CC BY
30Ссылка на статью: // Радиостроение. 2021. № 05. С. 1-22
DOI: 10.36027/rdeng.0521.0000199
Представлена в редакцию: 15.08.2021
http://www.radiovega.su © КИ. Старовойтов, А.А. Логунов, 2021
УДК 623.746.-519:629.05:621.398:621.396.677:629.78
О возможности создания воздушного измерительного пункта приема телеметрической информации на базе БПЛА
Старовойтов ЕЛ.1'*, Логунов A.A.2 'maü@veaa.bu
:АО "Концерн "Вега", Москва, Россия 2ПАО "РКК "Энергия" им. С.П. Королева", Королев, Россия
При проведении пусков ракет-носителей на необорудованных трассах в произвольных географических районах, где отсутствуют наземные командно-измерительные пункты, целесообразно применение воздушных измерительных пунктов (ВИП). В этой связи особый интерес представляет создание ВИП на базе беспилотных летательных аппаратов (БПЛА). В работе рассмотрены основные технические проблемы, возникающие при реализации ВИП на базе БПЛА. Выполнен анализ требований к конструкции и показателям надежности базового БПЛА. Обосновано использование фазированной антенной решетки для приема радиосигнала с телеметрической информацией. Приведены характеристики датчиков, которые могут быть использованы для навигационного обеспечения ВИП. Представлен математический аппарат для оценки потерь сигнала из-за погрешности наведения приемной диаграммы направленности фазированной антенной решетки, связанной с ошибками определения координат ВИП. Получены оценки потерь радиосигнала при измерениях под трассой полета ракеты-носителя.
Ключевые слова: телеметрический сигнал, беспилотный летательный аппарат, фазированная антенная решетка, наведение антенны, энергетический расчет радиолинии, навигационные датчики, географические координаты
Введение
При летных испытаниях и эксплуатации ракетно-космической техники одной из основных задач является обеспечение постоянного телеметрического контроля космических объектов (КО). Особую сложность представляет проведение пусков на необорудованных трассах, где отсутствуют наземные командно-измерительные пункты. Например, при проведении пусков в районе экватора со стартового комплекса морского базирования типа «Морской старт», когда большая часть трассы КО проходит над океаном.
Для решения этих задач в произвольных географических районах могут использоваться мобильные измерительные пункты. Наиболее перспективными выглядят воздушные измерительные пункты (ВИП), радиус применения которых ограничен дальностью самолета-носителя и может быть увеличен за счет дозаправки в воздухе. Перспективным
Радиостроение
Научно-практический журнал
направлением является создание ВИП на базе беспилотных летательных аппаратов (БПЛА).
Размещение приемной телеметрической аппаратуры и сопряженных с ней устройств на борту БПЛА требует глубокой проработки конструкции, навигационного обеспечения, технико-экономической оценки и т.д.
Цель данной статьи состоит в анализе технических проблем при реализации ВИП на базе БПЛА.
1. Особенности использования БПЛА-носителя
В работе [1] для ретрансляции телеметрической информации предлагается использовать БПЛА типа RQ-4 (США) или Xianlong (КНР). При этом, уже много десятилетий в нашей стране и в США используются ВИП на без тяжелых транспортных самолетов [2,3].
Сравнительные характеристики перспективных БПЛА-носителей и ВИП на базе пилотируемых самолетов представлены в таблице 1.
Таблица1. Сравнительные характеристики перспективных БПЛА-носителей и ВИП на базе пилотируемых
самолетов
Название Страна Тип Носитель Максимальная взлетная масса, кг Масса полезной нагрузки, кг Крейсерская скорость, км/ч Потолок,м Дальность, км
- - Ретранслятор (БПЛА) 12 133 907 837 19 811 5 500
- - Ретранслятор Xianlong (БПЛА) 7 500 650 750 18 300 7 000
Ил-18РТ СССР ВИП Ил-18 64 000 - 625 10 000 6 500
СКИП 976 СССР/РФ ВИП Ил-76 210 000 - 750 10 500 4 500
EC-18B США ВИП / ретранслятор Boeing С-135 148 000 - 830 12 800 8 300
Самолеты-носители имеют преимущество перед БПЛА в грузоподъемности и дальности. Для создания ВИП может потребоваться доработка существующих или разработка специализированных БПЛА, сопоставимых по своим характеристикам с пилотируемыми самолетами.
При этом необходимо учитывать что надежность БПЛА большой дальности и грузоподъемности (т.н. «стратегического» класса) должна быть сопоставима или даже превосходить надежность аналогичных пилотируемых самолетов. Это связано с тем, что отсутствие экипажа на борту не позволяет парировать все последствия возникающих отказов. Для БПЛА рассматриваемого класса (взлетная масса > 250 кг, дальность < 5000 км) веро-
—8 — 9
ятность отказа на час полета должна находится в диапазоне 110 ...110 [4].
При одинаковом налете часов количество летных происшествий с БПЛА больше на порядок, чем у пилотируемых самолетов. Причины этого заключаются в следующем:
1. Практически все БПЛА рассматриваемых типов имеют только один двигатель;
2. Требования безопасности, предъявляемые при разработке БПЛА, ниже чем к пилотируемым самолетам;
3. Высокая вероятность летных происшествий в случае обрыва связи БПЛА с пунктом управления.
В то же время эти факторы позволяют снизить стоимость БПЛА и затраты на его эксплуатацию по сравнению с пилотируемыми самолетами. Тем не менее, в отдельных случаях предпочтительнее использовать пилотируемый самолет с экипажем, который может эффективнее решать ряд узких задач [5].
Повышение надежности связано со значительным увеличением стоимости образца. Более половины возникающих на борту БПЛА отказов связаны с его комплексом управления, что приводит к потере управляемости и ориентации в пространстве. Для обеспечения требуемой надежности БПЛА «стратегического» класса кратность резервирования критических узлов должна быть равной трем или четырем [4].
