В соответствии с целевым назначением система ГЛОНАСС имеет в своем составе подсистему космических аппаратов (навигационных спутников — НС),  которая представляет собой орбитальную группировку из 24 спутников. Спутники, излучая непрерывные радионавигационные сигналы, формируют в совокупности сплошное радионавигационное поле на поверхности Земли и в  околоземном пространстве, которое используется для навигационных определений различными потребителями.

Структура сети спутников такова, что в каждой точке земной поверхности и околоземного пространства, в которой находится потребитель, в любой момент времени в зоне видимости находится одновременно не менее четырех спутников, взаимное расположение и качество сигналов которых обеспечивает ему возможность координатно-временных измерений с заданными характеристиками. Требование по количественному составу орбитальной группировки обусловлено тем, что заданные точностные характеристики навигационного обеспечения могут быть получены в системе ГЛОНАСС при наличии в орбитальной группировке, например, 21 спутника (по семь спутников в каждой орбитальной плоскости), а остальные обеспечивают "горячий" резерв и высокую устойчивость системы.

Спутники ГЛОНАСС размещаются на трех практически круговых орбитах, высоты которых — 18840...19440 км (номинальное значение составляет 19100 км), что позволяет отнести ГЛОНАСС к среднеорбитальным спутниковым радионавигационным системам (СРНС).

Точность приведения спутника в заданную (рабочую) точку орбиты составляет: по периоду обращения 0,5 с; по аргументу широты 1°; по эксцентриситету ±0,01; по наклонению орбиты ±0,3°.

Орбитальные плоскости разнесены по долготе восходящего узла на 120° (рис. 1). При полном созвездии НС в каждой орбитальной плоскости равномерно размещается по 8 спутников с номинальным сдвигом в 45° по истинной аномалии. Спутники в соседних орбитальных плоскостях сдвинуты на 15° по значению истинной аномалии. Нумерация орбитальных плоскостей осуществляется по направлению вращения Земли, а нумерация позиций (так называемых рабочих точек орбиты или орбитальных точек) в последовательности спутников на орбите на определенный момент времени — против их движения. Спутники, занимающие эти позиции, часто обозначаются с помощью соответствующих (системных) номеров, совпадающих с номером позиции, несмотря на известную неоднозначность данного термина. При этом спутники с системными номерами 1...8 располагаются в первой орбитальной плоскости, 9...16 — во второй и 17...24 — в третьей соответственно. На рис. 1 приведено расположение НС по орбитальным плоскостям и рабочим точкам на 20.01.96 г.

При полностью развернутой группировке интервал повторяемости трасс движения НС и зон радиовидимости НС наземными потребителями составляет 17 витков (7 сут 23 ч 27 мин 28 с).

Таким образом, спутники СРНС ГЛОНАСС не имеют резонанса с вращением Земли. Период обращения спутников подобран таким образом, что приблизительно за 8 суток они совершают 17 оборотов вокруг Земли. При этом начало каждого витка смещается относительно поверхности Земли приблизительно на 21° по долготе. Каждые восемь суток спутник проходит над одними и теми же точками на поверхности Земли. За счет смещения спутников внутри орбитальных плоскостей все они движутся относительно поверхности Земли практически по одному и тому же следу (полосе). Это свойство обеспечивает высокоточное определение орбит спутников и ПВЗ при использовании региональной ПКУ.

Орбитальная группировка спутников ГЛОНАСС с несинхронными почти круговыми орбитами более стабильна по сравнению с группировкой спутников GPS с синхронными 12-ти часовыми орбитами.

Рассмотренная структура орбитальной группировки позволяет обеспечить практически непрерывное и глобальное покрытие земной поверхности и околоземного пространства (включая ближний космос) навигационным полем с заданными характеристиками.

Доступность спутников в системе ГЛОНАСС на широтах более 50° выше, чем в системе GPS. Это связано с большим значением наклонения орбит спутников ГЛОНАСС.

Орбитальная структура спутников ГЛОНАСС характеризуется высокой устойчивостью и не требует дополнительных коррекций в течение всего срока активного существования НС. Так, максимальные уходы НС относительно идеального положения на орбите не превышают ±5° на интервале в 5 лет, а средняя скорость прецессии орбитальных плоскостей составляет 0,59251×10^-3 рад/с. Кроме того, структура сохраняет свои функциональные качества при выходе из строя одновременно до 6 НС (по два в каждой плоскости).

