CC BY
96
УДК 621.396.67
Вестник СибГАУ Том 17, № 3. С. 673-683
СПОСОБ КОМПЕНСАЦИИ ДЕФОРМАЦИЙ КОНСТРУКЦИИ КРУПНОГАБАРИТНОЙ АНТЕННЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Е. В. Бикеев, Е. Н. Якимов, М. Г. Матыленко, Г. П. Титов
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52
E-mail: [email protected]
Предложен способ компенсации деформаций конструкции крупногабаритной трансформируемой антенны космического аппарата с применением двухстепенного поворотного привода, расположенного в узле крепления несущей конструкции к рефлектору. Способ позволяет компенсировать деградацию радиотехнических характеристик антенны, вызванных деформациями конструкции антенны. В частности, компенсируется одна из её составляющих, а именно, смещение главного луча ДН относительно «номинального» положения в системе координат космического аппарата (положения, требуемого для полноценной работы антенны по целевому назначению). Проведено математическое моделирование, в результате которого подтверждена эффективность способа на примере антенны с офсетным рефлектором зонтичного типа диаметром 12 м. При моделировании космический аппарат располагался на геостационарной орбите при положении Солнца, соответствующем точке весеннего равноденствия. Компенсация деформаций проводилась в шестнадцати точках положения космического аппарата на орбите, в которых деформации конструкции антенны максимальны (расчетные точки). Расчётные точки принадлежат одному витку вращения космического аппарата на орбите. Исходными данными для расчетов послужили результаты температурного анализа конструкции антенны, выполненного НИИ ПММ при ТГУ в специализированном программном обеспечении ANSYS. В температурном анализе учтён только нагрев за счет прямого солнечного излучения.
Рассмотрены основные вопросы реализации способа применительно к бортовой системе контроля эксплуатационных характеристик крупногабаритной трансформируемой антенны, а также возможные пути их решения.
Ключевые слова: крупногабаритная трансформируемая антенна, компенсация деформации конструкции, точность наведения.
Sibirskii Gosudarstvennyi Aerokosmicheskii Universitet imeni Akademika M. F. Reshetneva. Vestnik Vol. 17, No. 3, P. 673-683
THE METHOD OF COMPENSATION OF CONSTRUCTION DEFORMATION FOR LAGRE SPACECTAFT ANTENNA
E. V. Bikeev, E. N. Jakimov, M. G. Matylenko, G. P. Titov
JSC "Information satellite system" named after academician M. F. Reshetnev" 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russion Rederation E-mail: [email protected]
The method of compensation of construction deformation for a spacecraft transformed antenna is proposed within the application of a two freedom degree turn drive, located in the attachment point of a load-carrying structure with a reflector. The method allows compensating the antenna ration-technical characteristics degradation, caused by antenna structure deformation. In particula one of the deformation constituents is compensated as a shift main beam of the anglular pattern, relative to the nominal location in the spacecraft coordinate system (the location, demanded for a full value antenna functioning for the indentend application). The corresponding mathematical simulation was carried out, and as a result the efficiency of the method by example of an umbrella type offset antenna with 12 meters diameter is proved. While simulating the spacecraft is located on a geostationary orbit when the location of the Suns corresponds to the equinox position. The deformation compensating in sixteen position of a spacecraft on orbit was ceried out, which corresponds to maximum of antenna construction deformation (significant cases). The significant cases location belongs to one turn driving of a spacecraft on the orbit. The input data of calculation were the result of the antenna construction temperature analysis, with NII PMM of TGU in particularized software names ANSYS were cerried out. During the temperature analysis the directing sun radiation heating only takes into account.
The major point of the method application is discussed referred to the spaceborne system of performance charactiristics control for large size transformed antenna, as well as the possible solution methods are considered.