Также анализ причин летных происшествий с БПЛА и пилотируемыми самолетами показывает, что от трети до половины отказов связаны с силовой установкой. Если БПЛА имеет один двигатель, то его отказ с высокой вероятностью приводит к катастрофе. С увеличением числа двигателей одновременно с надежностью возрастает и стоимость БПЛА.
При этом, для «стратегических» БПЛА необходимы авиационные двигатели, аналогичные используемым на пилотируемых самолетах [6].
Однако наибольшая экономическая эффективность применения БПЛА достигается за счет снижения стоимости его изготовления, упрощения технологических процессов при производстве и использования простых в изготовлении узлов и агрегатов [7].
Зависимость стоимости невосстанавливаемых элементов от их надежности в первом приближении можно описать выражением [8]
С = С х
С \а
V М у
(1)
где Со - базовая стоимость; а = 0,5...1,5 - коэффициент, определяемый уровнем разработки и производства; - базовый уровень потока отказов.
В таблице 2 представлены усредненные основные характеристики БПЛА и пилотируемого самолета, которые могут быть использованы в качестве базовых носителей для создания ВИП.
Таблица 2. Основные характеристики БПЛА и пилотируемого самолета - базовых носителей ВИП
Тип Число двигателей Максимальная взлетная масса, кг Масса полезной нагрузки, кг Крейсерская скорость, км/ч Потолок, м Дальность, км Длительность полета, ч Стоимость, отн. ед. Стоимость летного часа, отн. ед. Отн. частота летных происшествий
БПЛА 1 15 000 1 500 500 18 000 5 500 36 60 4 10
Пилотируемый самолет 4 150 000 40 000 800 12 000 1 500 12 100 10 1
Из таблицы следует, что для снижения аварийности БПЛА интенсивность возникающих в полете отказов необходимо уменьшить не менее чем на порядок. Принимая, что 50 % отказов приходится на силовую установку, а другие 50 % - на бортовой комплекс управления, делаем следующие выводы:
1. Должно быть увеличено число двигателей не менее чем до двух;
2. Требуется повысить надежность невосстанавливаемых элементов бортовой электроники.
Далее делаем допущение, что стоимость одного двигателя составляет 20 % от стоимости БПЛА, а стоимость невосстанавливаемой электроники в составе бортового комплекса управления - 10 %.
Так как на электронные элементы приходится половина потока отказов, то тогда
= 5, и по выражению (1) уже при а = 1 стоимость бортовой электроники также увеличивается в пять раз.
В результате итоговая стоимость БПЛА возрастает на 70 % (до 102 отн. ед.) и сравнивается со стоимостью пилотируемого самолета-носителя. В этом случае применение БПЛА будет оправдано когда по каким-либо причинам требуется полностью исключить нахождение экипажа на борту ВИП.
Улучшение массо-габаритных характеристик и снижение стоимости производства БПЛА обеспечивается также за счет широкого использования в их конструкции композиционных материалов [7].
Для решения задачи ретрансляции принимаемой телеметрической информации на наземные пункты или спутники-ретрансляторы на борту ВИП должен быть установлен радиопередатчик [1]. Совместное функционирование радиопередатчика с другими радиоэлектронными системами поднимает вопрос обеспечения их электромагнитной совместимости (ЭМС). Здесь возникают проблемы, связанные с небольшими размерами БПЛА и широким использованием в их конструкции композитных материалов.
Обеспечение ЭМС в данном случае имеет следующие особенности [9]:
1. Из-за малых размеров фюзеляжа приемные и передающие антенны размещаются близко к другу;
2. Конструкции на основе композиционных материалов являются «полупрозрачными» для метровых и дециметровых электромагнитных волн, в результате чего снижается развязка между антеннами.
С точки зрения ЭМС более целесообразно изготовление металлического корпуса, который экранирует аппаратуру от внешних источников излучения, но это приведет к увеличению массы и стоимости БПЛА. Дополнительно, композиционные материалы имеют низкую ударопрочность, из-за чего поврежденные элементы конструкции БПЛА не могут быть восстановлены. Кроме того, использование композиционных материалов затрудняет процесс утилизации выработавших свой ресурс носителей.
Но при этом, использование композиционных материалов позволяет снизить массу конструкции на 15...25 % [10], поэтому отказ от их использования связан с необходимостью установки более мощных двигателей и увеличением расхода топлива.
Рассмотренные факторы усложняют создание ВИП на базе БПЛА и могут привести к росту затрат в ходе разработки и на этапе эксплуатации. При увеличении издержек до определенного уровня использование «стратегического» БПЛА вместо пилотируемого самолета может стать нецелесообразным с экономической точки зрения.
Возможен подход, когда вместо одного БПЛА «стратегического» класса могут быть использовано несколько БПЛА «оперативного» класса (по классификации из [4]), распределенных в воздухе вдоль трассы КО. В этом случае необходимо правильно определить условия, в которых применение БПЛА наиболее эффективно.
Так, сравнение затрат на аэрофотосъемку с использованием малого БПЛА и пилотируемого самолета Ан-30 показывает, что эксплуатация БПЛА экономически целесообразна при площади участка съемки до 5 км [11].
2. Требования к бортовой антенне для приема телеметрической
информации
Дальность приема телеметрической информации оценивается с помощью выражения
[12]
Кпр -
рпрд • <прд • 5 пр 4л Р пр
где Рпрд - мощность бортового передатчика; 0Прд - коэффициент усиления передающей антенны; 8ПР - эффективная площадь приемной антенны; РПР - чувствительность приемника.
Как следует из выражения (2), дальность приема радиосигнала пропорциональна эффективной площади приемной антенны, равной
с2 с2
БПР - ,2 п - <^ПР ■ -2 , (3)
у ■ оэфф 4л ■ у
где с - скорость света в вакууме; /- рабочая частота; 0ПР - коэффициент усиления приемной антенны; 0.эфф - эффективный телесный угол антенны, равный
4л
оЭфф - / 5(^, р) ■ ао, (4)
0
где S(Az, в) - нормированная к своему максимуму диаграмма направленности антенны.
