RU2803917C1

RU2803917C1 - Способ построения космической системы ретрансляции информации между лунными и земными станциями

Info

Publication number: RU2803917C1
Application number: RU2022129085A
Authority: RU
Inventors: Александр Витальевич Кузовников; Владимир Анатольевич Мухин; Виктор Евдокимович Чеботарев
Original assignee: Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва"
Filing date: 2022-11-10
Publication date: 2023-09-21

Abstract

Изобретение относится к космическим системам ретрансляции информации между лунными станциями и земными станциями. Технический результат состоит в обеспечении постоянной линии видимости между космическими ретрансляторами на гало-орбитах вокруг точек Лагранжа L1 и L2 при обмене информацией. Для этого полученная от лунной станции на обратной стороне Луны информация ретранслируется космическим ретранслятором, обращающимся по гало-орбите вокруг точки Лагранжа L2, по межспутниковой линии связи через антенну межспутниковой связи в направлении на космический ретранслятор, принятая информация через антенну магистральной связи по магистральной линии связи передается на земную станцию, при этом между параметрами гало-орбит космических ретрансляторов соблюдают определенные соотношения, обеспечивая условие прямой взаимной видимости космических ретрансляторов в точках Лагранжа L1 и L2 системы Земля – Луна. 4 ил.

Description

Предлагаемое изобретение относится к космическим системам ретрансляции (КСР) информации между лунными станциями (ЛС), которые могут быть размещены как на поверхности Луны, так и на окололунной орбите, и земными станциями дальней космической связи с использованием космических ретрансляторов (КР) в окололунном пространстве.

Известны различные способы построения систем передачи информации между лунными и земными станциями (J. Schier and al. Space Communications Architecture Supporting Exploration and Science: Plans and Studies for 2010-2030 // 1st Space Exploration Conference: Continuing the Voyage of Discovery. 30 January – 1 February 2005, Orlando, Florida), простейший из которых заключается в непосредственной передаче на Землю информации с ЛС. Недостатком такого способа является то, что его применение целесообразно для обслуживания единичных ЛС, к тому же находящихся на видимой с Земли стороне Луны. Кроме того, способ прямой передачи на Землю является затратным для ЛС, так как из-за большой протяженности линии связи Земля–Луна требуется выделение значительных ресурсов для аппаратуры связи ЛС в ущерб собственно научной аппаратуре. Устранение указанного недостатка может быть обеспечено путем использования КСР на базе промежуточных космических ретрансляторов на различных орбитах вокруг Луны, описанных в вышеупомянутом источнике. (Здесь и далее под космическим ретранслятором понимается космический аппарат, оснащенный аппаратурой для ретрансляции информации между земными станциями дальней космической связи и объектами на поверхности или в окрестностях небесного тела типа планеты или ее естественного спутника. Широко применяемый термин «спутник-ретранслятор» в данном случае применять нецелесообразно, так как космический аппарат – ретранслятор обращается по орбите не вокруг небесного тела как его искусственный спутник, а вокруг нематериальной точки Лагранжа).

Многоспутниковая орбитальная группировка КР вокруг Луны способна обеспечить охват ЛС в любой точке Луны с возможностью передачи от них информации на ближайший КР, находящийся в зоне радиовидимости земных станций (ЗС). Такая организация связи с ЛС позволяет существенно снизить габаритно-массовые и энергетические затраты на размещаемую на них аппаратуру связи в пользу научной аппаратуры. Недостатками данного способа являются необходимость в большом количестве КР для полного (или близкого к нему) охвата лунной поверхности, а также то, что каждый КР на орбите вокруг Луны должен обладать энергопотенциалом на передачу и прием, достаточным для обеспечения связи с ЗС на расстояниях несколько сотен тысяч километров.

