RU2699821C2 - Method of establishing optimum value of equivalent isotropically emitted power of transmitting system of spacecraft on low circular orbit for communication with retransmission satellite on high circular orbit equipped with receiving antenna with narrow controlled beam - Google Patents

Method of establishing optimum value of equivalent isotropically emitted power of transmitting system of spacecraft on low circular orbit for communication with retransmission satellite on high circular orbit equipped with receiving antenna with narrow controlled beam Download PDF

Info

Publication number
RU2699821C2
RU2699821C2 RU2017143276A RU2017143276A RU2699821C2 RU 2699821 C2 RU2699821 C2 RU 2699821C2 RU 2017143276 A RU2017143276 A RU 2017143276A RU 2017143276 A RU2017143276 A RU 2017143276A RU 2699821 C2 RU2699821 C2 RU 2699821C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
satellite
spacecraft
earth
line
relay
Prior art date
Application number
RU2017143276A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2017143276A (en
RU2017143276A3 (en
Inventor
Владимир Анатольевич Мухин
Original Assignee
Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" filed Critical Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва"
Priority to RU2017143276A priority Critical patent/RU2699821C2/en
Publication of RU2017143276A publication Critical patent/RU2017143276A/en
Publication of RU2017143276A3 publication Critical patent/RU2017143276A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2699821C2 publication Critical patent/RU2699821C2/en

Links

Images

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H04—ELECTRIC COMMUNICATION TECHNIQUE
    • H04B—TRANSMISSION
    • H04B7/00—Radio transmission systems, i.e. using radiation field
    • H04B7/14—Relay systems
    • H04B7/15—Active relay systems
    • H04B7/185—Space-based or airborne stations; Stations for satellite systems

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Signal Processing (AREA)
  • Radio Relay Systems (AREA)

Abstract

FIELD: astronautics.
SUBSTANCE: invention relates to space systems for relaying information between low-orbiting spacecrafts and control centers and receiving messages using high-orbit, mainly geostationary satellites-retransmitters. In order to achieve the said objective, the values of the length of the inter-satellite line and the noise temperature of the receiving system of the retransmission satellite are calculated for the threshold value of the deflection angle of the line of sight "spacecraft - satellite-retransmitter" from the direction "SR - center of the Earth"
Figure 00000050
, where RE is radius of Earth, RSR is the radius of the orbit SR, h is the minimum allowable height of the passage of the intersatellite line above the Earth's surface.
EFFECT: technical result consists in developing a method which enables to establish minimum required parameters of a low-orbital spacecraft transmitting system, represented in the form of equivalent isotropically emitted power, by taking into account features of transmitting information over an inter-satellite line to a high-orbit relay satellite.
1 cl, 4 dwg, 1 tbl

Description

Изобретение относится к космическим системам ретрансляции информации между абонентскими станциями, в роли которых выступают низкоорбитальные космические аппараты (КА), и центрами управления и приема сообщений с использованием высокоорбитальных, преимущественно геостационарных спутников-ретрансляторов (CP).The invention relates to space systems for relaying information between subscriber stations, the role of which are low-orbit spacecraft (SC), and control centers and receiving messages using high-orbit, mainly geostationary relay satellites (CP).

Способ установления значения эквивалентной изотропно излучаемой мощности (ЭИИМ) передающей системы абонентских станций космических систем связи и передачи данных изложен, например, в справочнике Спутниковая связь и вещание: Справочник. - 3-е изд., перераб. и доп. / В.А. Бартенев, Г.В. Болотов, В.Л. Быков и др; под. ред. Л.Я. Кантора. - М.: Радио и связь, 1997. - с. 149-154 [1] и в сборнике задач Теплякова И.М. Телекоммуникационные системы: Сборник задач: Учебное пособие - М: ИП «РадиоСофт», 2008. - с. 116-118. По совокупности используемых параметров радиолинии способ, описанный в [1], выбран в качестве прототипа. В соответствии с данным способом ЭИИМ КА устанавливается определением:A method for determining the value of the equivalent isotropically radiated power (EIRP) of a transmitting system of subscriber stations of space communication and data transmission systems is described, for example, in the Satellite Communication and Broadcasting Handbook: Reference Book. - 3rd ed., Revised. and add. / V.A. Bartenev, G.V. Bolotov, V.L. Bykov and others; under. ed. L.Ya. Cantor. - M.: Radio and Communications, 1997. - p. 149-154 [1] and in the collection of tasks Teplyakova IM Telecommunication systems: Collection of tasks: Textbook - M: IP "RadioSoft", 2008. - p. 116-118. According to the totality of the used parameters of the radio link, the method described in [1] is selected as a prototype. In accordance with this method, EIIM CA is established by the definition:

- отношения энергии бита к спектральной плотности шума Еб/No в радиолинии связи между абонентской станцией и CP, исходя из требования к коэффициенту битовой ошибки для выбранной сигнально-кодовой структуры;- the ratio of bit energy to the spectral density of noise E b / N o in the radio link between the subscriber station and CP, based on the requirements for the bit error coefficient for the selected signal-code structure;

- длины волны несущей λ и скорости передачи информации R;- carrier wavelength λ and information transfer rate R;

- коэффициента усиления приемной антенны CP, например, по оси диаграммы направленности

Figure 00000001
,- gain of the receiving antenna CP, for example, along the axis of the radiation pattern
Figure 00000001
,

- дополнительных потерь в радиолинии L;- additional losses in the radio link L;

- протяженности радиолинии D;- the length of the radio line D;

- шумовой температуры приемной системы CP

Figure 00000002
;- noise temperature of the receiving system CP
Figure 00000002
;

и вычислением по формуле:and calculation by the formula:

Figure 00000003
Figure 00000003

где k - постоянная Больцмана.where k is the Boltzmann constant.