Антенны наземных измерительных пунктов, предназначенные для получения телеметрической информации в диапазоне частот 2200...2300 МГц (Д4) от момента старта до конца активного участка движения ракеты-носителя, имеют величину 8ПР = 2,5...3,5 м2 и ширину диаграммы направленности 5...6° [13].
ВИП на базе пилотируемых самолетов [2,3] имеют различные типы приемных и излучающих антенн: параболические рефлекторы, петлевые вибраторы, тросовые антенны и т.д. При размещении на борту БПЛА принципиальными становятся масса и геометрические характеристики антенн, которые не должны нарушать балансировку и аэродинамику носителя. Очевидным является, что размеры антенны ограничены габаритами БПЛА.
Как следует из выражения (3), величина 8ПР обратно пропорциональна ширине диаграммы направленности антенны, поэтому целесообразно использовать антенну с узкой диаграммой.
КО являются динамическими объектами, движение которых по небосводу относительно точки с заданными географическими координатами характеризуется определенными угловыми скоростями и ускорениями. Азимут и угол места изменяются по определенному закону, зависящему от параметров орбиты КО.
Эти величины позволяют определить требования к характеристикам привода опорно-поворотного устройства антенны. При этом реальные угловые скорости перемещения антенны ограничены, в результате чего возникает угловое рассогласование между направлением максимума диаграммы направленности и направлением на изделие КО, которое приводит к ослаблению сигнала, а в некоторых случаях и к нарушению связи. Кроме того, из-за динамических ошибок при управлении приводом возникают дополнительные потери [14].
Наличие опорно-поворотного устройства увеличивает габариты антенны, угловую скорость вращения ее диаграммы направленности, снижает надежность и усложняет задачу сохранения аэродинамических характеристик носителя, из чего следует вывод о возможности размещения такой антенны только на тяжелом пилотируемом самолете-носителе. Примером является поворотный параболический рефлектор, установленный на борту самолета ЕС-18В (см. рис. 1).
а) б)
Рис. 1. Параболическая антенна в носу ВИП на базе самолета ЕС-18В: а) радиопрозрачный обтекатель
установлен; б) радиопрозрачный обтекатель снят
Дополнительно, стоимость направленной антенны с опорно-поворотным устройством увеличивается примерно пропорционально третьей степени диаметра ее зеркала [13].
По этим причинам, наиболее перспективной для установки на БПЛА выглядят антенны на базе фазированных антенных решеток (ФАР) с электронным сканированием, которые могут быть установлены без значительного ухудшения аэродинамических характеристики планера (см. рис. 2). Достоинством ФАР является возможность быстрого изменения положения диаграммы направленности при быстром перемещении КО и колебаниях БПЛА [15]. К недостаткам ФАР можно отнести сложность и высокую стоимость системы управления ее диаграммой направленности.
Рис. 2. Аэродинамические обтекатели с фазированными антенными решетками, установленные на
различных самолетах-носителях
ФАР может обеспечить высокую помехозащищенность за счет адаптивной фильтрации: управление распределением фаз позволяет со стороны источников помех сформировать провалы (нули) в приемной диаграмме направленности.
Адаптивная фильтрация и узкая диаграмма направленности излучения ФАР облегчают обеспечение ЭМС приемной и передающей радиоаппаратуры.
Параметры ФАР, размещаемой на БПЛА, определяются посредством по известным соотношениям [15,16].
Для эквидистантной (с равным расстоянием между элементами) ФАР ширина диаграммы направленности равна
0,886-с
3 =-'-, (5)
N - а - соз30- /
£
где с = 3 10 м^ - скорость света в вакууме; N - число элементов; ё - межэлементное расстояние; 30 - угол отклонения диаграммы направленности.
Минимальное число элементов ФАР определяется выражением
N ■ > N - N =
Ш1П — X у
о.
АО,
+1
О,
чАО у
+1
(6)
где Ох, Оу - секторы сканирования по азимуту и углу места; ДОх, ДОу - ширина диаграммы направленности по азимуту и углу места.
Межэлементное расстояние для прямоугольного полотна ФАР вычисляется по соотношению
г•
й <
I •(! + «П^ )
й . ■ (7)
т1П 21
где $тах - максимальный угол отклонения диаграммы направленности.
Коэффициент усиления определяется как
О = Б+шщ, (8)
где Б - коэффициент направленного действия антенны; ккПд - коэффициент полезного действия антенны. На практике широко используют величины Б0 и О0 - коэффициенты направленного действия и усиления в направлении максимального излучения.
Коэффициент направленного действия ФАР примерно равен
Бо = 2БохБоу, (9)
где Б0х, Б0у - коэффициент направленного действия по азимуту и углу места.
При условии малой ширины луча в обеих плоскостях, коэффициент направленного действия ФАР
4п • Ьх • Л • 12 • эт^о
А, =-Х-Ч--1 ■ (10)
с
где Ьх, Ьу - размер полотна ФАР по азимуту и углу места.
Габариты ФАР для ВИП ограничены размерами примерно 2x4 м. Исходя из аэродинамических и конструктивных требований к расположению антенных полотен на БПЛА, ширина диаграммы направленности по азимуту будет уже, чем по углу места. Для максимального обзора верхней полусферы потребуется установить три или четыре ФАР в аэродинамическом обтекателе над фюзеляжем БПЛА.
3. Ошибки при наведении приемной антенны
Наличие большого количества возмущающих факторов, приводящих к существенному отклонению фактического положения изделий КО от расчетного, может затруднять наведение приемных антенн для приема сигнала. Дополнительную погрешность вносят ошибки определения координат ВИП, который сам является подвижным объектом. Это подтверждает опыт эксплуатации морских командно-измерительных пунктов, получающих данные о фактической траектории движения КО от наземных командно-измерительных пунктов и использующих для связи антенны с шириной диаграммы направленности 1...5° [17].