Keywords: Lagre transformed antenna, construction deformation compensation, accuresy directing
Введение. В последние два десятилетия как за рубежом (например, космические аппараты (КА) на геостационарной орбите (ГСО) ТЪитауа, ватМа, 1птагеа1-4), так и в России (проекты КА РКК «Энергия», АО «ИСС») наметился устойчивый интерес к использованию в составе космических аппаратов крупногабаритных развертываемых в рабочее положение в космосе конструкций антенн различных диапазонов частот (вплоть до ^-диапазона, 30 ГГц) и назначения. Апертуры используемых антенн на этих КА имеют диаметры от 9-12 м до 50 м. Это позволяет сформировать узкие высокоэнергетические лучи. Для систем мобильной связи, например, это приводит к возможности использования в составе абонентских терминалов дешевых малогабаритных простейших антенн с всенаправленной диаграммой направленности (ДН).
Для полноценного функционирования крупногабаритных антенн по целевому назначению требуется выполнение достаточно жестких требований к точности геометрических характеристик их составных частей: облучатель, несущая конструкция рефлектора, рефлектор. В частности, в проектных требованиях к антенне регламентируются допуски на следующие её геометрические характеристики [1]:
- расстояние между фокусом рефлектора и фазовым центром облучателя;
- угловое положение фокальной оси рефлектора относительно «номинального» положения в двух взаимно перпендикулярных плоскостях;
- точность профиля отражающей поверхности рефлектора, определяемая среднеквадратическим отклонением (СКО) отражающей поверхности относительно теоретически обоснованной поверхности параболоида вращения.
В процессе вывода КА на орбиту и эксплуатации по целевому назначению возникают различные силовые, температурные и иные виды воздействий. В результате данных воздействий конструкция крупногабаритных антенн претерпевает деформации, вследствие чего радиотехнические характеристики (РТХ) данной антенны претерпевают значительную деградацию: понижение коэффициента усиления, деформация главного луча ДН, увеличение уровня боковых лепестков ДН, смещение главного луча ДН относительно «номинального» положения (требуемого положения).
Для компенсации деформаций конструкции крупногабаритных антенн в состав антенно-фидерной системы КА входит система контроля геометрических характеристик антенн (СКГА) [1; 2]. Функционально СКГА состоит из системы измерения геометрических характеристик антенны и системы управления геометрическими характеристиками антенны. Первичной информацией системы измерения является облако точек радиоотражающей поверхности
рефлектора [3-7]. По данной информации математически определяются геометрические характеристики антенны. В состав системы управления антенны входят механизмы, поволяющие корректировать геометрические характеристики антенны.
В настоящее время для корректировки положения крупногабаритных рефлекторов используют так называемые устройства поворота рефлектора [8]. Такие устройства представляют собой двухстепенные поворотные приводы (ДПП), устанавливаемые в узле крепления несущей конструкции к рефлектору, позволяющие поворачивать рефлектор в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.
В общем случае двухстепенное поворотное устройство не позволяет полностью компенсировать деформации конструкции антенны с приведением её геометрических характеристик к проектным требованиям. Для этого требуется механизм поднаст-ройки положения рефлектора - манипулятор со степенями свободы не менее пяти, а также механизм поднастройки формы рефлектора.
Задачей исследования, рассмотренного в данной статье, является:
- определение возможного способа компенсации деформаций конструкции крупногабаритной антенны при помощи двухстепенного поворотного привода, установленного в корне крепления несущей конструкции к рефлектору, по информации о текущем состоянии геометрии антенны, получаемой от системы измерения;
- подтверждение эффективности предложенного способа при помощи математического моделирования;
- выявление основных проблем применения предложенного способа.
Описание способа. В системах для обнаружения воздушных, морских и наземных объектов широко используются радиолокационные станции (РЛС). Антенны РЛС позволяют сканировать окружающее простанство (при помощи перемещения диаграммы направленности) и, используя метод, основанный на излучении радиоволн и регистрации их отражений от объектов, определять дальности до объектов, угловые координаты направления на объекты, скорости объектов и их геометрические параметры. Различают маханический, электромеханический и электрический способы сканирования. При электромеханическом сканировании изменение направления ДН осуществляется при помощи вращения некоторых элементов конструкции антенны (сканеров), имеющих малый момент инерции [9]. В частности, в радиолокации применяется качание (сканирование) лучом ДН, производимое путем поперечного выноса точечного облучателя [10] (рис. 1).
