службы размещаемых на них КА (или требуется дополнительная защита от радиационного воздействия). Кроме того, можно отметить отсутствие атмосферного торможения и снижение влияния эффекта Доплера [5].
Системы, использующие орбиты "Молния" и "Тундра", часто называют квазигеостационарными, поскольку они потенциально позволяют использовать недорогие неподвижные земные станции, оборудованные антенными системами с фиксированной ориентацией в пространстве. При этом диаграмма направленности антенны земного терминала должна быть такой, чтобы область пространства, в которой находится рабочий участок траекторий космических аппаратов, целиком содержалась в главном лепестке диаграммы направленности антенны [6]. Чем меньше указанная область, тем более узкий луч можно использовать, следовательно, тем выше будет энергетика абонентской радиолинии.
В настоящее время рассматривается возможность построения системы связи в интересах РФ, которая будет использовать орбитальную структуру типа "Тундра" [9].
Поскольку первая подобная система была развернута в США и в настоящее время осуществляет цифровое радиовещание, представляет интерес провести ее анализ на предмет устойчивости орбитальной группировки и уточнения характера ее коррекции, чтобы предложить модификацию начальных условий для расчета движения КА, которые были бы оптимизированы для территории РФ. Также необходимо оценить улучшение энергетики абонентской радиолинии для орбитальной группировки, состоящей из четырех КА, обусловленное уменьшением пространственных размеров рабочего участка траектории, по сравнению с группировкой, содержащей три КА.
Развертывание системы "Сириус Радио" началось с запуска спутника Sirius-1 с космодрома Байконур 30 июня 2000 г., Sirius-2 был запущен 5 сентября 2000 г., а Sirius-3 – 30 ноября 2000 г. Конструкция КА базировалась на платформе SS/L 1300, обеспечивающей его работоспособность в течение 15 лет. Поскольку элементы орбиты движения КА имеются в открытом доступе [10], можно провести анализ эволюции орбиты за прошедший период.
Путем сопоставления данных различных источников можно установить, что спутник Sirius-1 соответствует объекту № 26390 по каталогу NORAD. Это позволяет получить историю элементов орбиты в формате TLE за 5 лет полета. Результаты такого анализа приведены на рис. 1.
Трасса подспутниковой точки представлена на рис. 2.
Пилообразный характер изменения эксцентриситета, аргумента перигея орбиты, а также пикообразные изменения большой полуоси орбиты демонстрируют процесс коррекции орбиты, который обеспечивает постоянство трассы подспутниковой точки. По результатам анализа можно сделать вывод, что коррекция параметров орбиты производится примерно один раз в пять месяцев.
Для спутника Sirius-2 (объект 26483 NORAD) эволюция элементов орбиты и трассы подспутниковой точки имеют аналогичный характер.
Чтобы построить аналогичную орбитальную группировку, оптимизированную для территории РФ, необходимо произвести модификацию начальных условий, что обеспечит расположение географической долготы оси симметрии трассы на поверхности Земли около 95 град. в.д. (оптимальное положение по критерию максимума видимости территории России) и проверить устойчивость параметров орбиты.
В работе [11] рассматривалась подобная модификация. Однако приведенные там начальные условия требуют уточнения, для того чтобы обеспечить долговременную стабильность орбитальной группировки. Такой же вывод можно сделать и относительно элементов орбиты, приведенных в [8].
Принимая во внимание результаты, полученные при анализе стабильности орбиты спутников Sirius-1/2/3, и учитывая, что изменение большой полуоси орбиты и географической долготы оси симметрии трасс подспутниковых точек в основном связано с резонансными возмущениями от секториальных гармоник разложения гравитационного поля Земли порядка 2 и степени 2 (C22, S22), а также то, что изменения эксцентриситета, аргумента перигея, угла наклонения и восходящего узла орбиты обусловлены возмущениями от Луны и Солнца, в качестве первого варианта рассматривалась группа начальных условий табл. 1 и 2, обеспечивающая положение оси симметрии трассы подспутниковых точек на долготе около 95 град. в.д.
Гринвичская долгота восходящего узла для КА 101, 201 и 301 равна 127,57 град. Результат расчета движения трасс подспутниковых точек для начала модельного интервала приведен на рис. 3.