Поддержание структуры ПКА осуществляется выведением новых навигационных спутников при снижении общего числа НС в любой плоскости менее восьми. Запуск в заданную плоскость орбиты осуществляется по групповой схеме (три спутника одновременно) с помощью ракеты носителя Протон с космодрома Байконур. Использование групповой схемы выведения приводит к тому, что в каждой плоскости могут находиться избыточные работоспособные НС, которые переводятся в нештатный способ функционирования, когда целевая (навигационная) аппаратура выключена, и возможна профилактика систем, так как обеспечивающие системы поддерживают штатную ориентацию НС, заданный тепловой режим и энергоснабжение.

Схема выведения НС включает: выведение космической головной части на промежуточную круговую орбиту высотой около 200 км; переход на эллиптическую орбиту с перигеем примерно 200 км, апогеем около 19100 км и наклонением 64,3°; переход на круговую орбиту высотой 19100 км.

В общем случае эксплуатация спутника предполагает следующие этапы полета:

• выведение спутника на орбиту после отделения его от разгонного блока продолжительностью от 5 до 12 витков; здесь производится проверка работоспособности всех бортовых систем;
• приведение и постановка спутника в системную точку с заданными периодом обращения и угловым положением в системной плоскости (продолжительность этого этапа — от одной недели до одного месяца и определяется угловым положением спутника в точке выведения на орбиту и системной точкой спутника);
• штатная эксплуатация спутника;
• нахождение спутника вне системы (например, при проведении профилактических и восстановительных работ по командам с ПКУ).

Реконфигурация рассмотренной орбитальной группировки ГЛОНАСС допускается в связи с ограниченными запасами топлива для двигательных установок спутника только в крайних случаях и проводится в целях оптимизации структуры и используемых частот (в целях повышения точности навигационных определений и обеспечения электромагнитной совместимости с другими системами). Орбитальные маневры проводятся на этапе установки новых спутников после их выведения на орбиту. При этом один НС остается в точке выведения, а два других разводятся в соседние рабочие точки (предварительно возможен перевод уже функционирующих НС в новую рабочую точку).

 

Виды используемых сигналов

Каждый спутник системы ГЛОНАСС излучает фазоманипулированные навигационные радиосигналы в диапазоне L1 (~1600 МГц) и L2 (~1250 МГц).

В СРНС ГЛОНАСС используется частотное разделение сигналов различных спутников в каждом из диапазонов. При этом спутники ГЛОНАСС, находящиеся в противоположных точках орбиты (антиподные НС), т.е. невидимые приземными потребителям одновременно, обычно передают навигационные радиосигналы на одинаковых частотах, что позволяет более рационально использовать частотный диапазон.

В СРНС GPS, в отличие от СРСН ГЛОНАСС, сигналы всех НС в каждом из частотных диапазонов L1 и L2 излучаются на одной несущей частоте, при этом используется кодовое разделение сигналов, т.е. сигнал каждого НС имеет свой дальномерный код.

В радиолинии частотного диапазона L1 спутники системы ГЛОНАСС излучают навигационные радиосигналы двух типов: стандартной и высокой точности (СТ- и ВТ-сигнал соответственно), которые позволяют выделить два соответствующих канала навигационного обслуживания — каналы стандартной и высокой точности.

Сигнал стандартной точности предназначен для использования гражданскими потребителями, и предоставляемое им обслуживание доступно всем владельцам аппаратуры потребителей ГЛОНАСС. Сигнал высокой точности модулирован специальным кодом и не рекомендован к использованию без согласования с МО РФ, поэтому рассматриваемые каналы можно называть открытыми и закрытыми. Иногда в иностранной литературе применительно к указанным навигационным каналам используют обозначения CSA (Channel of standardaccuracy) и СНА (Channelofhighaccuracy) соответственно.

В отличие от сигнала стандартной точности системы GPS в системе ГЛОНАСС не предусматривается его принудительное загрубление, хотя иногда применительно к нему используется обозначение ПТ-сигнал (сигнал пониженной точности). Однако имеющиеся более низкие по сравнению с ВТ-сигналом характеристики точности можно отнести к этапу выбора параметров сигнала при разработке системы, что не связано с политикой поставщиков навигационного обслуживания в системе ГЛОНАСС на этапе ее эксплуатации. Поэтому всем пользователям ГЛОНАСС доступны измерения координат местоположения и скорости с высокой точностью. В радиолинии диапазона L2 с НС "Глонасс" в настоящее время передается только ВТ-сигнал, поэтому гражданские потребители не могут использовать метод двухчастотной компенсации ионосферных погрешностей. Этот существенный, с точки зрения гражданских потребителей, недостаток присущ и системе GPS.