Принцип действия сканирующих устройств этого типа поясняется на рис. 1, а.
Рис. 1. Принцип действия сканирующих устройств
При поперечном по отношению к фокальной оси ¥0 смещении облучателя из фокуса зеркальной антенны на величину х0 раскрыв перестает быть синфазным, а фазовое распределение поля на нем принимает вид (рис. 1, б)
Ф(х) и х^ш3(х) = (х0//)X + Д(х). (1)
За счет этого главный лепесток амплитудной диаграммы направленности (АДН) отклоняется от нормали к раскрыву на угол 6т в сторону, противоположную смещению облучателя:
6т = arcsin ^и- х°г. (2)
Помимо линейной составляющей в фазовом распределении имеют место фазовые ошибки второго и третьего порядков, обусловленные нестрогим выполнением всех условий, при которых получена формула (2). Фазовые ошибки приводят не только к искажению смещенной АДН (расширению главного и увеличению уровня боковых лепестков, асимметрии результирующей АДН), но и к изменению положения главного максимума по сравнению с расчетной величиной 6т. Для учета этого изменения формулу (2) записывают в виде
®т =-кред (3)
где кред - коэффициент редукции, который, как правило, равен 0,8-0,9.
Аналогичные результаты получаются и при выносе облучателя из фокуса линзовых антенн. Поскольку наклон 6т главного лепестка пропорционален смещению х0 облучателя, то, меняя положение последнего, можно изменять направление главного максимума АДН зеркальной (линзовой) антенны.
Описанный выше эффект, применяемый в РЛС для радиосканирования окружающего пространства, предлагается также использовать для компенсации деградаций радиотехнических характеристик крупногабаритной антенны КА, вызванных деформациями конструкции антенны. В частности, компенсируется одна из её составляющих, а именно, смещение главного луча ДН относительно «номинального» положения в системе координат КА (положения, требуемого
для полноценной работы антенны по целевому назначению).
Современные связные КА в рабочем состоянии имеют типовую компоновку (рис. 2). К корпусу КА неподвижно крепится облучатель и несущая конструкция рефлектора. К несущей конструкции через шарнирное соединение крепится рефлектор, зеркало которого представляет внеосевую вырезку из параболоида вращения. В узле крепления рефлектора к несущей конструкции размещается двухстепенный поворотный привод. В неподвижной относительно базиса КА системе координат антенны определена поверхность родительского параболоида, описывающегося каноническим уравнением параболоида вращения. В недеформированном состоянии бортовой антенны и нулевом положении ДПП зеркало рефлектора лежит на поверхности родительского параболоида. При этом главный луч ДН находится в «номинальном» положении, т. е. параллелен и противоположно направлен координатной оси 0Х СК КА. Штатная трехосная ориентация СК КА относительно Земли, осуществляемая при помощи системы ориентации, обеспечивает покрытие зоны облуживания связного КА радиосигналом требуемой мощности.
Повороты рефлектора в двух взаимно перпендикулярных плоскостях с центром поворотов, находящимся в центре рефлектора, будут приводить к изменению взаимного положения рефлектора и облучателя и, как следствие, к изменению положения главного лепестка ДН в данных плоскостях. С учетом значительного фокусного расстояния рефлектора (8,3 м и более), а также незначительных углов прокачки ДПП (±3,5°), зависимость между углом поворота рефлектора и перемещением облучателя в плоскости, перпендикулярной оси симметрии параболоида, образующего зеркало рефлектора, можно принять линейной. С учетом формулы (3) зависимости между углами отклонения главного луча ДН антенны в плоскостях ХКА0КАГКА и ХКА0КА2КА относительно «номинального» положения в зависимости от угла поворота рефлектора в данных плоскостях будут также линейными. Причем нулевое положние ДПП соответствует «номинальному» положению главного луча ДН, поэтому свобоный член в данной зависимости должен быть равен нулю.
