Перов А.И., Харисов В.Н. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования (4-е издание, 2010) (1142025), страница 65
Текст из файла (страница 65)
-11 2 Для этого разработаны и реализованы специальные мероприятия по снижению уровня их воздействия, а именно: а) по системе ориентации и стабилизации: .реализуется высокая точность ориентации солнечных батарей на Солнце (1-2'); для разгрузки электромаховиков в штатном режиме работы спутника используется электромагнитная система управляющих моментов; б) по двигательной установке: для снижения утечек рабочего тела через сопла двигателей (в выключенном состоянии) до уровня 0,025 см /с используется последовательная пара за- 3 порных клапанов в гидротракте; в) по конструкции: обеспечена высокая герметичность замкнутых объемов (0,01 — 0,001 мкм мм.р.ст./с); используются материалы на внешних поверхностях с низким уровнем испарения (потеря массы < 1',4); поддерживается высокая стабильность конфигурации спутника в течение всего времени его функционирования на орбите; создана модель деградации значений оптических коэффициентов внешних поверхностей корпуса спутника и солнечных батарей; г) по системе терморегулирования: создана температурная модель внешнего контура спутника; 415 Глава 11 создана модель работы створок жалюзи или реализуется их экранирование от солнечного светового давления.
В системе ГЛОНАСС обеспечена высокая стабильность орбитальной структуры за счет: а) отличия периода обращения от половины звездного периода на 45 мин; б) ассиметричного расположения абсолютных долгот восходящих узлов спутников с целью обеспечения их минимального отклонения от прецессирующих с постоянной скоростью орбитальных плоскостей идеальной структуры; в) реализации среднего периода обращения каждого спутника на сроке его активного существования, равного среднему драконическому периоду в идеальной структуре. Это позволило удерживать взаимные уходы спутников по аргументу широты в допустимых пределах (<5') за весь срок активного существования спутника без коррекции параметров орбиты при условии высокоточной коррекции параметров орбиты.
11.6.6. Логика функционирования навигационного спутника В процессе функционирования спутник последовательно находится в следующих режимах работы: выведение на орбиту, ожидание после выведения на орбиту, начальной ориентации, дежурное функционирование, ввод штатного функционирования, штатное функционирование. В процессе выведения спутника вся его аппаратура выключена, задействованы специальные цепи ~непосредственно от аккумуляторной батареи) электрообогрева датчиков ориентации на Солнце.
На всем интервале движения спутника от опорной орбиты до конечной (на переходном эллипсе) разгонный блок осуществляет пространственные развороты для обогрева спутника солнечными лучами. После выведения спутников на заданную орбиту (за время не более 7 ч) по команде, выдаваемой разгонным блоком непосредственно после остановки двигателей, включаются электропитание некоммутируемых шин питания и дежурные схемы спутников. Через 15 с после этого система управления разгонным блоком выдает команду на отделение спутников. Эта операция осуществляется для трех спутников синхронно с их закруткой (с угловой скоростью не более 27 град/с). Процесс отделения спутников контролируется с помощью телеметрической системы разгонного блока. На каждом спутнике при его отделении формируется команда «Контакт отделения», по которой он переводится в режим ожидания, в котором при прохождении спутником зоны радиовидимости средств наземного комплекса управления (НКУ) обеспечивается прием команд управления и передача телеметрических данных.
Длительность работы спутника в режиме ожидания — до трех суток. 416 Подсистема космических аппаратов Перевод спутника в режим начальной ориентации происходит в зоне радиовидимости наземных средств в следующей последовательности: раскрытие солнечных батарей и штанги магнитометра; успокоение спутника; начальная ориентация спутника на Солнце и начальная ориентация спутника на Землю.
В режиме успокоения осуществляется торможение вращательного движения спутника с помощью двигательной установки с одновременным разворотом панелей солнечных батарей для выставки крыльев активной поверхностью в одну сторону и установкой их в плоскости, совпадающей с продольной осью спутника.
В режиме начальной солнечной ориентации осуществляется разворот спутника вокруг продольной оси с помощью двигателей маховиков до попадания Солнца (диаграмма прибора ножевидной формы) и разворот вокруг поперечной оси до совмещения нормали к солнечной батареи с направлением на Солнце. После завершения этой операции осуществляется закрутка вокруг оси, ориентированной на Солнце для создания возможности длительного пребывания (до трех суток) в состоянии с благоприятным-энергоснабжением спутника.