В этом же источнике описан способ построения КСР с использованием КР, обращающихся по гало-орбитам вокруг точек Лагранжа L1 и L2 системы Земля–Луна. В такой системе КР на орбите вокруг точки Лагранжа L1 осуществляет связь с ЛС на видимой с Земли поверхности Луны, а КР вокруг точки Лагранжа L2 – с ЛС на обратной стороне Луны. Каждый КР оснащен антеннами как для связи с ЛС, так и для связи с ЗС. Способ построения такой системы частично реализован для информационного обмена с объектами китайской лунной миссии Chang’e-4 в составе посадочного модуля и лунохода, осуществивших посадку на никогда необращенную к Земле обратную сторону Луны, по которому для связи с указанными объектами впервые в мире был использован КР Queqiao, запущенный на гало-орбиту вокруг точки Лагранжа L2 системы Земля–Луна. С этой точки на расстоянии примерно 65 тыс. км за Луной КР Queqiao постоянно находится на линии прямой радиовидимости с объектами Chang’e-4 и земными станциями дальней космической связи (Бюллетень «Ракетная и космическая техника». 2019. № 48, с.30–32). Указанный способ выбран в качестве прототипа.

Недостатком способа-прототипа является то, что как и в предыдущем способе, каждый КР на гало-орбитах вокруг точек Лагранжа должен обладать энергопотенциалом на передачу и прием, достаточным для обеспечения связи с ЗС на расстояниях несколько сотен тысяч километров.

Для заявленного способа выявлены следующие общие существенные признаки: способ построения КСР информации между лунными и земными станциями, в котором информационный обмен между указанными станциями осуществляют через КР на гало-орбитах вокруг точек Лагранжа L1 и L2 системы Земля–Луна, содержащие антенну для информационного обмена с ЛС, а КР на гало-орбите вокруг точки Лагранжа L1 содержит антенну для информационного обмена с ЗС.

Технической проблемой предполагаемого изобретения является разработка способа построения КСР информации между лунными и земными станциями, обеспечивающего снижение технико-экономических затрат на создание и эксплуатацию КСР, осуществляющей информационный обмен с лунными станциями.

Указанная проблема решается тем, что КР на гало-орбитах вокруг точек Лагранжа L1 и L2 оснащают антеннами для связи между этими КР, при помощи которых КР осуществляют информационный обмен между станциями на обратной стороне Луны и земными станциями, обеспечивают постоянную линию видимости между космическими ретрансляторами на гало-орбитах вокруг точек Лагранжа L1 и L2.

Предполагаемое изобретение поясняется фиг.1 - 4, где:

- на фиг.1 показан общий вид КСР, реализующей способ по предполагаемому изобретению;

- на фиг.2 приведены геометрические соотношения, показывающие взаимосвязь между параметрами гало-орбит космических ретрансляторов в точках Лагранжа L1 и L2 системы Земля–Луна;

- на фиг.3 графически представлены соотношения между радиусами гало-орбит космических ретрансляторов в точках Лагранжа L1 и L2 системы Земля–Луна, при которых обеспечивается постоянная линия видимости между ними;

- на фиг.4 приведены функциональные схемы космических ретрансляторов, размещаемых в точках Лагранжа L1 и L2 системы Земля–Луна.

На фиг.1 – 4 введены следующие обозначения:

1 – Земля;

2 – Луна;

3 – КР на гало-орбите вокруг точки Лагранжа L1;

4 – гало-орбита вокруг точки Лагранжа L1;

5 – ЛС на видимой стороне Луны;

6 – линия связи между ЛС на видимой стороне Луны и КР на гало-орбите вокруг точки Лагранжа L1;

7 – антенна КР на гало-орбите вокруг точки Лагранжа L1 для связи с ЛС на видимой стороне Луны;

8 – земная станция;

9 – линия магистральной связи;

10 – антенна магистральной связи КР на гало-орбите вокруг точки Лагранжа L1;

11 – КР на гало-орбите вокруг точки Лагранжа L2;

12 – гало-орбита вокруг точки Лагранжа L2;

13 – ЛС на обратной стороне Луны;

14 – линия связи между ЛС на обратной стороне Луны и КР на гало-орбите вокруг точки Лагранжа L2;

15 – антенна КР на гало-орбите вокруг точки Лагранжа L2 для связи с ЛС на обратной стороне Луны;

16 – межспутниковая линия связи;

17 – антенна межспутниковой связи КР на гало-орбите вокруг точки Лагранжа L2;

18 – антенна межспутниковой связи КР на гало-орбите вокруг точки Лагранжа L1;

19 – плоскость гало-орбиты КР вокруг точки Лагранжа L1;

20 – плоскость гало-орбиты КР вокруг точки Лагранжа L2;

21 – бортовой ретрансляционный комплекс КР на гало-орбите вокруг точки Лагранжа L1;