Рис. 2. Компоновка связного КА: ХкаОка?ка - система координат космического аппарата; ХанОаН^аН - система координат антенны; 1 - несущая конструкция рефлектора; 2 - зеркало рефлектора; 3 - корпус космического аппарата; 4 - электрическая ось ДН антенны; 5 - облучатель антенны; 6 - двухстепенный поворотный привод; 7 - родительский параболоид; 8 - точка фокуса родительского параболоида
Апробация способа. Апробация способа компенсации деформаций конструкции крупногабаритной антенны КА проводилась при помощи математического моделирования.
Исходными данными для моделирования являлся массив из координат 1488 точек фронтальной сети рефлектора диаметром 12 м. Координаты точек использовались для расчета ДН антенны. Эффективность способа проверялась сравнением ДН до и после применения способа.
Исходные данные для математического моделирования. Для расчета диаграммы направленности антенны использовались координаты 1488 точек фронтальной сети формообразующей структуры рефлектора.
Расчет конструкции рефлектора с учетом температурных деформаций был проведен в НИИ ПММ (г. Томск) [11] с использованием конечно-элементной модели рефлектора, реализованной в специализированном программном обеспечении АКБУБ. Прототипом для конечно-элементной модели рефлектора послужил патент АО «ИСС» [12].
В расчетах были учтены температурные деформации следующих элементов конструкции рефлектора: 12 корневых спиц, 12 откидных спиц, мачта, штанга, сетеполотно, гибкие элементы (фронтальная сеть, вантовая сеть, краевой и кольцевой шпангоуты, регулировочные тросы).
Учтён только нагрев за счет прямого солнечного излучения. Другие факторы (отраженное от Земли солнечное излучение, собственное инфракрасное излучение Земли, отраженное от элементов конструкции спутника солнечное излучение) пренебрегаются.
Наряду с тенью Земли и тенью от собственных элементов конструкции рефлектора (спицы и сете-полотно), учитывалось затенение и от других крупногабаритных конструкций КА, а именно, от корпуса КА (непрозрачный), солнечных батарей (непрозрачные,
ориентированы в каждый момент времени перпендикулярно направлению на Солнце).
При определении температурных деформаций рассматривался КА на геостационарной орбите. Положение Солнца соответствует точке весеннего равноденствия: интенсивность солнечного излучения -1320 Вт/м2, длительность нахождения КА в тени Земли - 72 мин. Расчеты проводились на интервале времени в 1,2 периода обращения КА (28,8 ч) с шагом в 2° (8 мин). Нулевое (начальное) положение КА на орбите соответствует ситуации, когда Солнце, КА и Земля находятся на одной линии.
Для апробации способа из имеющихся точек положения КА на орбите были выбраны 16 наиболее показательных (в дальнейшем расчетные точки). Выбранные точки соответствуют локальным максимумам отклонений параболоида наилучшего соответствия (ПНС), вписанного в 1488 точек фронтальной сети по методу наименьших квадратов относительно родительского параболоида.
Положение ПНС относительно родительского параболоида характеризуется положением СК, в которой ПНС описывается каноническим уравнением параболоида вращения (СК ПНС), относительно СК антенны. Переход между СК ПНС и СК антенны описывался аффинным преобразованием.
Положение ПНС относительно родительского параболоида, а также СКО точек фронтальной сети относительно ПНС в 16-ти расчетных точках пред-ставленно в табл. 1.
Картограмма распределения отклонений зеркала рефлектора относительно родительского параболоида в настроенном недеформированном состоянии антенны (без действия температурных нагрузок), построенная по координатам 1488 точек фронтальной сети, представлена на рис. 3. СКО точек фронтальной сети относительно родительского параболоида составляет 0,3446 мм.