Географическая долгота оси симметрии трассы на поверхности Земли около 95 град. в.д. Для момента прохождения апогея и зоны видимости КА с Земли под углом 10 град. абонент может иметь неподвижную антенну с шириной диаграммы направленности 25 град. При этом наклонная дальность до границы зоны 52 070,8 км. Высота полета КА в этот момент 47 175 км.
Для проверки долговременной стабильности орбитальной группировки использовалась численная методика прогнозирования движения КА, учитывающая несферичность гравитационного потенциала Земли и возмущения, обусловленные притяжением Луны и Солнца. Особенности численного метода изложены в работе [12] и позволяют проводить прогноз движения КА на длительные интервалы времени с высокой точностью.
В результате получено, что изменение большой полуоси орбиты и географической долготы в основном связано с резонансными возмущениями от секториальных гармоник разложения гравитационного поля Земли порядка 2 и степени 2 – C22, S22. Изменения эксцентриситета, аргумента перигея, угла наклонения и восходящего узла орбиты обусловлены возмущениями от Луны и Солнца, и их изменение во времени приведено на рис. 4, 5 и 6 (географическая долгота относительно гринвичского меридиана в момент пересечения восходящего узла орбиты) для интервала 4 года.
Как следует из этих результатов моделирования, на интервале времени порядка года отличия мгновенных значений элементов орбиты от номинальных уже становятся существенными. Для поддержания системы в рабочем состоянии необходимо выполнять регулярную коррекцию параметров орбиты примерно один раз в 6 месяцев.
Для периода времени 7 месяцев на рис. 5 показана картина наложения трасс подспутниковых точек, дающая представление о степени пространственной нестабильности на таком интервале времени.
Результаты расчетов показывают, что более стабильную орбитальную группировку можно было бы получить, если бы ось симметрии трасс подспутниковых точек находилась в области 75 град. в.д. При таком расположении в меньшей степени сказывается резонансное влияние возмущений от секториальных гармоник разложения гравитационного поля Земли порядка 2 и степени 2 – C22, S22. Однако такое расположение оси симметрии трассы подспутниковых точек сместит гарантированную зону обслуживания системы в сторону стран Центральной Европы.
Чтобы получить представление о влиянии этой нестабильности на условия работы земных станций, был рассмотрен вариант наблюдения за космическими аппаратами земной станцией (ЗС), расположенной в точке с координатами 32 град. в.д. и 58 град. с.ш. Расположение ЗС выбрано исходя из требования нахождения ее вблизи края гарантированной рабочей зоны обслуживания. Для оценки влияния нестабильности орбитальной группировки была построена проекция трасс КА (рис. 8) в системе координат "угол места/азимут ЗС" для интервала времени 7 мес.
Черная кривая на рис. 6 показывает проекцию геостационарной орбиты в систему координат ЗС. Красным контуром показана ориентация главного лепестка диаграммы направленности антенны ЗС, имеющей ширину 25 град. Таким образом, можно считать, что в случае земной станции с неподвижно ориентированной антенной с диаграммой направленности 25 град. для КА, летящих без коррекции в течение семи месяцев, рабочий участок траектории будет в пределах ее ширины диаграммы направленности. При этом усиление такой антенны составит не менее 16 дБ.
Оптимизация орбитальной группировки для территории РФ заключается в изменении орбитальных параметров таким образом, чтобы рабочая часть траектории КА (в районе петли трасс подспутниковых точек) находилась целиком над территорией РФ. Такое решение позволит увеличить углы места видимости КА для абонентов системы, расположенных в гарантированной рабочей зоне. Для измененной орбитальной группировки предлагается использовать значение эксцентриситета орбиты примерно 0,348 вместо 0,27 и значение наклонения 68,3 град. вместо традиционного значения 63,4 град. Полная группа начальных условий для расчета движения КА в орбитальной группировке приводится в табл. 3. Расчет движения КА показывает, что для приведенных в табл. 3 начальных условий движение КА надежно сохраняется в течение шести месяцев. Этот результат иллюстрируют рис. 7, 8, на которых показано взаимное наложение трасс подспутниковых точек для полярной картографической проекции и для диаграммы "угол места/азимут" для земной станции, расположенной в точке с координатами 32 град. в.д. и 58 град. с.ш.
Из рис. 6 и 8 следует, что изменение параметров орбиты с точки зрения земной станции с фиксированной ориентацией диаграммы направленности привело к смещению рабочего участка орбиты в область больших углов места и так же необходимо, чтобы ширина диаграммы направленности такой земной антенны по прежнему составляла величину порядка 25 град.