Для наведения приемных антенн на КО должны быть определены его координаты. Азимут и угол места КО могут быть определены следующим методом [18], который позволяет учитывать переменный радиус Земли, высоты полета ВИП и орбиты КО. Азимут Л2 и угол места в определяются выражениями
А2 = агссо»
[ = агссо»
с ■ ■ л
ипр2 - ипр1 • соэ^
(г2 + К2 )•
Я
щ = агссо^тр! • зтр2 + соэ^ • созр2 • соэ|Л Я = л1(Г + К )2 +(Г2 + К2 )2 - 2 •(Г1 + К1 ) • (г2 + К2 со1¥
(11)
(12)
(13)
(14)
где ф1, ф2 - широта ВИП и подспутниковой точки (ПСТ) КО; у - угол с вершиной, совпадающей с центром Земли, между лучами, направленными КО и ВИП; г1, г2 - радиус Земли в районе ВИП и ПСТ; к1, к2 - высоты полета ВИП и орбиты КО; Я - наклонная дальность между ВИП и КО; Д1, Д2 - долготы ВИП и ПСТ.
Радиус Земли для заданной широты рассчитывается с использованием геоцентрической модели
г (р) =
(гЭ • соэр)2 + (ги2 • ипр)2
Нгэ • со|р)2 +(г„ • э1пр)2 '
(15)
где гэ, гп - экваториальный и полярный радиус Земли.
Погрешности при определении координат ВИП и КО приводят к ошибкам наведения приемной антенны, что приводит к дополнительным потерям сигнала из-за смещения максимума приемной диаграммы направленности.
Потери, вызванные ошибками при наведении, составляют [ 19]
1в= 12 •
г Авл 2
£
(16)
где Ад - ошибка угла наведения; е - ширина диаграммы направленности антенны по уровню минус 3 дБ.
Ошибки угла наведения по азимуту и углу места
Адл2 = Лz(фЬ ф2, ¿1, Д2) - Лz(фl + Аф1, ф2 + Аф2, ¿1 + А^1, Х2 + АД2), (17)
Адр = в(ф1, ф2, ¿1, Д2) - в(ф1 + Аф1, ф2 + Аф2, ¿1 + АД1, Д2 + АД2), (18)
где Аф1, Аф2 - погрешности определения широт ВИП и ПСТ; АД1, АД2 - погрешности определения долгот ВИП и ПСТ.
4. Бортовые навигационные датчики
Для наведения приемной диаграммы направленности ФАР на КО необходимо знать географические координаты ВИП с допустимой погрешностью, что в свою очередь выдвигает два основных требования к навигационному обеспечению:
1. Навигация во всех географических зонах, где выполняются полеты ВИП;
2. Автономная навигация при потере или отсутствии сигналов от внешних навигационных систем.
Для навигации БПЛА может использоваться аппаратура спутниковой навигации (АСН), бесплатформенные инерциальные навигационные системы (БИНС), магнитометры, радиолокационные и оптико-электронные датчики [20].
Работоспособность АСН ограничена в условиях сильных радиопомех и она используется в основном совместно с другими типами датчиков, которые обеспечивают автономную навигацию.
Для автономной навигации ВИП могут использоваться БИНС, основной недостаток которых заключается в накоплении ошибок со временем (уход БИНС) при отсутствии коррекции от датчиков другого типа. В зависимости от скорости накопления ошибки, БИНС относятся к трем классам: низкой, средней и высокой точности. В настоящее время БИНС высокой и средней точности на базе лазерных гироскопов являются основным типом навигационных датчиков в авиационной технике.
Навигация по рельефу местности, осуществляемая методом одновременной локализации и построения карты (SLAM) применима только при полете над сушей.
При отсутствии данных от АСН коррекция БИНС может выполняться по положению Солнца и звезд с использованием астровизирующего устройства на высотах полета выше 8 км в любое время суток независимо от наличия радиопомех [21]. БИНС с астрокоррек-цией (астроинерциальная навигационная система - АИНС) определяет координаты с погрешностью не более 450 м по широте и не более 650 м по долготе [22].
Основные характеристики навигационных датчиков и ограничения при их использовании [20-22] представлены в таблице 3.
Таблица 3. Датчики для навигационного обеспечения ВИП
Тип измерений Погрешность определения географических координат Погрешность определения курса / путевого угла Погрешность определения углов тангажа и крена Ограничения при использовании
АСН 5 м 1...3° - Восприимчивость к радиопомехам, экранирование навигационных спутников
АИНС Дф = 450 м ДА = 650 м 0,005° Дв = 0,002° Ду = 0,006° Возможно применение на высотах полета выше 8 км
БИНС высокой точности 1,85 км/ч 0,1° + 0,01t° 0,1° Погрешность возрастает со временем, требуется периодическая коррекция от навигационных датчиков другого типа
БИНС средней точности 3,7 км/ч 0,2° + 0,02 0,1°
5. Оценка потерь при приеме телеметрической информации в зависимости от точности навигации
Результаты моделирования вступления в связь с КО для морского командно-измерительного пункта показывают, что ошибки наведения антенны возрастают с уменьшением траверзного расстояния до трассы полета КО [17].
Возможность приема радиосигнала и доступность радиолинии определяются положительным значением энергетического запаса, который представляет собой разницу между энергетическим потенциалом на входе приемного малошумящего усилителя (МШУ) и его чувствительностью [19].
Энергетический запас радиолинии определяется с использованием следующих выражений [12,19]
77 = 10 ■ ^
г Р ■ G ■ £ ■ К Л
1 прд ^ прд £ пр кп
4п ■ Я2 ■ Р0
(19)
где Я - дальность от ВИП до КО; Р0 - минимальная мощность на входе МШУ при отношении сигнал/шум, равном 0 дБ; КП - суммарный коэффициент потерь мощности в радиолинии.