Входящие в выражение (1) суммарные потери сигнала для спутниковой радиолинии связи с земным абонентом, в общем случае, включают в себя потери на распространение в свободном пространстве (первый сомножитель указанного выражения), зависящие от протяженности радиолинии D, и дополнительные потери L, содержащие потери в атмосферных газах L a и гидрометеорах

Figure 00000004
, а также потери из-за несогласованности поляризаций передающей и приемной антенн
Figure 00000005
.The total signal loss included in expression (1) for a satellite radio link with an earth subscriber, in general, includes free space propagation losses (the first factor of the indicated expression), depending on the length of the radio line D, and additional losses L, containing losses in atmospheric gases L a and hydrometeors
Figure 00000004
, as well as losses due to polarization inconsistencies of the transmitting and receiving antennas
Figure 00000005
.

Для удобства анализа такие виды потерь, как потери в фидерных трактах и из-за ошибок наведения передающей и приемной антенн здесь и далее будут считаться учтенными в значениях ЭИИМА,

Figure 00000001
и
Figure 00000002
.For the convenience of analysis, such types of losses as losses in the feeder paths and due to pointing errors of the transmitting and receiving antennas here and hereinafter will be considered as taken into account in the values of EIIM A ,
Figure 00000001
and
Figure 00000002
.

Протяженность спутниковой радиолинии D при связи с земным абонентом зависит от радиуса орбиты CP RСР и угла места связи β (Спилкер Дж. Цифровая спутниковая связь. Пер. с англ. / Под ред. В.В. Маркова - М.: Связь, 1979. - с. 144):The length of the satellite radio link D when communicating with the terrestrial subscriber depends on the orbit radius CP R CP and the elevation angle β (Spilker J. Digital satellite communications. Transl. From English / Ed. By VV Markov - M .: Communication, 1979 . - p. 144):

Figure 00000006
Figure 00000006

где RЗ - радиус Земли.where R Z is the radius of the Earth.

Потери в атмосферных газах могут быть представлены как:Losses in atmospheric gases can be represented as:

Figure 00000007
Figure 00000007

где

Figure 00000008
и
Figure 00000009
- коэффициенты погонного поглощения в кислороде и парах воды, соответственно, ho - высота земного абонента над уровнем моря.Where
Figure 00000008
and
Figure 00000009
- coefficients of linear absorption in oxygen and water vapor, respectively, h o - the height of the earth subscriber above sea level.

Потери в гидрометеорах

Figure 00000004
зависят от коэффициента погонного поглощения в них
Figure 00000010
и эквивалентной длины пути сигнала в зоне присутствия гидрометеоров
Figure 00000011
:Losses in hydrometeors
Figure 00000004
depend on the coefficient of linear absorption in them
Figure 00000010
and the equivalent signal path length in the presence zone of hydrometeors
Figure 00000011
:

Figure 00000012
Figure 00000012

где F(ε) - коэффициент, учитывающий неравномерность пространственного распределения интенсивности гидрометеоров, a

Figure 00000013
- эквивалентная толщина зоны присутствия гидрометеоров [1, с. 155-156].where F (ε) is a coefficient that takes into account the uneven spatial distribution of the intensity of hydrometeors, a
Figure 00000013
- equivalent thickness of the zone of presence of hydrometeors [1, p. 155-156].

Потери из-за несогласованности поляризаций передающей и приемной антенн Ln зависят от значений коэффициента эллиптичности антенн и угла между соответствующими полуосями эллипсов поляризации передающей и приемной антенн ψ. Значение последнего определяется выражением:Losses due to inconsistencies in the polarizations of the transmitting and receiving antennas L n depend on the values of the ellipticity coefficient of the antennas and the angle between the corresponding axes of the polarization ellipses of the transmitting and receiving antennas ψ. The value of the latter is determined by the expression:

Figure 00000014
Figure 00000014

где

Figure 00000015
- частота несущей сигнала [1, с. 167-169].Where
Figure 00000015
- frequency of the carrier signal [1, p. 167-169].

Таким образом, на основании анализа выражений (1÷5) можно сделать вывод о том, что перечисленные выше составляющие суммарных потерь сигнала при связи земного абонента с CP имеют четко выраженную зависимость от угла места β следствием которой является рост указанных потерь с уменьшением данного угла.Thus, based on the analysis of expressions (1 ÷ 5), we can conclude that the above components of the total signal loss during communication of the terrestrial subscriber with CP have a pronounced dependence on the elevation angle β, which results in an increase in these losses with a decrease in this angle.

Поэтому при расчете спутниковых линий связи с земными абонентами, когда находящиеся в зоне обслуживания спутниковой антенны абоненты должны работать при различных (или изменяющихся в процессе эксплуатации) углах места, выбирают такое значение ЭИИМ земного абонента, при котором необходимые скорость и качество передачи информации обеспечивались бы даже при минимальном значении угла места β, т.е. при наихудших во всех отношениях для земных абонентов условиях связи. Т.е., выбор значения ЭИИМ земного абонента осуществляется по принципу «гарантированного результата» (Вентцель Е.С.Исследование операций: задачи, принципы, методология. - 2-е изд. стер. - М.: Наука. Гл. ред. физ. - мат. лит., 1988 - с. 39).Therefore, when calculating satellite communication lines with terrestrial subscribers, when the subscribers located in the satellite antenna service area must work at different (or changing during operation) elevation angles, they select a value of the EIRP of the terrestrial subscriber at which the necessary speed and quality of information transfer would be ensured even with a minimum elevation angle β, i.e. at the worst in all respects for terrestrial subscribers communication conditions. That is, the choice of the value of the EIIM of the earth subscriber is carried out according to the principle of "guaranteed result" (E. Wentzel. Research of operations: tasks, principles, methodology. - 2nd ed. Eras. - M .: Nauka. Gl. Ed. phys.- mat. lit., 1988 - p. 39).