В декабре 2003 г. с космодрома Байконур был запущен НС новой модификации "Глонасс-М". Он передает навигационный СТ-сигнал не только в диапазоне L1, но и в диапазоне L2. Параметры СТ-сигнала в диапазоне L2 полностью аналогичны параметрам СТ-сигнала в диапазоне L1, излучаемого этим же НС.

Отличие СТ-сигналов в диапазонах L1 и L2 НС "Глонасс-М" от СТ-сигнала в диапазоне L1 НС "Глонасс" состоит только в некоторых дополнительных параметрах навигационного сообщения. Остальные параметры (мощность сигнала у поверхности земли, структура сигнала и др.) идентичны.

 

Навигационные спутники системы ГЛОНАСС

Навигационные спутники являются основным элементом системы ГЛОНАСС и предназначены для выполнения следующих функций:

1) навигационное обеспечение:

• непрерывное излучение высокостабильных навигационных радиосигналов в дециметровом диапазоне волн (L диапазон);
• прием, хранение, формирование и передача навигационной информации (данных);
• формирование оцифрованной высокостабильной бортовой шкалы времени, хранение и передача в навигационном сигнале;

2) автономное эфемеридно-временное обеспечение:

• проведение межспутниковых измерений и обмен результатами измерений;
• обработка результатов межспутниковых измерений, расчет и прогнозирование эфемерид и частотно-временных поправок;
• информационный обмен между КА результатами межспутниковых измерений и навигационными параметрами;
• прием данных о параметрах вращения Земли;

3) управление, контроль и баллистическое обеспечение:

• ретрансляция или излучение сигналов для радиоконтроля орбиты спутника и определения поправок к бортовой шкале времени;
• прием, квитирование, дешифрирование и отработка радиокоманд;
• прием, запоминание и отработка временных программ управления режимами функционирования спутника на орбите;
• формирование телеметрических данных о состоянии бортовой аппаратуры и передача их в наземный комплекс управления;
• прием и отработка кодов коррекции и фазирования бортовой шкалы времени;
• выработка и передача сигналов «Вызов наземного комплекса управления» при сбое или выходе важных контролируемых параметров за пределы нормы;
• анализ состояния бортовой аппаратуры (совместно с наземным комплексом управления) и выработка управляющих команд;
• ретрансляции запросных лазерных сигналов наземных квантово-оптических средств.

Реализация вышеперечисленных функций на спутнике возлагается на следующую аппаратуру и системы: бортовой целевой комплекс, бортовой комплекс управления, обеспечивающие бортовые системы (коррекции, ориентации и стабилизации, электропитания, терморегулирования) и конструкцию. Конкретная комплектация приборами аппаратуры и систем зависит от типа навигационного спутника.

В системе ГЛОНАСС используются следующие типы навигационных спутников: "Глонасс", "Глонасс-М" и "Глонасс-К", отличающиеся номенклатурой решаемых задач, аппаратурным составом, техническими характеристиками и ресурсом.

 

Навигационный спутник "Глонасс"

Навигационный спутник "Глонасс" разработан в НПО ПМ (г. Красноярск) и изготавливался в ПО «Полет» (г. Омск).

Бортовой целевой комплекс реализует целевую задачу спутника "Глонасс" — непрерывное излучение в сторону Земли высокостабильных радионавигационных сигналов в двух диапазонах частот L1 и L2 . В бортовой целевой комплекс входит следующая аппаратура: бортовой источник навигационных радиосигналов, антенно-фидерная система, бортовое синхронизирующее устройство.

Бортовой комплекс управления совместно с наземным комплексом управления решает задачи управления, контроля и баллистического обеспечения. При этом на наземный комплекс управления возлагается задача формирования программы работы спутника с помощью радиокоманд и временных программ по результатам анализа телеметрической информации со спутника, проведение измерений параметров орбиты спутника и сверки времени, прогнозирование движения спутника и ухода его шкалы времени с проведением расчета и закладки на спутник эфемеридно-временной информации. В бортовой комплекс управления входят:

• бортовая аппаратура командно-измерительной системы,
• системы телеконтроля,
• специализированная вычислительная машина, обеспечивающая отработку временных программ и эфемеридно-временной информации.