Таблица 1
Результаты расчетов ПНС
Расчетный случай Положение ПНС относительно родительского параболоида СКО точек фронтальной сети относительно ПНС, мм
Углы Эйлера* Линейные координаты
у " ф, " 9, " х, мм у, мм г, мм
1 1,38 0,41 -997,68 -6,55 64,72 -0,05 0,58
2 0,99 -0,17 -1079,63 -5,56 74,39 -0,05 0,62
3 1,12 -0,03 -818,42 -0,83 56,39 -0,04 0,53
4 -1,21 -1,17 540,52 20,74 8,04 0,00 0,49
5 -1,70 2,71 458,29 17,16 5,03 0,36 0,54
6 -1,25 -0,15 539,67 13,66 -9,00 -0,02 0,52
7 -0,49 2,11 781,77 14,71 -28,65 0,14 0,52
8 0,25 -2,38 844,61 7,73 -52,58 -0,12 0,49
9 -0,73 -3,34 1014,28 8,51 -64,73 -0,20 0,68
10 0,54 0,38 -539,10 -12,93 17,74 -0,01 0,50
11 0,52 1,17 -909,20 -14,01 44,26 -0,02 0,49
12 1,15 -0,50 -1101,36 -11,76 64,19 -0,06 0,55
13 1,39 0,41 -1018,93 -6,76 66,23 -0,05 0,57
14 0,99 -0,13 -1084,10 -5,74 74,45 -0,04 0,62
15 0,74 0,24 -937,01 0,38 71,03 -0,03 0,62
16 1,12 -0,05 -831,33 -0,44 58,30 -0,04 0,53
Примечание: * у - угол поворота вокруг оси 0ХАН, ф - угол поворота вокруг оси 0ГАН, 9 - угол поворота вокруг оси 01_АН.
642 &
2 4
8 10 12 у, м
14
п:
Рис. 3. Картограмма отклонений зеркала рефлектора относительно родительского параболоида в настроенном состоянии
0.6
0
-0.6
6
В последующем моделировании способа компенсации деформаций конструкции крупногабаритной антенны КА использовались описанные выше координаты точек фронтальной сети в 17-ти расчетных случаях положения КА на орбите, а также координаты фронтальной сети в настроенном состоянии антенны.
Математическое моделирование. Математическое моделирование способа проводилось при помо-
щи специализированного программного обеспечения вЯА8Р9 [13]. Данный программный продукт позволяет рассчитывать ДН антенны по облаку точек зеркала рефлектора.
При моделировании использовались следующие системы координат (рис. 4):
- глобальная СК (ГСК) - СК, в которой задается положение СК облучателя антенны и СК диаграммы направленности антенны;
- СК облучателя (ОСК) - неподвижная относительно ГСК система координат, определяющая положения облучателя в ГСК;
- СК диаграммы направленности (ДНСК) -неподвижная относительно ГСК система координат, в которой производится расчет ДН антенны; координатные оси системы координат диаграммы направленности параллельны и сонаправленны координатным осям глобальной системы координат;
- СК рефлектора (РСК) - подвижная относительно ДНСК система координат, повороты которой относительно координатный осей ОУдН и 02дН имитируют поворот рефлектора при помощи ДПП; в нулевом положении ДПП система координат рефлектора и система координат диаграммы направленности совпадают;
- СК вписанного параболоида - неподвижная относительно РСК система координат, в которой задаются координаты точек зеркала рефлектора; в нулевом положении ДПП система координат вписанного параболоида и глобальная система координат совпадают.
При расчетах ДН антенны в качестве облучателя использовалась модель гофрированного конического рупора с гауссовым распределением поля. Расчеты проводились для рабочей частоты антенны СВЧ-диапазона. Усиление антенны рассчитывалось по углу места в двух сечениях: в плоскости ХддОддУщ (азимутальный угол равен нулю) и в плоскости Хдн0дн2дН (азимутальный угол равен 90°). Диапазон расчета по углу места - от минус 60' до плюс 60' с шагом 45''.
Результаты расчетов ДН антенны в настроенном состоянии представлены на рис. 5. Усиление в максимуме ДН составило 61,52 дБ.