22 – бортовой ретрансляционный комплекс КР на гало-орбите вокруг точки Лагранжа L2;

23, 24, 25 – приемное устройство (ПРМ), блок обработки сигналов (БОС) и передающее устройство (ПРД) канала ЛС-1–ЗС соответственно;

26, 27, 28 – ПРМ, БОС и ПРД канала ЗС–ЛС-1 соответственно;

29, 30, 31 – ПРМ, БОС и ПРД канала ЛС-2–КР(L1) соответственно;

32, 33 – ПРМ и БОС канала КР(L2)–ЗС соответственно;

34, 35 – БОС и ПРД канала ЗС–КР(L2) соответственно;

36, 37, 38 – ПРМ, БОС и ПРД канала КР(L1)–ЛС-2 соответственно.

На фиг.1 показан общий вид КСР информации между Землей 1 и Луной 2, реализующей предложенный способ. Как и в способе-прототипе, КР 3, обращающийся по гало-орбите 4 вокруг точки Лагранжа L1, осуществляет информационный обмен с лунной станцией 5 на видимой стороне Луны 2 по линии связи 6 с использованием антенны 7 на данном КР 3. Сообщения, принятые КР 3 от ЛС 5, передаются затем на ЗС 8 по магистральной линии 9 через антенну 10. КР 11, обращающийся по гало-орбите 12 вокруг точки Лагранжа L2, осуществляет информационный обмен с ЛС 13 на обратной стороне Луны 2 по линии связи 14 с использованием антенны 15.

Но в отличие от способа-прототипа, полученная от ЛС 13 информация ретранслируется КР 11 не на Землю, а по межспутниковой линии связи 16 через антенну 17 в направлении на КР 3, обращающийся по гало-орбите 4 вокруг точки Лагранжа L1. Далее, КР 3 принимает информацию от КР 11 по межспутниковой линии связи 16 через антенну 18 и в свою очередь через антенну 10 по магистральной линии связи 9 передает ее на ЗС 8.

Для обеспечения постоянного функционирования межспутниковой линии связи 16 между КР 3 и КР 11 (в частности, чтобы гарантировать отсутствие ее затмения Луной 2) необходимо соблюсти определенные соотношения между параметрами гало-орбит 4 и 12 космических ретрансляторов 3 и 11 соответственно.

Для доказательства возможности обеспечения постоянного функционирования межспутниковой линии связи 16 в космической системе ретрансляции, построенной в соответствии с предлагаемым способом, обратимся к геометрическим построениям на фиг.2.

Поскольку гало-орбиты занимают область, охватываемую тором, ось симметрии которого совпадает с линией Земля–Луна, на фиг.2 гало-орбиты 4 и 12 вокруг точек Лагранжа L1 и L2 показаны в виде условных плоскостей, обозначенных как 19 и 20 и представленных для удобства рассмотрения в виде окружностей радиусами r₁ и r₂ соответственно. Плоскости 19 и 20 перпендикулярны плоскости чертежа, которая, в свою очередь, совпадает с плоскостью орбиты Луны 2.

Приведенные на фиг.2 геометрические построения соответствуют наихудшему случаю, когда, например, КР 3 находится в точке А, отстоящей от точки Лагранжа L1 на величину радиуса r₁ его гало-орбиты 4, КР 11 находится в точке В, отстоящей от точки Лагранжа L2 на величину радиуса r₂ его гало-орбиты 12, а межспутниковая линия связи 16 между ними (линия АВ) проходит по касательной к поверхности Луны 2, представленной в виде окружности радиусом R.

Согласно фиг.2, для противолежащих углов α можно записать

где d₁ – расстояние между точкой Лагранжа L1 и Луной, равное ~ 58 200 км, d₂– расстояние между точкой Лагранжа L2 и Луной, равное ~ 64 700 км (по данным из System and method for communicating with deep space spacecraft using spaced based communications system: patent WO 2018/005364, W.K. Davis, M.T. Hackman, заявл. 26.06.2017, опубл. 04.01.2018, Appl. №. 62/354,965).

Решая уравнение (1) относительно х получаем

где δr₂ = r₂/r₁ > 1.