Система телеконтроля формирует и передает по командной радиолинии телеметрическую информацию о состоянии спутника, при нахождении его как непосредственно в зоне радиовидимости наземных средств, так и на протяжении всего витка его движения путем запоминания значимых событий и сопутствующей им телеметрической информации. Дополнительно в бортовом комплексе управления реализована аппаратная логика управления спутником при возникновении аварийных ситуаций с формированием признака «вызов наземного комплекса управления». Этот признак передается по командной радиолинии.

В целях обеспечения высокой точности измерений осуществляется калибровка радиолиний спутника с помощью оптической ретрорефлекторной антенной системы, предназначенной для пассивного отражения оптических сигналов наземных квантово-оптических средств.

Система коррекции спутника предназначена для коррекции орбиты спутника и формирования управляющих моментов системы ориентации. Система коррекции состоит из двигательной установки и блока управления. Двигательная установка формирует импульсы коррекции с помощью двух двигателей коррекции и управляющих моментов по трем осям с помощью 24-х двигателей ориентации (основные и резервные). Рабочим телом двигателей является гидразин. Высокая точность выдачи импульсов коррекции параметров орбиты позволяет удерживать спутник в системной точке в заданных пределах (±5° по аргументу широты) без последующих коррекций в течение всего срока функционирования спутника.

Система ориентации и стабилизации обеспечивает непрерывную ориентацию спутника на Землю (продольная ось спутника с антеннами) и на Солнце (панелей солнечной батареи), периодическую ориентацию по вектору скорости. При этом на время ориентации по вектору скорости штатная ориентация на Солнце прекращается. Ориентация спутника осуществляется с использованием электромаховиков, которые требуют периодической их разгрузки по мере накапливания кинетического момента. Для снижения возмущений на движение спутника по орбите разгрузка электромаховиков осуществляется с помощью электромагнитов, управляемых по сигналам магнитометра. В целях снижения влияния магнитных полей спутника магнитометры установлены на выносной штанге.

Система электропитания формирует электропитание бортовой аппаратуры с постоянным стабильным напряжением 27 В. В качестве генератора энергии используется солнечная батарея на кремниевых фотопреобразователях, а в качестве аккумулятора — никель-водородная батарея.

Система терморегулирования обеспечивает тепловой режим приборов в термоконтейнере с использованием одноконтурной (газовой) схемы с жалюзи, а приборов на антенном блоке — с использованием непосредственного излучения тепла в окружающее космическое пространство. Излучательным радиатором одноконтурной схемы является часть поверхности термоконтейнера, эффективное излучение которой регулируется переменным положением створок жалюзи. Высокая точность регулирования положения створок жалюзи позволяет стабилизировать температуру газа в термоконтейнере с точностью 5°С, что повышает стабильность атомного стандарта частоты.

Основу конструктивно-компоновочной схемы спутника составляет силовой термоконтейнер, внутри которого размещена часть приборов. На нижней части основания термоконтейнера крепятся элементы системы отделения, а на верхней части термоконтейнера размещен антенный блок. Навигационные передатчики, как наиболее тепловыделяющие элементы, вынесены на антенный блок и расположены вблизи излучателей антенн. На время выведения спутников на орбиту панели солнечных батарей уложены в ромбическую форму, оптимальную для размещения трех КА в цилиндрической зоне полезного груза обтекателя ракеты-носителя. После выведения на орбиту осуществляется раскрытие солнечных батарей и их непрерывная ориентация на Солнце с помощью электроприводов. Штанга магнитометра во время размещения спутника в зоне полезного груза ракеты-носителя сложена и раскрывается после его выведения на орбиту.

Выведение спутников на орбиту осуществляется по групповой схеме (одновременно три спутника) с космодрома "Байконур" с помощью ракеты-носителя "Протон" с разгонным блоком. Время выведения на орбиту не превышает 7 часов.

Отделение трех спутников от разгонного блока осуществляется одновременно с закруткой каждого спутника с угловой скоростью около 27 град/с вокруг поперечной оси. Такой режим отделения выбран исходя, с одной стороны, из обеспечения безударного отделения трех спутников от разгонного блока и, с другой стороны, обеспечения равномерной засветки солнечных батарей, находящихся в сложенном положении и получения на борту спутника электроэнергии, достаточной для поддержания режима ожидания.