Результаты расчетов ДН антенны в 1-й расчетной точке орбиты представлены на рис. 6.
Характеристики главного лепестка ДН антенны в 16-ти расчетных точках орбиты представлены в табл. 2.
Как видно из результатов расчетов ДН антенны, во всех 16-ти расчетных точках орбиты наблюдается смещение главного луча ДН относительно нулевого положения в плоскости ХдНОдН¥дН (азимутальный угол равен 0). При этом в плоскости ХдН0дН2дН (азимутальный угол равен 90°) усиление антенны максимально при угле места, равном нулю.
Из результатов расчетов ДН антенны вытекает, что для компенсации деформаций конструкции антенны КА на орбите ГСО в точке весеннего равноденствия достаточно поворота рефлектора в одной плоскости - плоскости Хка0ка7ка.
Для получения аналитической зависимости между положением главного луча ДН и поворотом рефлектора были проведены расчеты ДН антенны при поворотах массива координат 1488 точек фронтальной сети, принадлежащих зеркалу рефлектора в настроенном состоянии антенны, на углы минус 10', минус 8', минус 6', минус 4', минус 2', 2', 4', 6', 8', 10' вокруг координатной оси ОдН2дН.
Характеристики главного лепестка ДН антенны при поворотах рефлектора представлены в табл. 3.
Уобл
триангуляционная сетка, составленная по облаку точек фронтальной сети
рефлектора
°обл
Хг
вп
вп
гл
Рис. 4. Используемые системы координат: ОпХглГгл2гл - глобальная система координат; ОвпХвпГвп2вп - система координат вписанного параболоида; ОоблХоблУобл2обл - система координат облучателя; ОрефХрефГреф2реф - система координат рефлектора; ОдяХт?т2т - система координат диаграммы направленности
65 60 55 50
ш 45
<и
1 40
а;
гц
I! 35 30 25 20 15
X: 0
У: 61.52
X: 0
У: 61.52
-20 0 20 Угол места, угл.мин.
-20 0 20 Угол места, угл.мин.
Рис. 5. ДН антенны в настроенном состоянии: а - в плоскостиХдН0днГдн; б - в плоскостиХдН0дН2дн
1 1 X: » У: 40.16 1 1
/
А \ л__
г \А Г
\ 1 1 1 1
V 1 1 1
V 1 I
0 0 20 Угол места, угл.мин.
-20 0 20 Угол места, угл.мин.
70
60
50
40
30
20
10
40
60
40
60
б
а
45
40
35
30
25
20
15
40
60
40
60
б
а
Рис. 6. ДН антенны в 1-й расчетной точке: а - в плоскостиХдН0днГдн; б - в плоскостиХдН0дН2дн
Таблица 2
Характеристики главного лепестка ДН
Расчетный случай Положение максимума главного лепестка Усиление в максимуме главного лепестка, дБ
Угол в плоскости ХдН0днГдн, ' (азимут 0) Угол в плоскости ХдН0дН2дн_, ' (азимут 90°)
1 -13,5 0 61,08
2 -13,5 0 60,94
3 -9 0 61,2
4 20,25 0 61,24
5 16,5 0 61,2
6 15 0 61,3
7 17,25 0 61,3
8 12,75 0 61,28
9 14,25 0 61,15
10 -12,75 0 61,42
11 -17,25 0 61,34
12 -17,25 0 61,13
13 -13,5 0 61,07
14 -13,5 0 60,95
15 -9 0 60,96
16 -9 0 61,19
В результате аппроксимации по методу наименьших квадратов углов поворота рефлектора вокруг оси 0дн2дн и углов положения максимума усиления ДН в плоскости ХдНОдН7дН получен следующий тангенс наклона аппроксимирующей прямой: к = 0,5107. Результаты аппроксимации представлены на рис. 7.