Недостатком рассмотренного способа является то, что он разработан применительно к радиолиниям спутниковой связи с земными абонентами и в нем не учитываются особенности связи между низкоорбитальным КА и высокоорбитальным CP (межспутниковой связи). Это приводит, как будет показано ниже, к завышенной оценке ЭИИМ КА, необходимой для передачи информации с заданной скоростью и качеством.The disadvantage of this method is that it is designed for satellite radio links with terrestrial subscribers and does not take into account the features of communication between a low-orbit spacecraft and high-orbit CP (inter-satellite communication). This leads, as will be shown below, to an overestimation of the EIRPM spacecraft necessary for transmitting information at a given speed and quality.

Задачей предлагаемого изобретения является разработка способа, обеспечивающего установление минимально необходимых параметров передающей системы низкоорбитального КА за счет учета особенностей передачи информации по межспутниковой линии (МСЛ) на высокоорбитальный СР.The objective of the invention is to develop a method that provides the establishment of the minimum necessary parameters of the transmitting system of a low-orbit spacecraft by taking into account the characteristics of the transmission of information over the inter-satellite link (MSL) to high-orbit SR.

Поставленная цель достигается тем, что в способе установления оптимального значения эквивалентной изотропно излучаемой мощности передающей системы космического аппарата на низкой круговой орбите для связи со спутником-ретранслятором на высокой круговой орбите, оснащенным приемной антенной с узким управляемым лучом, при котором задают значения энергопотенциала межспутниковой линии как отношения энергии бита Еб к спектральной плотности шумов No на выходе приемной системы спутника-ретранслятора, исходя из требований к скорости передачи данных и к коэффициенту битовой ошибки для выбранной сигнально-кодовой структуры, а также длины волны λ, скорости передачи информации R и коэффициента осевого усиления приемной антенны спутника-ретранслятора

Figure 00000001
, определяют дополнительные потери в межспутниковой линии L, связанные, например, с рассогласованием эллипсов поляризации передающей антенны космического аппарата и приемной антенны спутника-ретранслятора, ошибками взаимного наведения указанных антенн, протяженность межспутниковой линии D и шумовую температуру приемной системы спутника-ретранслятора
Figure 00000002
, вычисляют эквивалентную изотропно излучаемую мощность космического аппарата, как
Figure 00000016
, где k - постоянная Больцмана, согласно изобретению значения протяженности межспутниковой линии и шумовой температуры приемной системы спутника-ретранслятора вычисляют для порогового значения угла отклонения линии визирования «космический аппарат - спутник-ретранслятор» от направления «СР - центр Земли»
Figure 00000017
, где RЗ - радиус Земли, RСР - радиус орбиты CP, h - минимально допустимая высота прохождения межспутниковой линии над поверхностью Земли.This goal is achieved by the fact that in the method of establishing the optimal value of the isotropically radiated power of the transmitting system of the spacecraft in a low circular orbit for communication with a repeater satellite in a high circular orbit, equipped with a receiving antenna with a narrow controlled beam, in which the values of the energy potential of the inter-satellite line are set as the ratio of the energy of the bit E b to the spectral density of noise N o at the output of the receiving system of the satellite-relay, based on the speed requirements before data and the bit error coefficient for the selected signal-code structure, as well as the wavelength λ, the information rate R and the axial gain of the receiving antenna of the relay satellite
Figure 00000001
, determine additional losses in the inter-satellite line L, associated, for example, with a mismatch of polarization ellipses of the transmitting antenna of the spacecraft and the receiving antenna of the satellite-relay, the errors of mutual pointing of these antennas, the length of the inter-satellite line D and the noise temperature of the receiving system of the satellite-relay
Figure 00000002
calculate the equivalent isotropically radiated power of the spacecraft, as
Figure 00000016
, where k is the Boltzmann constant, according to the invention, the values of the length of the inter-satellite line and the noise temperature of the receiver system of the satellite-relay are calculated for the threshold value of the angle of deviation of the line of sight "spacecraft-satellite-relay" from the direction "CP - center of the Earth"
Figure 00000017
where R З is the radius of the Earth, R СР is the radius of the orbit of the CP, h is the minimum permissible height of the inter-satellite line over the surface of the Earth.

Сущность предполагаемого изобретения поясняется фиг. 1÷4, где:The essence of the alleged invention is illustrated in FIG. 1 ÷ 4, where:

- на фиг. 1 приведены геометрические построения для определения зависимости протяженности МСЛ от угла отклонения линии визирования «КА - СР» от направления «СР - центр Земли» δ;- in FIG. 1 shows the geometric construction for determining the dependence of the length of the MSL on the deviation angle of the line of sight "KA - SR" from the direction "SR - center of the Earth" δ;

- на фиг. 2 представлены возможные варианты ориентации приемной антенны СР при организации МСЛ;- in FIG. 2 presents possible orientations of the receiving antenna of the SR when organizing the MSL;

- на фиг. 3 приведены графики зависимости протяженности МСЛ и шумовой температуры приемной системы СР от угла отклонения δ;- in FIG. Figure 3 shows graphs of the dependence of the length of the MSL and the noise temperature of the SR receiving system on the deviation angle δ;

- на фиг. 4 приведены графики, иллюстрирующие характер зависимости ЭИИМ КА от угла отклонения δ при различных подходах к установлению данного параметра.- in FIG. Figure 4 shows graphs illustrating the nature of the dependence of the EIRP of the spacecraft on the deflection angle δ for various approaches to establishing this parameter.

На фиг. 1÷4 введены следующие обозначения:In FIG. 1 ÷ 4 the following notation is introduced:

1 - земной шар;1 - globe;

2 - сфера возможных положений КА;2 - sphere of possible positions of the spacecraft;

3 - диаграмма направленности приемной антенны СР;3 is a radiation pattern of the receiving antenna of the SR;

4 - место размещения КА на сфере его возможных положений;4 - spacecraft location in the sphere of its possible provisions;

5 - тепловое излучение Земли.5 - thermal radiation of the Earth.