Из геометрических построений на фиг.2 выведем выражение для расчета радиуса гало-орбиты 4 r₁, связанное с радиусом Луны R (~1737 км). Для угла α можно записать

Принимая во внимание выражение (1) в части tgα = r₁/(d₁ – x) и учитывая известное соотношение между функциями синуса и тангенса

после ряда преобразований получаем, что

Аналогичным образом выведенное выражение для определения радиуса гало-орбиты 12 r₂будет иметь вид

Таким образом, условие прямой взаимной видимости космических ретрансляторов в точках Лагранжа L1 и L2 системы Земля–Луна определяется уравнениями (2), (5) и (6). Зависимость радиусов гало-орбит r₁ и r₂ от их отношения δr₂ графически представлена на фиг.3. Как видно из данной фигуры, принципиально возможен широкий набор взаимосвязанных гало-орбит вокруг точек Лагранжа L1 и L2 обеспечивающих взаимную видимость КР в этих точках, что позволяет оптимизировать их выбор по затратам характеристической скорости на выведение КР в заданную зону размещения указанных гало-орбит и на поддержание их параметров за время эксплуатации.

В плане технической реализации предлагаемого способа рассмотрим работу бортовых ретрансляционных комплексов (БРК) космических ретрансляторов 3 (в окрестностях точки Лагранжа L1) и 4 (в окрестностях точки L2), функциональные схемы которых изображены на фиг.4. Указанные БРК обозначены на фиг.4 под номерами 21 и 22 соответственно.

Сообщения от лунных станций ЛС-1 5 на видимой стороне Луны, переданные по линии связи 6, принимаются антенной А2 7 БРК КР(L1) 21, направляются в приемное устройство (ПРМ) 23 канала ЛС-1–ЗС, затем в блоке обработки сигналов (БОС) 24 данного канала осуществляется перенос сигнала с несущей частоты приема на несущую частоту передачи и, при необходимости, демодуляция и повторная модуляция сигнала. Далее преобразованный сигнал поступает в передающее устройство (ПРД) 25 данного канала, которое через антенну А1 10 по линии связи 9 передает этот сигнал на земную станцию 8. В обратном направлении сообщения от ЗС 8 для ЛС-1 5 передаются по линии связи 9, принимаются антенной А1 10, ПРМ 26 канала ЗС–ЛС-1, преобразуются БОС 27 этого канала и через ПРД 28 и антенну А2 7 передаются по линии связи 6 на ЛС-1 5.

При обслуживании ЛС-2 13 на обратной стороне Луны выполняются следующие операции. Сообщения от лунных станций ЛС-2 13, переданные по линии связи 14, принимаются антенной А5 15 БРК КР(L2) 22, направляются в ПРМ 29 канала ЛС-2–КР(L1), затем в БОС 30 данного канала так же осуществляется перенос сигнала с несущей частоты приема на несущую частоту передачи и, при необходимости, демодуляция и повторная модуляция сигнала. Далее преобразованный сигнал через ПРД 31 данного канала и антенну А4 17 по межспутниковой линии связи 16 передается на космический ретранслятор 3. В свою очередь, на КР 3 сообщения от ЛС-2 13, ретранслированные БРК 22, принимаются антенной А3 18 БРК КР(L1) 21, направляются в ПРМ 32 канала КР(L2)–ЗС, затем в БОС 33 данного канала и через ПРД 25 канала ЛС-1–ЗС и антенну А1 10 по линии связи 9 передается на ЗС 8.

В обратном направлении сообщения от ЗС 8 для ЛС-2 13 передаются по линии связи 9, принимаются антенной А1 10, ПРМ 26 канала ЗС–ЛС-1, преобразуются БОС 34 канала ЗС–КР(L2) и через ПРД 35 этого канала и антенну А3 18 передаются по межспутниковой линии связи 16 на КР 11. КР 11 с помощью своего БРК КР(L2) принимает через антенну А4 17 и ПРМ 36 канала КР(L1)–ЛС-2 ретранслированные от ЗС 8 сигналы для ЛС-2 13, затем через БОС 37, ПРД 38 данного канала и антенну А5 15 по линии связи 14 передает эти сигналы на ЛС-2 13.