Отношение сигнал/шум определяется как
Р .
С / Ш = , (20)
к ■Т £ ' ч/ прм
где Ршш — минимальная мощность радиосигнала на входе
МШУ; к = 1,38-10—23 Вт/ГцК -постоянная Больцмана; А/ПРМ - ширина полосы частот приемника; Тз - эффективная шумовая температура приемной системы;
Тз = Тп + ТА, (21)
где ТП - эквивалентная шумовая температура приемной системы; Та - эквивалентная шумовая температура приемной антенны.
Для оценочного расчета примем следующие исходные данные [12,13,23]. На борту КО установлен передатчик с Рпрд = 15 Вт; Опрд = 0,7. Расчетный энергетический запас должен быть не менее 20 дБ относительно уровня шумов, т.е. С/Ш > 100. В диапазоне Д2 (частоты 1018,5 МГц и 1020,5 МГц) ТП = 150 К; ТА = 100 К (определяется в основном шумами Галактики) и Тз = 250 К. Отсюда, при А/ПРМ = 2,5 105 Гц (соответствует скорости передачи информации 256 кбит/с) получаем Р0 = 8,63 10-16 Вт.
Используется ФАР с Ьх = 2 м; Ьу = 1 м; Э0 = 60,0°; АПх, = 7,46°; АПУ = 14,93° и
2 „ 3ПР = 1,04 м . Тогда при максимальной дальности приема радиосигнала Я = 1000 км по
выражению (19) получаем значение КП ~ минус 10,03 дБ. Принимая потери в антенно-фидерном тракте равными минус 3 дБ, поляризационные потери минус 2 дБ, при распространении радиоволн в атмосфере минус 0,5 дБ (на высоте полета ВИП), неучтенные потери (коэффициент запаса) минус 1,5 дБ, определяем что допустимые потери из-за ошибок при наведении могут составлять около минус 3 дБ.
Далее рассмотрим две ситуации, в которых ВИП осуществляет прием радиосигнала от бортовой телеметрической системы КО.
В первом случае измерения проводятся в высоких широтах (ф = 80° с.ш.) под трассой КО с полярной орбитой (см. рис. 3а). Во втором варианте измерения выполняются под трассой полета ракеты-носителя, стартовавшей в районе экватора с нулевым наклонением (г = 0°). Такой пуск может быть осуществлен со стартового комплекса морского базирования типа «Морской старт». Трасса проходит большей частью над океаном (см. рис. 3б).
а) б)
Рис. 3. Трассы полета ракеты-носителя: а) с космодрома в высоких широтах; б) со стартового комплекса
морского базирования
С использованием выражений (11)-(18) была проведена оценка потерь сигнала, вызванных погрешностью наведения приемной ФАР. Во всех случаях высота орбиты КО равна 200 км, а высота полета ВИП - 10 км. Диапазон траверзных расстояний между трассой полета КО и ВИП составляет от 50 до 200 км. Для определения координат ВИП использовались различные навигационные датчики. Из полученных результатов можно сделать следующие выводы.
При получении навигационных данных от АСН во всех случаях потери сигнала не достигают уровня минус 1 дБ.
Навигация по данным АИНС на траверзном расстоянии 50 км сопровождается потерями сигнала из-за погрешности наведения ФАР по азимуту до минус 2,3 дБ. В других рассматриваемых случаях потери не достигают уровня минус 1 дБ.
В общем случае, применение АСН и АИНС обеспечивает приемлемую точность наведения приемной диаграммы направленности, при которой сохраняется энергетический запас радиолинии.
Значительные потери сигнала наблюдаются:
1. При наведении по азимуту во всех случаях, когда выполняется автономная навигация от БИНС высокой и средней точности;
2. При наведении по углу места в районе экватора, когда используется БИНС средней точности.
Зависимость уровней потерь сигнала в радиолинии от ухода БИНС со временем показана на рис. 4 - рис. 8.
-1С
-а
-а
СЕ
-4
/
[- / 1
* / 2 / 3 / 4 /
£ ч
Рис. 4. Потери радиосигнала при наведении по азимуту в высоких широтах, автономная навигация от БИНС высокой точности, для траверзных расстояний: 1 - 50 км; 2 - 100 км; 3 - 150 км; 4 - 200 км
Рис. 5. Потери радиосигнала при наведении по азимуту под трассой в высоких широтах, автономная навигация от БИНС средней точности, для траверзных расстояний: 1 - 50 км; 2 - 100 км; 3 - 150 км;
4 - 200 км
Рис. 6. Потери радиосигнала при наведении по азимуту в районе экватора, автономная навигация от БИНС высокой точности, для траверзных расстояний: 1 - 50 км; 2 - 100 км; 3 - 150 км; 4 - 200 км
-10
щ ЧГ
<Ь
-и
-2
/ 1 / 2 / 3 /4
Кч
Рис. 7. Потери радиосигнала при наведении по азимуту под трассой в районе экватора, автономная навигация от БИНС средней точности, для траверзных расстояний: 1 - 50 км; 2 - 100 км; 3 - 150 км;
4 - 200 км
-в
-6
ш
Ч;
-2
Рис. 8. Потери радиосигнала при наведении по углу места под трассой в районе экватора, автономная навигация от БИНС средней точности, для траверзных расстояний: 1 - 50 км; 2 - 100 км
Далее сделаем допущение, что длительность автономной навигации ВИП без коррекции БИНС от дополнительных датчиков должна составлять не более двух часов.
Анализ представленных графиков показывает, что в высоких широтах для автономной навигации могут быть использованы БИНС высокой точности, если траверзные расстояния между трассой полета КО и ВИП не менее 150 км. В районе экватора могут применяться БИНС высокой точности (при траверзных расстояниях не менее 100 км) и БИНС средней точности (при траверзных расстояниях не менее 150 км).