Принципиальным отличием МСЛ от линии связи «земная станция - СР» является то, что она проходит вне земной атмосферы и ее протяженность, а значит и потери в свободном пространстве, зависят не от угла места β, а от угла δ, характеризующего отклонение линии визирования «КА - СР» от направления «СР - центр Земли». Для определения этой зависимости обратимся к фиг. 1 (верхний чертеж), на которой показаны проекции земного шара 1 (окружность радиусом RЗ) и сферы возможных положений КА 2 (окружность радиусом RКА). Точка А является местом нахождения СР, а точка В - произвольным местом нахождения КА, соответственно линия АВ обозначает МСЛ.The fundamental difference between the MSL and the earth station - SR communication line is that it passes outside the earth’s atmosphere and its length, and therefore the free space loss, does not depend on elevation angle β, but on angle δ characterizing the deviation of the line of sight “ KA - SR ”from the direction“ SR - center of the Earth ”. To determine this dependence, we turn to FIG. 1 (upper drawing), which shows the projection of the globe 1 (circle of radius R З ) and the sphere of possible positions of KA 2 (circle of radius R KA ). Point A is the location of the CP, and point B is an arbitrary location of the spacecraft, respectively, the line AB denotes MSL.

В соответствии с теоремой косинусов можно записать:In accordance with the cosine theorem, we can write:

Figure 00000018
Figure 00000018

где θ - вспомогательный центральный угол, который исходя из представленных геометрических построений равен:where θ is the auxiliary central angle, which, based on the presented geometric constructions, is equal to:

Figure 00000019
Figure 00000019

После подстановки (7) в (6) и проведения соответствующих преобразований, получим следующее квадратное уравнение:After substituting (7) in (6) and carrying out the corresponding transformations, we obtain the following quadratic equation:

Figure 00000020
Figure 00000020

решением которого является:whose solution is:

Figure 00000021
Figure 00000021

Проанализируем полученный результат с помощью нижнего чертежа на фиг. 1, представляющего собой видоизменение верхнего чертежа, на котором проиллюстрированы различные случаи определения значений протяженности МСЛ.Let us analyze the result obtained using the lower drawing in FIG. 1, which is a modification of the upper drawing, which illustrates various cases of determining the length of the MSL.

Рассмотрим случай 1, когда угол δ равен нулю и направление МСЛ совпадает с линией АЕ. В соответствии с (9) для δ=0 с математической точки зрения существуют два решения уравнения (8), или два значения протяженности МСЛ: D1=RСР+RKА (линия АЕ) и D2=RСР-RKА (линия AD).We consider case 1, when the angle δ is equal to zero and the direction of the MSL coincides with the line AE. In accordance with (9), for δ = 0, from a mathematical point of view, there are two solutions of equation (8), or two values of the length of the MSL: D 1 = R CP + R KА (line AE) and D 2 = R СР -R KА ( line AD).

С физической точки зрения связь с КА в точке Е невозможна, поскольку МСЛ блокируется Землей. Данная ситуация будет сохраняться до тех пор, пока МСЛ не будет проходить на некоторой высоте над поверхностью Земли h, на которой МСЛ не блокируется Землей и радиосигналы не поглощаются земной атмосферой. Например, по результатам экспериментов с установлением лазерной связи между японским низкоорбитальным КА OICETS и европейским геостационарным CP ARTEMIS было определено, что на высотах свыше 50 км над Землей влиянием атмосферы можно пренебречь (Y. Takayama et al. Observation of atmospheric influence on OICETS inter-orbit laser communication demonstrations. // Free-Space Laser Communication Technologies VII, Proc. of SPIE Vol. 6709, 67091B, 2007). Как следует из нижнего чертежа на фиг. 1, это отклонение МСЛ от направления на центр Земли соответствует пороговому значению

Figure 00000022
, равномуFrom a physical point of view, communication with the spacecraft at point E is impossible, since the MSL is blocked by the Earth. This situation will continue until the MSL passes at a certain height above the Earth’s surface h, at which the MSL is not blocked by the Earth and the radio signals are not absorbed by the Earth’s atmosphere. For example, from experiments with the establishment of laser communication between the Japanese low-orbit spacecraft OICETS and the European geostationary CP ARTEMIS, it was determined that the influence of the atmosphere can be neglected at altitudes above 50 km above the Earth (Y. Takayama et al. Observation of atmospheric influence on OICETS inter-orbit laser communication demonstrations. // Free-Space Laser Communication Technologies VII, Proc. of SPIE Vol. 6709, 67091B, 2007). As follows from the lower drawing in FIG. 1, this deviation of the MSL from the direction to the center of the Earth corresponds to the threshold value
Figure 00000022
equal to

Figure 00000023
Figure 00000023

Т.е., для значений δ, лежащих в пределах от 0 до

Figure 00000022
, уравнение (9) имеет только одно решение:That is, for δ values ranging from 0 to
Figure 00000022
, equation (9) has only one solution:

Figure 00000024
Figure 00000024

Случай 2 соответствует ситуации, когда МСЛ проходит по касательной к сфере возможных положений КА (КА в этом случае находится в точке F). Для этого случая у уравнения (8) для протяженности МСЛ D, соответствующей максимальному углу отклонения δмакс, равномуCase 2 corresponds to the situation when the MSL passes along a tangent to the sphere of possible positions of the spacecraft (the spacecraft in this case is at point F). For this case, equation (8) for the length of the MSL D corresponding to the maximum deflection angle δ max equal to

Figure 00000025
Figure 00000025

существует одно единственное решение:there is one single solution:

Figure 00000026
Figure 00000026

Наконец, для значений δ, лежащих в пределах

Figure 00000022
<δ<δмакс, уравнение (8) имеет два действительных решения, соответствующих протяженности МСЛ до «ближнего» КА (линия AG) и до «дальнего» КА (линия АН), которые соответственно равны:Finally, for values of δ lying within
Figure 00000022
<δ <δ max , equation (8) has two real solutions corresponding to the length of the MSL to the “near” spacecraft (line AG) and to the “far” spacecraft (line AN), which are respectively equal to:

Figure 00000027
Figure 00000027

иand

Figure 00000028
Figure 00000028

Другим изменяющимся в пространстве параметром МСЛ является шумовая температура приемной системы СР.Another spatially changing MSL parameter is the noise temperature of the SR receiving system.