Для компенсации конкретного смещения главного луча ДН относительно «номинального» положения в системе координат КА требуется повернуть рефлектор на угол, равный по величине, но противоположный по направлению углу поворота, приводящему к данному смещению. Исходя из вышеизложенного, получено следующее уравнение для вычисления углов поворота рефлектора для компенсации деформаций конструкции антенны:
^ (а) = -ка, (4)
Характеристики главного лепес
где ^(а) - угол поворота рефлектора относительно координатной оси OдHZдH; а - положение максимума усиления ДН антенны в плоскости ХдНОдН¥дН; к - коэффициент, определенный расчетом, равный в нашем случае 0,5107.
Рассчитанные исходя из уравнения (4) углы поворота рефлектора для компенсации смещения главного луча ДН при деформациях антенны в 17-ти расчетных случаях представлены в табл. 4.
Результаты расчетов ДН антенны в 1-й расчетной точке орбиты после компенсации деформаций конструкции антенны представлены на рис. 8.
Усиление в максимуме главного лепестка ДН антенны в 16-ти расчетных точках орбиты после компенсации деформаций конструкции представлено в табл. 5.
Таблица 3
а ДН при поворотах рефлектора
Угол поворота рефлектора, ' Положение максимума главного лепестка Усиление в максимуме главного лепестка, дБ
Угол в плоскости ХднОднГдн, ' (азимут 0) Угол в плоскости ХднОд^дн, ' (азимут 90°)
10 19,500 0 61,38
8 15,750 0 61,42
6 11,250 0 61,47
4 7,500 0 61,50
2 3,750 0 61,52
-2 -4,500 0 61,51
-4 -8,250 0 61,50
-6 -12,000 0 61,48
-8 -15,750 0 61,44
-10 -19,500 0 61,38
Рис. 7. Результаты аппроксимации расчетных данных прямой: а - результаты расчетов ДН и аппроксимирующая прямая; б - разница между результатами расчетов ДН и аппроксимирующей прямой
Таблица 4
Углы поворота рефлектора для компенсации деформаций
Расчетный случай Положение максимума в плоскостиХднОднГдн, ' (азимут 0) Угол поворота рефлектора, '
1 -13,5 6,894
2 -13,5 6,894
3 -9 4,596
4 20,25 -10,342
5 16,5 -8,427
6 15 -7,661
7 17,25 -8,810
8 12,75 -6,511
9 14,25 -7,277
10 -12,75 6,511
11 -17,25 8,810
12 -17,25 8,810
13 -13,5 6,894
14 -13,5 6,894
15 -9 4,596
16 -9 4,596
-20 0 20 40 60 -60 -40 -20 0 20
Угол места, угл.мин. Угол места, угл.мин.
40
60
б
а
Рис. 8. ДН антенны в 1-й расчетной точке после компенсации деформаций конструкции антенны: а - в плоскостиХднОднГдн; б - в плоскостиХднОдН2дн
Таблица 5
Усиление антенны в расчетных точках положения КА на орбите после компенсации деформаций
Расчетная точка 1 2 3 4 5 6 7 8
Усиление в максимуме, дБ 61,09 60,93 61,18 61,38 61,42 61,46 61,44 61,29
Расчетная точка 10 11 12 13 14 15 16 17
Усиление в максимуме, дБ 61,16 61,42 61,33 61,14 61,07 60,93 60,94 61,16
После компенсации деформаций конструкции антенны во всех 16-ти расчетных случаях максимум главного лепестка ДН находится на прямой, образованной пересечением двух взаимно перпендикулярных плоскостей ХддОддУдн и ХдНОдН2дН. Таким образом, главный луч ДН стал параллелен и противопо-
ложно направлен координатной оси ОХ СК КА, т. е. принял «номинальное» положение.
Заключение. В работе предложен способ компенсации деформаций конструкции крупногабаритной антенны космического аппарата, позволяющий нивелировать деградацию радиотехнических характеристик
антенны, вызванных данными деформациями, а именно, убрать одну из составляющих деградации РТХ -смещение главного луча диаграммы направленности относительно «номинального» положения в системе координат КА (положения, требуемого для полноценной работы антенны по целевому назначению). Указанный технический результат достигается поворотами рефлектора антенны при помощи двухстепенного поворотного привода, установленного в корне крепления несущей конструкции к рефлектору. Исходными данными о состоянии конструкции антенны являются координаты облака точек зеркала рефлектора.