Режим начальной ориентации на Землю проводится в зоне радиовидимости НКУ на участках, где угол между линями «Солнце — спутник» и «спутник — Земля» составляет (90+18)'. При этом обеспечивается торможение вращения спутника и его разворот с помощью управляющих двигателей — маховиков вокруг направления, ориентированного на Солнце до попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю. После этого включается режим одновременного слежения за Солнцем и Землей и спутник переводится в режим дежурного функционирования.
В этом состоянии организуется ввод спутника в штатное функционирование, который начинается с приведения спутника в заданное положение на орбите (рабочую системную точку). Эта операция осуществляется в несколько этапов: определение параметров орбиты и формирование программы приведения; выдача импульсов коррекции для обеспечения требуемой скорости смещения спутника относительно номинальной орбиты; пассивное движение спутника по орбите в заданном направлении; выдача импульсов, обеспечивающих торможение движения спутника и приведение спутника в заданное положение на орбите; проведение измерений параметров орбит. После завершения всей программы приведения спутника в заданное положение с требуемой точностью производится окончательное уточнение параметров орбиты, высокоточная синхронизация бортовой шкалы времени, расчет временных программ и эфемеридно-временной информации, закладка их на спутник. После этого спутник может использоваться по целевому назначению.
При штатной эксплуатации управление спутником организуется по типовым циклограммам управления с использованием командной радиолинии. Типовые циклограммы управления формируются в виде массива командно- программной информации, закладываемой на спутник. Это обеспечивает про- 14-!026 417 Глава 11 граммное управление спутником на длительных интервалах времени с соответствующим увеличением интервалов радиоконтактов с спутником для управления. Для навигационных спутников необходимо постоянное проведение высокоточных измерений орбиты и сверки времени, расчет и закладку на спутник эфемеридно-временной информации (практически на каждом витке). Вывод из целевого использования спутника осуществляется при возникновении аварийных ситуаций, приводящих к кратковременному нарушению целевого функционирования спутник, а также после возникновения необратимых отказов, исключающих возможность целевого применения спутник.
К основным признакам аварийных ситуаций КА кратковременного типа относятся; недопустимое снижение энергоемкости аккумуляторных батарей, отсутствие ориентации на Солнце, сбой в работе бортовой ЦВМ, непрохождение команд и служебной информации, отсутствие телеметрической информации. В этом случае автоматически КА переводится в режим обеспечения живучести: 1) поддержание положительного энергобаланса переводом спутник в режим минимального потребления (выключение целевой аппаратуры) и гарантированного энергосъема с солнечных батарей в нештатном режиме ориентации (аварийная закрутка спутник, реализация режима автономной ориентации на Солнце); 2) поддержание теплового режима приборов спутник в расширенных допусках по температуре, допустимой для сохранения их работоспособности.
Аварийная ситуация на борту спутник регистрируется телеметрической аппаратурой (время события, информационная посылка) и запоминается с последующей передачей по командной радиолинии сигнала «вызов НКУ» при вхождении спутника в зону радиовидимости наземных средств. Пропадание навигационного радиосигнала является достаточным признаком оперативного вмешательства средств НКУ в работу спутника.
При возникновении аварийных ситуаций на спутнике необратимого типа принимается решение о прекращении его обслуживания. 11.7. Бортовой радиотехнический комплекс спутника 11.7.1. Бортовой источник навигационных радиосигналов Бортовой источник навигационных радиосигналов (БИНРС) предназначен для формирования и излучения высокостабильных навигационных радиосигналов в двух частотных диапазонах — 1.1, Е2 (а в перспективе и в диапазоне А3), Радиосигнал диапазона П модулирован по фазе кодом дальности и навигационными данными (эфемеридная информация, поправки времени, частоты и фазы бортового стандарта частоты). Радиосигнал диапазона А2 модулировав только кодом дальности и предназначен для исключения влияния ионосфер.
ной рефракции на точность измерений навигационных параметров военными 418 Лодсистема космических аппаратов потребителями. В перспективе в данном диапазоне будет излучаться сигнал для гражданских потребителей (более подробно в гл. 14). Обобщенная схема БИНРС приведена на рисунке 11.18 и включает: формирователь навигационного кадра (ФНК); формирователь навигационного сигнала (ФНС); контроллер магистрали мультиплексного канала обмена (МКО); синтезатор несущих частот диапазонов П и Е2; четырехканальный усилитель мощности диапазона Е1; двухканальный усилитель мощности диапазона Л2; 12-элементная антенная система (активная фазированная антенная решетка (АФАР)). Взаимодействие БИНРС с другими бортовыми системами осуществляется по стандартному МКО.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