Полная эквивалентная шумовая температура приемной системы, состоящей из антенны, фидерного тракта и малошумящего усилителя (МШУ), пересчитанная ко входу МШУ, может быть описана следующим выражением [1, с. 172]:The full equivalent noise temperature of the receiving system, consisting of an antenna, feeder path and low-noise amplifier (LNA), counted to the input of the LNA, can be described by the following expression [1, p. 172]:

Figure 00000029
Figure 00000029

где TA - эквивалентная шумовая температура антенны; To - абсолютная температура окружающей среды; ЕМШУ - эквивалентная шумовая температура собственно МШУ, обусловленная его внутренними шумами; ηф - коэффициент передачи фидерного тракта.where T A is the equivalent noise temperature of the antenna; T o - absolute ambient temperature; E LNA - the equivalent noise temperature of the LNA itself, due to its internal noise; η f - transmission coefficient of the feeder path.

Температура антенны ТА определяется интегралом по полному телесному углу Ω=4π [1, с. 173]:The antenna temperature T A is determined by the integral over the full solid angle Ω = 4π [1, p. 173]:

Figure 00000030
Figure 00000030

где Тя(ϕ,θ) и G(ϕ,θ) - соответственно яркостная температура излучения и коэффициент усиления антенны в сферических координатах ϕ и θ. Поскольку в дальнейшем речь пойдет о приемной антенне СР, и центром упомянутой сферической системы координат будет точка расположения СР, то одна из угловых сферических координат (θ) станет при дальнейшем анализе эквивалентом рассмотренного ранее угла отклонения оси приемной антенны СР от направления на центр Земли δ.where T i (ϕ, θ) and G (ϕ, θ) are the luminance radiation temperature and antenna gain in spherical coordinates ϕ and θ, respectively. Since in the future we will talk about the receiving antenna of the SR, and the center of the mentioned spherical coordinate system will be the point of location of the SR, then one of the angular spherical coordinates (θ) will become the equivalent of the previously considered angle of deviation of the axis of the receiving antenna of the SR from the direction to the center of the Earth δ.

На фиг. 2 показаны два варианта ориентации диаграммы направленности (ДН) 3 приемной антенны СР при осуществлении связи с КА при нахождении его в различных точках 4 на сфере возможных положений 2 в условиях теплового излучения Земли 5 в направлении СР.In FIG. Figure 2 shows two options for the orientation of the radiation pattern (LH) 3 of the SR receiving antenna when communicating with the spacecraft when it is located at various points 4 on the sphere of possible positions 2 under the conditions of thermal radiation of the Earth 5 in the direction of the SR.

В варианте, показанном на верхнем чертеже фиг. 2, ДН 3 приемной антенны СР ориентирована на центр Земли и ее тепловое излучение 5 воздействует как по главному лепестку ДН 3, так и по боковым. Поэтому в данном случае приемная антенна СР будет характеризоваться максимальной шумовой температурой. По мере отклонения оси ДН 3 от направления на центр (т.е., с увеличением угла δ) главный лепесток будет постепенно выходить за пределы земного диска, и воздействие теплового излучения Земли 5 теперь будет восприниматься приемной антенной СР в основном по боковым лепесткам и, возможно, по главному лепестку ДН 3 при относительно низких уровнях усиления (нижний чертеж на фиг. 2). При отклонении оси ДН 3 на угол δмакс по главному лепестку будет воздействовать в основном тепловое излучение космических источников, характеризующееся существенно меньшим уровнем, чем излучение Земли, что вызвано их большей удаленностью и значительно меньшими угловыми размерами.In the embodiment shown in the upper drawing of FIG. 2, DN 3 of the SR receiving antenna is oriented to the center of the Earth and its thermal radiation 5 acts both along the main lobe of the DN 3 and on the side ones. Therefore, in this case, the SR receiving antenna will be characterized by a maximum noise temperature. As the axis of DN 3 deviates from the direction to the center (i.e., with an increase in the angle δ), the main lobe will gradually go beyond the Earth’s disk, and the effect of the thermal radiation of Earth 5 will now be perceived by the SR receiving antenna mainly along the side lobes and, possibly along the main lobe of DN 3 at relatively low gain levels (bottom drawing in FIG. 2). If the axis of the DN 3 is deflected, the angle δ max along the main lobe will mainly be affected by the thermal radiation of cosmic sources, which is characterized by a significantly lower level than the radiation of the Earth, which is caused by their greater remoteness and significantly smaller angular dimensions.

Так, если яркостная температура Земли составляет примерно 290 К, то максимальная яркостная температура космического фона на частотах порядка 2 ГГц не превышает 6 К и постепенно снижается с ростом частоты [1, с. 175, 178].So, if the brightness temperature of the Earth is about 290 K, then the maximum brightness temperature of the cosmic background at frequencies of the order of 2 GHz does not exceed 6 K and gradually decreases with increasing frequency [1, p. 175, 178].

Итак, в ходе проведенного анализа составляющих уравнения (1), определяющего ЭИИМ передающей системы абонентской станции, установлено, что для МСЛ, использующей приемную антенну СР с узким и управляемым лучом, в указанном уравнении имеются параметры, зависящие от угла δ: шумовая температура приемной системы СР

Figure 00000002
и протяженность МСЛ D.So, in the course of the analysis of the components of equation (1), which determines the EIRP of the transmitting system of the subscriber station, it was found that for MSL using a receive antenna SR with a narrow and controlled beam, the specified equation contains parameters depending on the angle δ: noise temperature of the receiving system SR
Figure 00000002
and the length of MSL D.