Глобальная навигационная спутниковая система ГЛОНАСС в 1993 г. была принята в эксплуатацию с орбитальной группировкой из 12 спутников "Глонасс", а в 1995 г. была развернута орбитальная группировка штатного состава из 24 спутников.

Таблица 1. Характеристики спутника "Глонасс"

Параметры	Величина
Эффективная изотропная излучаемая мощность навигационного сигнала, дБ∙Вт в углах ±19° в углах ±15° в углах 0°	22(F1), 21(F2) 27(F1), 19(F2) 25(F1), 19(F2)
Суточная нестабильность сигнала	5×10-13
Точность ориентации, град	0,5 (на Землю) 5 (на Солнце)
Тяга двигателей, Н	5 (коррекция) 0,1 (ориентация)
Суммарный импульс для коррекции, Н∙с	90 000
Рабочая мощность солнечных батарей, Вт	1600
Рабочая энергоемкость аккумуляторных батарей, Вт/час	1800
Диапазон терморегулирования, °С: стандартов частоты газа в гермоконтейнере	(15...30) ±5 0...40
Ресурс спутника, лет	3
Масса спутника, кг	1415
Энергопотребление аппаратуры спутника, Вт	1000

 

Навигационный спутник "Глонасс-М"

Навигационный спутник "Глонасс-М" разработан и изготавливается в НПО ПМ (г. Красноярск).

Навигационный спутник "Глонасс-М" имеет по сравнению со спутником "Глонасс" лучшие целевые и эксплутационные характеристики, увеличенный ресурс работы.

Бортовой целевой комплекс доработан в следующей части.

В первую очередь модернизирован навигационный радиосигнал:

1) полоса используемых частот смещена влево L1 = (1598,0625 ... 1605, 375) ±5,11 МГц, L2 = (1242,9375 ... 1248,625) ± 5,11 МГц;

2) увеличена мощность излучения в два раза на частоте диапазона L2;

3) установлены режекторные фильтры, уменьшающие внеполосное излучение в диапазонах частот (1610,6 ... 1613,8) МГц и (1660,0 ... 1670,0) МГц до уровня, приведенного в рекомендациях 769 МККР;

4) на частотах L1 и L2 излучаются двухкомпонентные сигналы СТ и ВТ, содержащие цифровую информацию и дальномерный код для измерений дальности; кроме того, повышена информативность навигационного сигнала за счет размещения в резервных разрядах навигационного кадра дополнительной информации, в том числе:

• расхождение шкалы времени систем GPS и ГЛОНАСС;
• признак недостоверности навигационного кадра (передается с дискретностью 4 с);
• признак ожидаемой секундной коррекции шкалы UTC-UT1 (за 8 недель до коррекции);
• возраст эфемеридно-временной информации.

За счет использования цезиевых атомно-лучевых трубок и обеспечения их высокоточной термостабилизации снижена относительная нестабильность частоты навигационного сигнала до 1×10^-13, а за счет повышения точности ориентации солнечных батарей на Солнце снижен уровень неучтенных активных сил, воздействующих на спутник до уровня 5×10^-10 м/с².

В результате реализации вышеперечисленных мероприятий улучшены точностные характеристики навигационных определений по спутнику "Глонасс-М" примерно в 2 раза.

Для повышения автономности спутника на нем размещена аппаратура межспутниковых измерений и информационного обмена.

Бортовой комплекс управления построен на основе бортовой ЦВМ, обеспечивающей информационную увязку с приборами по шинам MIL-STD-1553 В и решающей задачи управления, диагностики, обработки информации межспутниковых измерений, расчета и формирования эфемеридно-временной информации.

Принципы построения и функционирования обеспечивающих систем сохранены, однако изменился приборный состав, их конструктивное исполнение и технические характеристики. Это привело к существенному изменению конструктивно-компоновочной схемы спутника "Глонасс-М" по сравнению со спутником "Глонасс". Из состава спутника исключен магнитометр, включение электромагнитов осуществляется по программе, рассчитываемой бортовой ЦВМ. Уменьшен в два раза запас рабочего тела для коррекции орбиты, что было обосновано результатами эксплуатации спутника "Глонасс". Уменьшено количество двигателей ориентации в 2 раза за счет перехода от схемы формирования управляющего момента с помощью двух двигателей к схеме однодвигательной. Возникающая при этом возмущающая сила на центр масс КА учитывается при проведении коррекции орбиты.