Для уменьшения ширины диаграммы направленности необходимо изменить орбитальную группировку так, чтобы существенным образом уменьшились размеры рабочей части трассы подспутниковых точек, которая представляет собой петлю. Эта задача решается путем увеличения числа КА до четырех. Соответствующие орбитальные параметры КА, входящих в состав такой орбитальной группировки (рис. 9), представлены в табл. 4.
Соответствующие начальные условия всех четырех КА приведены в табл. 4, а на рис. 10 показана проекция их трасс движения в системе координат земной станции (угол места/азимут) для интервала времени движения КА без коррекции 7 мес. При использовании на земной станции фиксированно ориентированной антенны с шириной диаграммы направленности 12,5 град. рабочая часть траектории движения КА будет целиком находиться в ее пределах в течение всего времени моделирования. Таким образом, усиление антенны будет порядка 22 дБ, что на 6 дБ выше, чем для случая группировки из трех КА, которая требует ширины диаграммы направленности земной антенны 25 град., что эквивалентно КНД 16 дБ.
В табл. 5 представлены параметры движения четырех КА, образующих группировку на орбите типа "Тундра" с интервалом 3 мес. Средние значения элементов орбит объектов даны на разные даты. Интервал между датами составляет 3 месяца для 9 месяцев движения КА без коррекции.
Угол наклонения i и долгота восходящего узла Ω измеряются в градусах и даны в системе истинного экватора даты. Эксцентриситет орбиты e – величина безразмерная. Аргумент перигея орбиты ω измеряется в градусах. Среднее движение n измеряется в оборотах за сутки. Символом L обозначена географическая долгота точки в момент пересечения спутником восходящего узла орбиты на экваторе Земли, единица измерения – градусы.
На рис. 11 показано взаимное наложение трасс подспутниковых точек для начала и конца интервала времени моделирования 7 мес.
Из данных табл. 5 следует, что за девять месяцев – с 1 октября 2011 г. до 1 июля 2012 г. – параметры всей системы хорошо удерживаются. Ось симметрии орбитальной группировки претерпевает небольшое смещение в октябре на три градуса к гринвичскому меридиану.
В табл. 6 представлены результаты расчетов ситуаций сближения объектов на четыре даты с начальными условиями из предыдущих таблиц. В таблицах даны моменты наибольшего сближения пары объектов на указанную дату и расстояния между этими спутниками на момент наибольшего сближения в километрах.
На дату 1 октября 2012 г. географические долгота λ и широта φ точки наибольшего сближения были следующими: λ = 95 град. 30 мин., φ = 54 град. 30 мин., на дату 1 января 2012 г. – λ = 98 град. 45 мин., φ = 55 град. 30 мин., на дату 1 апреля 2012 г. – λ = 98 град. 00 мин., φ = 55 град. 00 мин., на дату 1 июля 2012 г. – λ = 96 град. 20 мин., φ = 54 град. 30 мин.
Таким образом, минимальное расстояние между спутниками в момент начала/окончания рабочего интервала траектории находится в пределах от 1000 до 3000 км в течение 6 мес. и не превышает 8100 км в течение 9 мес. При этом рабочая область траектории движения все еще будет находиться в области главного лепестка ДН абонентской антенны, а заметно больее других отклонилось от заданных параметров одно сочетание: КА 401–КА 101 (табл. 6, наихудшее значение 8100 км).
Анализируя совместное движение космических аппаратов в орбитальной группировке можно заключить, что нарушение "конвейерного" характера движения КА в ОГ связано в основном с воздействием притяжения Луны и Солнца. Возмущения, связанные с несферичностью гравитационного поля Земли мало влияют на этот процесс, поскольку трассы подспутниковых точек КА накладываются друг на друга и одинаковым образом влияют на движение всех спутников ОГ. Поэтому улучшение стабильности совместного движения может быть достигнуто путем коррекции орбит, компенсирующей силу суммарного притяжения со стороны Луны и Солнца.
Литература
Опубликовано: Журнал "Технологии и средства связи" #3, 2014
Посещений: 10568
Статьи по теме
Автор
| |||
Автор
| |||
Автор
| |||
В рубрику "Спутниковая связь" | К списку рубрик | К списку авторов | К списку публикаций