Преобразуем выражение (1) применительно к ЭИИМ КА, выделив составляющие, зависящие от угла δ:We transform expression (1) as applied to the EIRP of the spacecraft, selecting components that depend on the angle δ:

Figure 00000031
Figure 00000031

С учетом того, что все составляющие в правой части выражения (18), кроме D и

Figure 00000002
, являются постоянными величинами, можно записать:Given that all the components on the right side of the expression (18), except for D and
Figure 00000002
are constant values, you can write:

Figure 00000032
Figure 00000032

гдеWhere

Figure 00000033
Figure 00000033

На фиг. 3 приведены графики зависимости протяженности МСЛ D (верхний чертеж) и температуры приемной системы СР

Figure 00000002
от угла отклонения δ (нижний чертеж).In FIG. Figure 3 shows graphs of the dependence of the length of the MSL D (upper drawing) and the temperature of the SR receiving system
Figure 00000002
from the angle of deviation δ (bottom drawing).

График функции D(δ) построен применительно к СР на геостационарной орбите радиусом RСР=42164 км, КА на круговой орбите радиусом RKА=8378 км и минимальной высоте прохождения радиолуча над поверхностью Земли h=100 км. Это соответствует значениям

Figure 00000022
=8,8° и δмакс=11,5°, вычисленным по формулам (10) и (12). При этом для δ<8,8° приведены значения D для «ближних» КА, рассчитанные по формуле (14), а для δ≥8,8° - значения D для «дальних» КА, рассчитанные по формуле (15).The graph of the function D (δ) is constructed for the superlattice in a geostationary orbit with a radius R CP = 42164 km, a spacecraft in a circular orbit with a radius R KA = 8378 km and a minimum height of the radio beam passing above the Earth's surface h = 100 km. This corresponds to the values
Figure 00000022
= 8.8 ° and δ max = 11.5 ° calculated by formulas (10) and (12). In this case, for δ <8.8 °, the D values for the “near” spacecraft calculated according to formula (14) are given, and for δ≥8.8 °, the D values for the “distant” spacecraft calculated according to formula (15) are given.

График функции

Figure 00000002
(δ) построен для приемной системы геостационарного CP S-диапазона с антенной, формирующей луч шириной около 3° по уровню половинной мощности. Данные для этого графика могут быть получены как расчетным, так и экспериментальным путем.Function graph
Figure 00000002
(δ) built for the S-band geostationary CP receiving system with an antenna forming a beam about 3 ° wide at half power level. Data for this graph can be obtained both by calculation and experimentally.

Поскольку характер зависимости параметров

Figure 00000002
и D от δ для значений δ<8,8° является прямо противоположным, это дает основание предполагать наличие экстремума у функции ЭИИМКА(δ). Для подтверждения данного предположения рассмотрим характер изменения произведения
Figure 00000034
(а значит и ЭИИМКА) в зависимости от угла δ. В таблице 1 для этой цели приведены значения:Since the nature of the dependence of the parameters
Figure 00000002
and D from δ for values of δ <8.8 ° is the exact opposite, this suggests that there is an extremum in the EIRP KA function (δ). To confirm this assumption, we consider the nature of the change in the work
Figure 00000034
(and, therefore, EIIM KA ) depending on the angle δ. Table 1 shows the values for this purpose:

-

Figure 00000035
и D(δ), на основании которых построены графики, представленные на фиг. 3;-
Figure 00000035
and D (δ), on the basis of which the graphs shown in FIG. 3;

-

Figure 00000036
(
Figure 00000002
- var) для изменяющейся от угла δ шумовой температуры антенны;-
Figure 00000036
(
Figure 00000002
- var) for antenna noise temperature changing from angle δ;

-

Figure 00000037
(
Figure 00000002
=const) в предположении, что шумовая температура антенны остается неизменной, например максимальной, принятой для δ=0, как это делается при расчетах для наихудших условий связи.-
Figure 00000037
(
Figure 00000002
= const) under the assumption that the noise temperature of the antenna remains unchanged, for example, the maximum adopted for δ = 0, as is done in the calculations for the worst communication conditions.

Обе величины

Figure 00000038
(при Т
Figure 00000002
- var и
Figure 00000002
=const) представлены в логарифмическом масштабе (
Figure 00000039
) и имеют размерность дБ⋅К⋅км2. Для простоты сопоставления указанных величин в таблице 1 приведены также нормированные их значения:Both quantities
Figure 00000038
(at T
Figure 00000002
- var and
Figure 00000002
= const) are presented on a logarithmic scale (
Figure 00000039
) and have the dimension dB⋅K⋅km 2 . For ease of comparison of the indicated values, Table 1 also shows their normalized values:

- Δ1 - нормированное значение

Figure 00000040
при
Figure 00000002
- var;- Δ1 - normalized value
Figure 00000040
at
Figure 00000002
- var;

- Δ2 - нормированное значение

Figure 00000041
при
Figure 00000002
=const.- Δ2 - normalized value
Figure 00000041
at
Figure 00000002
= const.

Графики зависимости Δ1 и Δ2 от δ представлены на фиг .4. Из этих графиков следует, что при значении угла δ равном 8,8°, которое для рассматриваемого случая было определено выше как

Figure 00000022
, произведение
Figure 00000042
и, следовательно, функция ЭИИМКА(δ) имеют максимум, т.е. расчет ЭИИМКА необходимо производить при значениях
Figure 00000002
и D для угла δ=
Figure 00000022
. Тем самым гарантируется, что при установленном по результатам вышеприведенного расчета значении ЭИИМКА заданные качество и скорость передачи информации в направлении КА - СР будут обеспечиваться во всем диапазоне рабочих углов δ.Graphs of the dependence of Δ1 and Δ2 on δ are presented in Fig. 4. From these graphs it follows that with an angle δ equal to 8.8 °, which for the case under consideration was defined above as
Figure 00000022
, composition
Figure 00000042
and, therefore, the EIRP function of the spacecraft (δ) have a maximum calculation of the EIRP of the spacecraft must be performed at values
Figure 00000002
and D for the angle δ =
Figure 00000022
. This ensures that when the value of the EIRPM of the spacecraft is established based on the results of the above calculation, the specified quality and speed of information transfer in the direction of the spacecraft - SR will be ensured in the entire range of working angles δ.