Конструктивная схема спутника "Глонасс-М" построена на основе использования унифицированной космической платформы связных спутников разработки НПО ПМ. При этом сохранена ромбическая схема укладки солнечных батарей на время выведения спутника на орбиту и способ их отделения.

Спутник "Глонасс-М" выводится по групповой схеме — одновременно 3 спутника с космодрома "Байконур" с использованием ракеты-носителя "Протон" и разгонного блока.

Первый летный образец спутника "Глонасс-М", разработанный и изготовленный в НПО ПМ, был запущен в составе комбинированного блока (вместе с двумя спутниками "Глонасс") в 2003 г. Последующими запусками спутника "Глонасс-М" в 2004 г. (один КА), 2005 г. (два спутника) были завершены летные испытания модернизированного спутника и они были переданы в опытную эксплуатацию. Запуском в 2006 г. трех спутников "Глонасс-М" началось интенсивное восстановление штатной орбитальной группировки.

Таблица 2. Характеристики спутника "Глонасс-М"

Параметры	Величина
Эффективная изотропная излучаемая мощность навигационного сигнала, дБ∙Вт в углах ±19° в углах ±15° в углах 0°	26(F1), 21(F2) 30(F1), 23(F2) 28(F1), 21(F2)
Суточная нестабильность сигнала	1×10-13
Точность ориентации, град	0,5 (на Землю) 2 (на Солнце)
Тяга двигателей, Н	5 (коррекция) 0,1 (ориентация)
Суммарный импульс для коррекции, Н∙с	45 000
Рабочая мощность солнечных батарей, Вт	2200
Рабочая энергоемкость аккумуляторных батарей, Вт/час	2300
Диапазон терморегулирования, °С: стандартов частоты газа в гермоконтейнере	(15...30) ±1 0...40
Ресурс спутника, лет	7
Масса спутника, кг	1415
Энергопотребление аппаратуры спутника, Вт	1270

 

Навигационный спутник "Глонасс-К"

Навигационный спутник "Глонасс-К" разрабатывается в НПО ПМ (г. Красноярск).

Навигационный спутник "Глонасс-К" имеет следующие отличительные особенности в сравнении со спутником "Глонасс-М":

• вводится третья частота в L диапазоне для повышения надежности навигационных определений;
• увеличен срок функционирования КА;
• уменьшена масса спутника;
• дополнительно размещена аппаратура спасения терпящих бедствия;
• реализованы мероприятия, снижающие уровень воздействия немоделируемых сил до 5×10^-11м/с;
• применена негерметичная конструктивная схема приборного отсека.

Спутник "Глонасс-К" создается на базе конструктивно-компоновочной схемы с использованием коробчатого негерметичного приборного отсека из сотопанелей. Все приборы размещены на внутренних поверхностях сотопанелей, которые одновременно являются радиаторами-излучателями.

Тепловой режим приборов обеспечивается пассивным способом — непосредственным сбросом тепла от приборов теплопроводностью через сотопанель в окружающее космическое пространство путем излучения. Для исключения переохлаждения используется теплоизоляция, электрообогреватели, тепловые трубы. Для атомных стандартов частоты организована местная прецизионная термостабилизация радиаторов излучателей в диапазоне ±0.5°С с помощью управляемых обогревателей.

В штатном режиме поддерживается непрерывная ориентация спутника на Землю (продольная ось спутника с антеннами) и на Солнце (панелей солнечной батареи), периодическая ориентация по вектору скорости. При этом на время ориентации по вектору скорости штатная ориентация на Солнце прекращается. Ориентация обеспечивается с помощью электромаховиков, периодически разгружаемых электромагнитами.

Система коррекции спутника "Глонасс-К" подобна системе коррекции спутника "Глонасс-М" и выполняет задачи создания управляющих моментов для реализации начальных режимов ориентации и выдачи импульсов коррекции для приведения спутника в системную точку, удержания в ней и перевода в другую системную точку. Бак для хранения рабочего тела размещен вблизи центра масс спутника внутри негерметичного приборного отсека. Имеется возможность снимать бак для автономной его заправки рабочим телом. Высокая точность выдачи импульсов коррекции в процессе приведения спутника в заданную системную точку позволяет удерживать спутник в заданных пределах по аргументу широты без коррекций в течение всего срока функционирования.