Выводы
Из анализа требований к БПЛА-носителю и оценок потерь в радиолинии при приеме телеметрической информации для заданных исходных данных следует:
1. Увеличение надежности БПЛА «стратегического» класса до показателей пилотируемых самолетов одновременно приводит к увеличению его стоимости до уровня пилотируемого самолета, что нивелирует основные преимущества беспилотного носителя;
2. ФАР по сравнению с антенной на опорно-поворотном устройстве максимально удовлетворяет требованиям аэродинамики, ограничениям массы и габаритов бортовой аппаратуры БПЛА-носителя и обеспечивает высокую скорость перемещения приемной диаграммы направленности;
3. Максимум энергетического запаса радиолинии обеспечивается при навигации ВИП от АСН и АИНС, а автономная навигация длительностью до двух часов может осуществляться от БИНС высокой и средней точности.
Заключение
В данной работе рассмотрена практическая сторона реализации ВИП на базе БПЛА, предназначенного для телеметрического контроля КО на необорудованных трассах в отсутствие наземных командно-измерительных пунктов. В качестве базового носителя для ВИП могут быть использованы БПЛА «стратегического» или «оперативного» класса.
Полученные результаты могут быть использованы при разработке систем телеметрического контроля для обеспечения эксплуатации перспективных ракетно-космических комплексов в произвольных географических районах.
Список литературы
1. Поленов Д.Ю., Мороз А.П. О применении беспилотного летательного аппарата для ретрансляции телеметрической информации разгонного блока // Лесной вестник. 2015. Т. 19. № 3. С. 131-136. Режим доступа:
https://www.elibrary.ru/item.asp?id=23639458 (дата обращения 25.01.2022).
2. Батуев П. СИПы и СКИПы в испытаниях новой техники // Мир авиации. 2003. № 3. С. 41-47.
3. EC-18 ARIA / FAS Military analysis network. Режим доступа: https://man.fas.org/dod-101/sys/ac/ec-18.htm (дата обращения 09.01.2022).
4. Агеев А.М., Попов А.С. Требования к надежности бортовых комплексов управления беспилотных летательных аппаратов различного класса // Воздушно-космические силы. Теория и практика. 2018. № 7. С. 95-101.
5. Usage patterns and costs of unmanned aerial systems / Congressional Budget Office. Режим доступа: https://www.cbo.gov/publication/57090 (дата обращения 09.01.2022).
6. Черкасов А.Н., Легконогих Д.С., Зиненков Ю.В., Панов С.Ю. Двигатели для отечественных беспилотников: прошлое, настоящее и будущее // Вестник Самарского ун-та. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. 2018. Т. 17. № 3. С. 127-137. DOI: 10.18287/2541-7533-2018-17-3-127-137
7. Каханчик-Пилинога Е., Свистунова А., Лузан М., Бакаев А. Применение перспективных композиционных материалов в беспилотных авиационных комплексах // Наука и инновации. 2017. № 6 (172). С. 34-38.
8. Хачатрян С.А. Выбор оптимального способа повышения надежности невосстанавли-ваемых объектов // Международный журнал прикладных и фундаментальных исследований. 2016. № 12. С. 785-787.
9. Веденькин Д.А., Седельников Ю.Е., Латышев В.Е. Оценка электромагнитной совместимости радиотехнического оборудования перспективных беспилотных летательных
аппаратов на этапах разработки // Вестник Поволжского гос. технологич. ун-та. Сер.: Радиотехнические и инфокоммуникационные системы. 2014. № 5(24). С. 57-64.
10. Фролов А.В., Плотникова ЯР. Использование композиционных материалов в авиации // Состояние и перспективы развития современной науки по направлению «Технологии энергообеспечения. Аппараты и машины жизнеобеспечения»: Всероссийская науч.-техн. конф. (Анапа, Россия, 25-26 ноября 2019 г.): Труды. Анапа: Изд-во ФГАУ «Военный инновационный технополис «ЭРА», 2020. С. 188-195.
11. Никитин В.Н., Раков Д.Н. Оценка экономической эффективности использования беспилотных аэрофотосъемочных комплексов // Вестник Сибирской гос. геодезической акад. 2013. № 4 (24). С. 48-56.
12. Аббасов Э.М. Методика оценки дальности приема современными телеметрическими средствами при пусках изделий с космодромов // Информационно-технологический вестник. 2020. № 3 (25). С. 3-12.
13. Колесников Е.П., Райкунов Г.Г., Фортов В.А. Принципы выбора рациональных частот работы и характеристик антенн радиолиний телеметрических систем ракетно-космической техники // Космонавтика и ракетостроение. 2011. № 4 (65). С. 186-197.
14. Дмитриев С.Н. Системы спутниковой связи: лабораторный практикум. Екатеринбург: Изд-во Урал. ун-та, 2019. 76 с.
15. Сивов А.Ю., Алешин М.Г. Обоснование основных параметров антенной системы ретранслятора связи на беспилотном летательном аппарате // Техника радиосвязи.
2011. Вып. 16. С. 43-54.
16. Хансен Р.С. Фазированные антенные решетки: пер. с англ. 2-е изд. М.: Техносфера,
2012. 560 с. [Hansen R.C. Phased array antennas. 2nd ed. N.Y.: Wiley, 2009. 571 p.].
17. Калинов М.И. Оценка возможностей вступления подвижного пункта приема информации в связь с космическим аппаратом, имеющим отклонения от расчетного положения на орбите // Информация и космос. 2002. № 1-2. С. 23-25.
18. Ануфриев А.А., Севидов В.В., Чиркин П.М., Шипунов В.А. Алгоритм расчета азимута и угла места наведения антенны земной станции на космический аппарат // Наука. Исследования. Практика: Междунар. науч. конф. (Санкт-Петербург, Россия, 25 июня 2020 г.): Тр. СПб.: ГНИИ «Нацразвитие», 2020. С. 104-106.