Таким образом, использование предлагаемого способа построения космической системы ретрансляции информации между лунными и земными станциями, позволит добиться снижения технико-экономических затрат на создание и эксплуатацию КСР, осуществляющей информационный обмен с лунными станциями. Это обеспечивается следующими мерами:

1) поскольку весь информационный поток от ЛС как на видимой, так и на обратной стороне Луны идет на Землю через космический ретранслятор на гало-орбите вокруг точки Лагранжа L1, то для информационного обмена с любой ЛС в любой момент времени на Земле необходимо обеспечить связь лишь с одним КР (вместо двух как в способе-прототипе);

2) снижением массо-энергетических затрат КР при обслуживании ЛС на обратной стороне Луны. В самом деле, в соответствии со способом-прототипом, КР на гало-орбите вокруг точки Лагранжа L2 должен связываться с земными станциями на расстоянии порядка 450 тыс. км. В то же время протяженность межспутниковой линии связи с КР в точке L1 составит порядка 120 тыс. км, т.е. почти в 4 раза меньше. Кроме того, в межспутниковой линии могут использоваться более высокочастотные диапазоны вплоть до оптического, чем в линии связи «космос – Земля», ограниченной большим затуханием в земной атмосфере.

В обоснование вышеизложенного рассмотрим известное уравнение радиосвязи для космических радиолиний (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. – 528 с. С.151)

где Р_{прд, пр} – мощность сигнала на выходе передатчика и на входе приемника соответственно; G_{прд, пр}– коэффициент усиления передающей и приемной антенн соответственно; λ – длина волны, равная с/f (c – скорость света, f – частота); d – протяженность радиолинии; L – дополнительные потери в радиолинии.

Коэффициент усиления широко используемых в космической связи параболических антенн определяется как

где КИП – коэффициент использования поверхности антенны, D – диаметр антенны.

Полагая величины Р_прд,L и КИП передающей и приемной антенн постоянными для данной радиолинии, выражение (1) можно представить в следующем виде

где А – коэффициент, объединяющий постоянные величины выражений (7) и (8). Значение Р_пр определяется требуемыми скоростью и качеством передачи сигнала.

Пусть, например, КР на гало-орбите вокруг точки Лагранжа L2 передает информацию в самом высокочастотном диапазоне, используемом в линиях дальней космической связи, порядка 30 ГГц (30х10⁹ Гц) , которая принимается ЗС с антенной диаметром 34 м. Согласно (8), сокращение дальности связи d в 4 раза в принципе могло бы обеспечить требуемое значение Р_пр на промежуточном КР на гало-орбите вокруг точки Лагранжа L1 с использованием на нем антенны диаметром 34/4 = 8,5 м. Однако уже переход на частоты порядка 60 ГГц, для которых земная атмосфера непрозрачна, позволит уменьшить диаметр приемной антенны еще в 2 раза, т.е. до 4,25 м. Наконец, переход к использованию частот оптического диапазона (10¹²…10¹⁶ Гц) позволит значительно уменьшить как размеры применяемых антенн, так и мощность передатчиков, что в конечном счете приведет к значительному снижению габаритно-массовых и энергетических характеристик установленной на КР аппаратуры связи.

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 предложенное техническое решение отвечающим критерию «новизна».

Claims

Способ информационного обмена между лунными и земными станциями в космической системе ретрансляции информации, заключающийся в том, что информационный обмен между указанными станциями осуществляют через космические ретрансляторы, расположенные на гало-орбитах вокруг точек Лагранжа L1 и L2 системы Земля – Луна, сообщения, принятые от лунной станции космическим ретранслятором, обращающимся по гало-орбите вокруг точки Лагранжа L1, передают на земную станцию по магистральной линии через антенну магистральной связи, космический ретранслятор, обращающийся по гало-орбите вокруг точки Лагранжа L2, осуществляет информационный обмен с лунной станцией на обратной стороне Луны по линии связи, отличающийся тем, что полученная от лунной станции на обратной стороне Луны информация ретранслируется космическим ретранслятором, обращающимся по гало-орбите вокруг точки Лагранжа L2, по межспутниковой линии связи через антенну межспутниковой связи в направлении на космический ретранслятор, обращающийся по гало-орбите вокруг точки Лагранжа L1, откуда принятая информация через антенну магистральной связи по магистральной линии связи передается на земную станцию, при этом между параметрами гало-орбит космических ретрансляторов соблюдают определенные соотношения, обеспечивая условие прямой взаимной видимости космических ретрансляторов в точках Лагранжа L1 и L2 системы Земля – Луна.