Сравнение указанных графиков зависимости Δ1 и Δ2 от δ также показывает, что учет изменения шумовой температуры приемной антенны СР на направлениях МСЛ вне земного диска (график Δ1) позволяет получить выигрыш в значении ЭИИМКА в 0,8 дБ по отношению к случаю, если бы такой учет не производился (график Δ2).Comparison of these graphs of the dependence of Δ1 and Δ2 on δ also shows that taking into account changes in the noise temperature of the SR receiving antenna on the MSL directions outside the earth's disk (Δ1 graph) allows to obtain a gain in the value of the EIRP of the spacecraft of 0.8 dB relative to the case, if such accounting was not performed (graph Δ2).

Таким образом, использование предлагаемого способа обеспечивает минимизацию энергетических затрат низкоорбитального КА, необходимых для передачи единицы информации на высокоорбитальный СР.Thus, the use of the proposed method minimizes the energy costs of the low-orbit spacecraft needed to transfer a unit of information to a high-orbit SR.

По результатам проведенного авторами анализа известной патентной и научно-технической литературы не обнаружена совокупность признаков, эквивалентных (или совпадающих) с признаками данного предполагаемого изобретения, поэтому заявители склонны считать техническое решение отвечающим критерию «новизна».Based on the results of the analysis of the known patent and scientific and technical literature, the authors did not find a set of features equivalent (or coinciding) with the features of this alleged invention, therefore, applicants are inclined to consider the technical solution to meet the criterion of "novelty."

Предложенный автором способ в настоящее время используется при задании параметров низкоорбитальных абонентов космических систем ретрансляции информации от объектов ракетно-космической техники.The method proposed by the author is currently used to set the parameters of low-orbit subscribers of space systems for relaying information from objects of rocket and space technology.

Figure 00000043
Figure 00000043

Claims (1)

Способ установления оптимального значения эквивалентной изотропно излучаемой мощности передающей системы космического аппарата на низкой круговой орбите для связи со спутником-ретранслятором на высокой круговой орбите, оснащенным приемной антенной с узким управляемым лучом, при котором задают значения энергопотенциала межспутниковой линии как отношения энергии бита Еб к спектральной плотности шумов Nо на выходе приемной системы спутника-ретранслятора, исходя из требований к скорости передачи данных и к коэффициенту битовой ошибки для выбранной сигнально-кодовой структуры, а также длины волны λ, скорости передачи информации R и коэффициента осевого усиления приемной антенны спутника-ретранслятора GопрСР, определяют дополнительные потери в межспутниковой линии L, связанные, например, с рассогласованием эллипсов поляризации передающей антенны космического аппарата и приемной антенны спутника-ретранслятора, ошибками взаимного наведения указанных антенн, протяженность межспутниковой линии D и шумовую температуру приемной системы спутника-ретранслятора ТпрСР, вычисляют эквивалентную изотропно излучаемую мощность космического аппарата как ЭИИМКА=(Еб/Nо)[(4πD2)kТпрСРRL/GопрСРλ2], где k - постоянная Больцмана, отличающийся тем, что значения протяженности межспутниковой линии и шумовой температуры приемной системы спутника-ретранслятора вычисляют для порогового значения угла отклонения линии визирования «космический аппарат - спутник-ретранслятор» от направления «спутник-ретранслятор - центр Земли» δпор=arcsin [(RЗ+h)/RCP], где RЗ - радиус Земли, RCP - радиус орбиты спутника-ретранслятора, h - минимально допустимая высота прохождения межспутниковой линии над поверхностью Земли.The method of establishing the optimal value of the equivalent isotropically radiated power of the transmitting system of the spacecraft in a low circular orbit for communication with a repeater satellite in a high circular orbit equipped with a receiving antenna with a narrow guided beam, in which the energy potential of the inter-satellite line is set as the ratio of the energy of the bit E b to the spectral noise density N о at the output of the receiving system of the satellite-relay, based on the requirements for the data transfer rate and the bit error coefficient and for the selected signal-code structure, as well as the wavelength λ, the information transfer rate R, and the axial gain of the receiving antenna of the satellite of the O-SR satellite relay, determine additional losses in the inter-satellite line L, associated, for example, with a mismatch of polarization ellipses of the transmitting antenna of the spacecraft and the receiving antenna of the satellite-relay, errors in the mutual guidance of the indicated antennas, the length of the inter-satellite line D and the noise temperature of the receiving system of the satellite-relay T prSR , calculate the equivalent isotropically radiated power of the spacecraft as EIIM KA = (E b / N o ) [(4πD 2 ) kT prSR RL / G oprSR 2 ], where k is the Boltzmann constant, characterized in that the values of the length of the inter-satellite line and noise temperature the receiver system of the satellite-relay is calculated for the threshold value of the deviation angle of the line of sight "spacecraft - satellite-relay" from the direction "satellite-relay-center of the Earth" δ then = arcsin [(R З + h) / R CP ], where R З - radius of the Earth, R CP - radius of the orbit of the satellite repeater, h - minima no permissible height of the passage of inter-satellite link above Earth's surface.
RU2017143276A 2017-12-11 2017-12-11 Method of establishing optimum value of equivalent isotropically emitted power of transmitting system of spacecraft on low circular orbit for communication with retransmission satellite on high circular orbit equipped with receiving antenna with narrow controlled beam RU2699821C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017143276A RU2699821C2 (en) 2017-12-11 2017-12-11 Method of establishing optimum value of equivalent isotropically emitted power of transmitting system of spacecraft on low circular orbit for communication with retransmission satellite on high circular orbit equipped with receiving antenna with narrow controlled beam