19. Ерохин Г.А., Мандель В.И., Нестеркин Ю.А., Струков А.П. Методика расчета энергетического запаса радиолинии «космический аппарат-станция» // Ракетно-космическое приборостроение и информационные системы. 2018. Т. 5. Вып. 1. С. 65-74. DOI: 10.30894/issn2409-0239.2018.5.1.65.74
20. Старовойтов Е.И. Навигационное обеспечение мониторинга подстилающей поверхности БПЛА с пассивным оптическим датчиком // Радиостроение. 2020. № 5. С. 13-41. DOI: 10.36027/rdeng.0520.0000183
21. Бессонов Р.В., Белинская Е.В., Брысин Н.Н., Воронков С.В., Куркина А.Н., Форш А.А. Звездные датчики в астроинерциальных системах летательных аппаратов // Совре-
менные проблемы дистанционного зондирования Земли из космоса. 2018. Т. 15. № 6. С. 9-20. Б01: 10.21046/2070-7401 -2018-15-6-9-20
22. Герасимчук Ю.Н., Брайткрайц С.Г., Болотнов С.А., Людомирский М.Б., Каютин И.С., Ямщиков Н.Е., Бессонов Р.В. Основы определения корректирующих поправок в бесплатформенной астроинерциальной навигационной системе // Новости навигации. 2011. № 4. С. 33-39.
23. Колесников Е.П. Особенности расчета энергетики радиолиний измерительных систем при пусках ракет // Радиотехника. 2004. № 6. С. 70-80.
Radio Engineering
Radio Engineering, 2021, no. 05, pp. 1-22. DOI: 10.36027/rdeng.0521.0000199 Received: 15.08.2021
About the Possibility for Creating Unmanned Airborne Tracking and Telemetry Vehicle
E.I. Starovoytov1'*, A.A. Logunov2 'mail@vega.5u
1Radio Engineering Corporation "Vega", Moscow, Russia 2S.P. Korolev rocket and space corporation «Energia», Korolev, Russia
Keywords: telemetry signal, unmanned aerial vehicle, phased-array antenna, antenna pointing, energy
calculation of a radio link, navigation sensors, geographical coordinates
In flight tests and operation of rocket and space technology one of the main tasks is to ensure permanent telemetric monitoring of space objects. Launches to be provided on non-equipped routes without ground command-tracking stations is a challenge. For example, when launching in the equator area from a sea-based launch complex of the "Sea Launch" type, most of the space object route passes over the ocean, and at high latitudes when launching into a polar orbit, the route passes beyond the Arctic Circle. To solve these problems in arbitrary geographic areas it is advisable to use airborne tracking stations (ATS) the range of which is restricted by the areal vehicle range and can be increased by air refueling. A promising direction is to create an ATS based on the unmanned aerial vehicles (UAVs). To arrange the airborne telemetry receiving equipment and its matched devices in the UAV it is necessary to study a design, navigation support, and electromagnetic compatibility in detail, assess a reliability, carry out a feasibility study, etc. The paper describes practical implementation of the AST based on the UAV. The UAVs of the "strategic" class (long range and payload capacity) or of the "operational" one (medium range and payload capacity) can be used, as a base vehicle for the AST. A number of factors have been identified, which make it complicated to create the AST based on the UAV of the "strategic" class and may make it economically unreasonable upon reaching certain technical characteristics. It is shown that to receive a radio signal with telemetric information from a space object the use of a phased-array antenna mounted on the UAV is optimal. Due to errors in determining the ATS coordinates, there is a shift in the maximum of the receiving radiation pattern when pointing it, thereby leading to the additional attenuation of the radio signal. Based on the given initial data, radio signal losses were estimated during measurements under the flight path of the launch vehicle in two geographical areas (near the equator and at high latitudes). These estimates allow us to formulate requirements for the AST navigation support (satellite navigation equipment, strap down inertial navigation systems, stellar-inertial navigation systems). The paper results can be used when developing the telemetry monitoring systems to ensure operation of promising rocket and space complexes in arbitrary geographical areas.
References
1. Polenov D.Yu., Moroz A.P. On the application of an unmanned flying vehicle to relay telemetry information of a transfer orbit stage. Lesnoy vestnik [Forestry Bull.], 2015, vol. 19, no. 3, pp. 131-136. Available at: https://www.elibrary.ru/item.asp?id=23639458, accessed 25.01.2022 (in Russian).
2. Batuev P. SIPs and SKIPs in testing new equipment. Mir aviatsii [The World of Aviation], 2003, no. 3, pp. 41-47 (in Russian).
3. EC-18 ARIA / FAS Military analysis network. Available at: https://man.fas.org/dod-101/sys/ac/ec-18.htm, accessed 09.01.2022.
4. Ageev A.M., Popov A.S. The reliability requirements for onboard control complexes of different classes unmanned aerial vehicles. Vozdushno-kosmicheskie sily. Teoriia i praktika [Aerospace Forces. Theory and Practice], 2018, no. 7, pp. 95-101 (in Russian).
5. Usage patterns and costs of unmanned aerial systems / Congressional Budget Office. Available at: https://www.cbo.gov/publication/57090, accessed 09.01.2021.
6. Cherkasov A.N., Legkonogikh D.S., Zinenkov Yu.V., Panov S.Yu. Engines for domestic drones: past, present and future. Vestnik Samarskogo univ. Aerokosmicheskaia tekhnika, tekhnologii i mashinostroenie [Vestnik of Samara Univ. Aerospace and Mechanical Engineering], 2018, vol. 17, no. 3, pp. 127-137. DOI: 10.18287/2541-7533-2018-17-3-127-137 (in Russian)
7. Kakhanchik-Pilinoga E., Svistunova A., Luzan M., Bakaev A. Use of advanced composite materials in unmanned aerial systems. Nauka i innovatsii [Science & Innovations], 2017, no. 6 (172), pp. 34-38 (in Russian).