Система электропитания на основе никель-водородных аккумуляторов и арсенид-галиевых солнечных батарей формирует электропитание бортовой аппаратуры постоянным стабильным напряжением 27 В и мощностью непрерывно на теневых и солнечных орбитах.

Бортовой комплекс управления на основе бортовой ЦВМ обеспечивает информационную увязку с приборами по шинам MIL-TD-553 и решает задачи управления, диагностики, обработки информации межспутниковых измерений, расчета и формирования эфемеридно-временной информации.

Первые спутники "Глонасс-К" запланировано выводить с космодрома "Байконур" по комбинированной схеме, т.е одновременно два спутника "Глонасс-М" и один спутник "Глонасс-К".

Таблица 3. Характеристики спутника "Глонасс-К"

Параметры	Величина
Эффективная изотропная излучаемая мощность навигационного сигнала, дБ∙Вт в углах ±19° в углах ±15° в углах 0°	26(F1), 21(F2) 30(F1), 23(F2) 28(F1), 21(F2)
Суточная нестабильность сигнала	1×10-13
Точность ориентации, град	0,5 (на Землю) 1 (на Солнце)
Тяга двигателей, Н	0,1 (коррекция) 0,1 (ориентация)
Суммарный импульс для коррекции, Н∙с	45 000
Рабочая мощность солнечных батарей, Вт	2750
Рабочая энергоемкость аккумуляторных батарей, Вт/час	2800
Диапазон терморегулирования, °С: стандартов частоты газа в гермоконтейнере	(15...20) ±1 -20...50
Ресурс спутника, лет	10
Масса спутника, кг	995
Энергопотребление аппаратуры спутника, Вт	1400

 

Пассивный спутник "Эталон"

Спутник "Эталон" был разработан для отработки согласующей модели геопотенциала для орбит системы ГЛОНАСС. На спутнике реализован только оптический (лазерный) метод измерения дальности.

Спутник "Эталон" разработан в НПО ПМ и изготовлен в ПО «Полет». По своему конструктивному исполнению он представляет собой тяжелое пробное тело сферической формы, внешняя поверхность которого покрыта призматическими светоотражателями (для отражения лазерного луча) и светорассеивающей (диффузно) поверхностью между ними для наблюдения в телескоп за спутником в отраженных лучах Солнца. Такая форма спутника позволяет снизить воздействие на него неучтенных активных сил негравитационной природы, что обеспечивает достаточно точное исследования всех гармоник гравитационного поля.

Спутники "Эталон" были выведены на орбиты системы ГЛОНАСС (круговая орбита высотой ~20000 м, наклонение ~65°) одновременно со спутниками системы ГЛОНАСС в составе комбинированного блока (два спутника «Глонасс» и один спутник «Эталон»): 10 января 1989 г. (Эталон-1) и 31 мая 1989 г. (Эталон-2).

При заданном сроке активного существования 5 лет спутники «Эталон» продолжают работать уже сверх гарантийных сроков без ухудшения эксплуатационных характеристик более 20 лет.

В настоящее время они используются международным сообществом для решения ряда фундаментальных задач геодезии и динамики Земли.

 

Особенности построения навигационных спутников

Навигационный спутник в космической навигационной системе используется как радионавигационная точка с известными координатами, излучающая высокостабильный навигационный сигнал, охватывающий весь земной шар и околоземное космическое пространство. Это вносит специфические требования к построению спутника в целом и его составных частей.

Навигационные антенны размещаются таким образом, чтобы их фазовый центр находился на минимальном расстоянии от продольной оси спутника, которая совмещается с центром масс спутника и совпадает с радиус-вектором орбиты.

Для атомных стандартов частоты созданы комфортные условия эксплуатации (в первую очередь прецизионная термостабилизация) и обеспечиваться экранирование от воздействия магнитных полей.

Учитывая важность высокоточного прогнозирования движения спутника по орбите на длительный период (более суток), уделено внимание учету всех активных сил негравитационной природы, воздействующих на спутник. Часть факторов, имеющих регулярный характер, моделируются при прогнозировании движения спутника. Факторы, имеющие случайный характер воздействия и неподдающиеся моделированию, существенно ограничены (до 5∙10^-11 м/с ).

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 см³/с используется последовательная пара запорных 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%);
• 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;
• 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.

 

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.

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 программное 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.

 

 

Источники

 

См. также