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017143276A RU2699821C2 (en) 2017-12-11 2017-12-11 Method of establishing optimum value of equivalent isotropically emitted power of transmitting system of spacecraft on low circular orbit for communication with retransmission satellite on high circular orbit equipped with receiving antenna with narrow controlled beam

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017143276A RU2017143276A (en) 2019-06-11
RU2017143276A3 RU2017143276A3 (en) 2019-07-17
RU2699821C2 true RU2699821C2 (en) 2019-09-11

Family

ID=66947158

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017143276A RU2699821C2 (en) 2017-12-11 2017-12-11 Method of establishing optimum value of equivalent isotropically emitted power of transmitting system of spacecraft on low circular orbit for communication with retransmission satellite on high circular orbit equipped with receiving antenna with narrow controlled beam

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2699821C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2742629C1 (en) * 2020-06-10 2021-02-09 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Method of establishing optimum value of equivalent isotropically radiated power of spacecraft transmitting system on low circular orbit for communication with retransmitter in high-altitude circular orbit

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116633423B (en) * 2023-07-24 2023-10-13 成都本原星通科技有限公司 Low-orbit satellite auxiliary communication method based on reconfigurable intelligent surface

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4103237A (en) * 1955-12-15 1978-07-25 International Telephone & Telegraph Corp. Radio jamming system
US5955994A (en) * 1988-02-15 1999-09-21 British Telecommunications Public Limited Company Microstrip antenna
US20060080037A1 (en) * 2004-09-15 2006-04-13 Deutsches Zentrum Fur Luft- Und Raumfahrt E.V. Process of remote sensing data
RU2316899C1 (en) * 2006-05-29 2008-02-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт "Градиент" Method for creating retranslated interferences
CN102401898A (en) * 2011-08-25 2012-04-04 北京理工大学 Quantified simulation method for forest remote sensing data of synthetic aperture radar
RU2520373C2 (en) * 2008-12-05 2014-06-27 Таль Shared source antenna and method of making shared source antenna for generating multiple beams

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4103237A (en) * 1955-12-15 1978-07-25 International Telephone & Telegraph Corp. Radio jamming system
US5955994A (en) * 1988-02-15 1999-09-21 British Telecommunications Public Limited Company Microstrip antenna
US20060080037A1 (en) * 2004-09-15 2006-04-13 Deutsches Zentrum Fur Luft- Und Raumfahrt E.V. Process of remote sensing data
RU2316899C1 (en) * 2006-05-29 2008-02-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт "Градиент" Method for creating retranslated interferences
RU2520373C2 (en) * 2008-12-05 2014-06-27 Таль Shared source antenna and method of making shared source antenna for generating multiple beams
CN102401898A (en) * 2011-08-25 2012-04-04 北京理工大学 Quantified simulation method for forest remote sensing data of synthetic aperture radar

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2742629C1 (en) * 2020-06-10 2021-02-09 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Method of establishing optimum value of equivalent isotropically radiated power of spacecraft transmitting system on low circular orbit for communication with retransmitter in high-altitude circular orbit

Also Published As

Publication number Publication date
RU2017143276A (en) 2019-06-11
RU2017143276A3 (en) 2019-07-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Zhang et al. Spectral coexistence between LEO and GEO satellites by optimizing direction normal of phased array antennas
Nie et al. Channel modeling and analysis of inter-small-satellite links in terahertz band space networks
US11984664B2 (en) System and method for real-time multiplexing phased array antennas to modems
RU2699821C2 (en) Method of establishing optimum value of equivalent isotropically emitted power of transmitting system of spacecraft on low circular orbit for communication with retransmission satellite on high circular orbit equipped with receiving antenna with narrow controlled beam
US11616574B2 (en) Optical ground terminal
Moon et al. RF lens antenna array-based one-shot coarse pointing for hybrid RF/FSO communications
Zaman et al. Omnidirectional optical crosslinks for CubeSats: Transmitter optimization
Priebe et al. Interference investigations of active communications and passive earth exploration services in the THz frequency range
Akhtaruzzaman et al. Link budget analysis in designing a web-application tool for military X-band satellite communication
RU2742629C1 (en) Method of establishing optimum value of equivalent isotropically radiated power of spacecraft transmitting system on low circular orbit for communication with retransmitter in high-altitude circular orbit
Muttiah Satellite constellation design for 5G wireless networks of mobile communications
Dey et al. An approach to calculate the performance and link budget of leo satellite (iridium) for communication operated at frequency range (1650–1550) mhz
JP4590610B2 (en) Multi-beam laser communication device
Ho et al. Link analysis of a telecommunication system on earth, in geostationary orbit, and at the Moon: Atmospheric attenuation and noise temperature effects
Sri et al. Performance analysis of inter-satellite optical wireless communication using 12 and 24 transponders
Schwarz et al. A laser link from lunar surface employing Line-of-Sight MIMO
Gatenby et al. Optical intersatellite links
Tikhomirov et al. Link budget estimation for ultra high speed radio downlink for prospective remote sensing systems
Juknaite et al. Low Latency Broadband Internet Satellite Constellations-Technology, Risks and Global Impact
Pasian et al. Efficiency of arrays composed of high-gain reflector antennas
Yu et al. TT&C and Telecommunication Technology of Lunar Lander
Andrianov Efficiency of Relay Communication in the Millimeter Wave Channel in the Spacecraft–Ground Tracking Station Data Transmission Line
Ezzat et al. Design, Implementation, and Validation of Satellite Simulator and Data Packets Analysis
Aguado-Agelet et al. AOCS Requirements and Practical Limitations for High‐Speed Communications on Small Satellites
Pozo Díaz Study of attenuation and loss of messages in radiofrequency communication links between Cubesats and Earth