8. Khachatrian S.A. Choice of an optimal method to increase reliability of non-recoverable items. Mezhdunarodnyj zhurnalprikladnykh i fundamental'nykh issledovanij [International J. of Applied and Fundamental Research], 2016, no. 12, pp. 785-787 (in Russian).
9. Veden'kin D.A., Sede'lnikov Yu.E., Latyshev V.E. Estimation of electromagnetic compatibility of radio equipment in advanced pilotless vehicles at the development stage. Vestnik Povolzhskogo gosudarstvennogo tekhnologicheskogo univ. Ser.: Radiotekhnicheskie i infokommunikatsionnye sistemy [Vestnik of Volga State Univ. of Technology. Ser.: Radio Engineering and Infocommunication Systems], 2014, no. 5(24), pp. 57-64 (in Russian).
10. Frolov A.V., Plotnikova Ia.R. Ispol'zovanie kompozitsionnykh materialov v aviatsii [The employment of composite materials in aviation]. Sostoianie i perspektivy razvitiia sovremennoj nauki po napravleniyu «Tekhnologii energoobespecheniia. Apparaty i mashiny zhizneobespecheniia»: Vserossijskaia nauchno-tehnicheskaia konferentsiia [The state and prospects for the development of modern science in the direction of «Energy supply technologies. Life support apparates and machines»: All-Russian scientific and technical conf. (Anapa, Russia, November 25-26th 2019)]: Proc. Anapa: Military Innovative Technopolis ERA Publ., 2020. Pp. 188-195 (in Russian).
11. Nikitin V.N., Rakov D.N. Unmanned aerial photography complexes application: cost-effectiveness assessment. Vestnik Sibirskoj gosudarstvennoj geodezicheskoj akademii [Bull. of the Siberian State Geodetic Acad.], 2013, no. 4 (24), pp. 48-56 (in Russian).
12. Abbasov E.M. Methodology for assessing the range of reception by modern telemetric means when launching products from cosmodromes. Informatsionno-tekhnologicheskij vestnik [Information Technology Bull.], 2020, no. 3 (25), pp. 3-12 (in Russian).
13. Kolesnikov E.P., Raikunov G.G., Fortov V.A. Selection principles of efficient working frequencies and characteristics of rocket and space technology telemetry systems radio links antennas. Kosmonavtika i raketostroenie [Cosmonautics and Rocket Engineering], 2011, no. 4 (65), pp. 186-197 (in Russian).
14. Dmitriev S.N. Sistemy sputnikovoj sviazi: laboratornyj praktikum [Satellite communication systems: laboratory workshop]. Ekaterinburg: Ural Univ. Publ., 2019. 76 p. (in Russian).
15. Sivov A.Yu., Aleshin M.G. Substantiation of main parameters of antenna system of communication retransmitter on the unmanned aerial vehicle. Tekhnika radiosviazi [Radio Communication Technology], 2011, no. 16, pp. 43-54 (in Russian).
16. Hansen R.C. Phased array antennas. 2nd ed. N.Y.: Wiley, 2009. 571 p. (Russ. ed.: Hansen R.C. Fazirovannye antennye reshetki. 2-e izd. Moscow: Tekhnosfera Publ., 2012. 560 p.).
17. Kalinov M.I. Assessment of the possibilities of the entry of a mobile information receiving point into communication with a spacecraft having deviations from the calculated position in orbit. Informatsiia i kosmos [Information and Space], 2002, no. 1-2, pp. 23-25 (in Russian).
18. Anufriev A.A., Sevidov V.V., Chirkin P.M., Shipunov V.A. Algoritm rascheta azimuta i ugla mesta navedeniia antenny zemnoj stantsii na kosmicheskij apparat [Algorithm for calculating the azimuth and angle of the Earth station antenna on the spacecraft]. Nauka. Issledovaniia. Praktika: Mezhdunarodnaia nauchnaia konferentsiia [Science. Research. Practice: Intern. scientific conf. (S.-Petersburg, Russia, June 25th 2020)]: Proc. S.-Petersburg, 2020. Pp. 104-106 (in Russian).
19. Erokhin G.A., Mandel' V.I., Nesterkin Yu.A., Strukov A.P. The calculation methodology for the energetic reserve of the radio link spacecraft - station. Raketno-kosmicheskoe priborostroenie i informatsionnye sistemy [Rocket-Space Device Engineering and Information Systems], 2018, vol. 5, no. 1, pp. 56-64. DOI: 10.30894/issn2409-0239.2018.5.1.65.74 (in Russian)
20. Starovoytov E.I. Navigation support for monitoring the underlying surface from UAV with a passive optical sensor. Radiostroenie [Radio Engineering], 2020, no. 5, pp. 13-41. DOI: 10.36027/rdeng.0520.0000183 (in Russian)
21. Bessonov R.V., Belinskaya E.V., Brysin N.N., Voronkov S.V., Kurkina A.N., Forsh A.A. Star trackers in astroinertial systems of flying vehicles. Sovremennye problemy distantsionnogo zondirovaniia Zemli iz kosmosa [Current Problems in Remote Sensing of the Earth from Space], 2018, vol. 15, no. 6, pp. 9-20. DOI: 10.21046/2070-7401 -2018-15-6-9-20 (in Russian)
22. Gerasimchuk Yu.N., Braitkraits S.G., Bolotnov S.A., Lyudomirsky M.B., Kayutin I.S., Yamshchikov N.E., Bessonov R.V. The basics of the strapdown astro-inertial navigation system correction determination. Novosti navigatsii [Navigation News], 2011, no. 4, pp. 33-39 (in Russian).
23. Kolesnikov E.P. Peculiarities of the measuring system radio lines energy evaluation during rocket launches. Radiotekhnika [Radiotechnics], 2004, no. 6, pp. 70-80 (in Russian).