Проведено математическое моделирование, в результате которого подтверждена эффективность способа на примере антенны с офсетным рефлектором зонтичного типа диаметром 12 м для КА на геостационарной орбите при положении Солнца, соответствующем точке весеннего равноденствия.
Основной проблемой применения способа для организации автономного бортового замкнутого контура контроля эксплуатационных характеристик крупногабаритной антенны является определение направления максимума усиления ДН антенны по облаку точек зеркала рефлектора. Подобные вычисления, в случае использования классических методов расчетов ДН антенны (к примеру, метод физической оптики [14]), требуют значительных вычислительных ресурсов бортовых компьютеров КА. Одним из возможных способов решения проблемы является применение искусственных нейронных сетей - самообучаемых математических алгоритмов, использующих для решения одних и тех же задач, в сравнении с классическими методами, значительно меньшие вычислительные ресурсы.
Создание автономных комплексов функционального контроля, базирующихся на системах искусственного интеллекта, ориентированных прежде всего на квалиметрическое обеспечение жизненного цикла различных радиотехнических объектов, в том числе для КА, имеющих в своем составе крупногабаритные трансформируемые антенны, ведется в СФУ на базе НОЦ «Прикладная нейроинформатика» [15; 16].
Для применения подхода компенсации деформаций конструкции антенны, основанного на приведении главного луча ДН в «номинальное» положение (положение, требуемое для полноценной работы антенны по целевому назначению) в системе координат космического аппарата, необходимо соответствующее формулирование требований к бортовой системе контроля эксплуатационных характеристик крупногабаритной антенны: требования должны формулироваться в терминах радиотехнических характеристик антенны.
Библиографические ссылки
1. Система наведения крупногабаритной трансформируемой антенны / А. А. Алексеенко [и др.]. // Вестник СибГАУ. 2014. № 1(53). С. 104-108.
2. Система контроля геометрии крупногабаритной трансформируемой антенны и ее наведение / М. Г. Ма-тыленко [и др.] // Решетневские чтения : материалы
XVII Междунар. науч. конф., посвященной памяти генерального конструктора ракетно-космических систем академика М. Ф. Решетнева. В 2 ч. Ч. 1. / под общ. ред. Ю. Ю. Логинова ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2013. C. 194-196.
3. Выбор приборного состава системы определения геометрии крупногабаритной трансформируемой антенны / Г. П. Титов [и др.] // Решетневские чтения : материалы XV Междунар. науч. конф., посвящ. памяти генер. конструктора ракетно-космич. систем акад. М. Ф. Решетнева. В 2 ч. Ч. 1 / под общ. ред. Ю. Ю. Логинова ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2011. C. 98-99.
4. Орбитальный контроль эксплуатационных характеристик антенн с крупногабаритными рефлекторами космических аппаратов / Е. В. Бикеев, Ю. В. Коловский // Решетневские чтения : материалы XIX Междунар. науч. конф. В 2 ч. Ч. 1 / под общ. ред. Ю. Ю. Логинова ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2015. C. 72-74.
5. Operational modal analysis via image based technique of very flexible space structures / M. Sabatini [et al.] // Acta Astronautica. 2013. Т. 89. С. 139-148.
6. Image based control of the "PINOCCHIO" experimental free flying platform / M. Sabatini [et al.] // Acta Astronautica. 2014. Т. 94, № 1. С. 480-492.
7. Dot-Projection Photogrammetry and Videogram-metry of Gossamer Space Structures / R. S. Pappa [et al.] // J. Spacecraft and Rockets. 2003. Т. 40. С. 858-867.
8. Пат. 2418346 Российская Федерация. Зонтичная антенна космического аппарата / Тестоедов Н. А., Халиманович В. И., Велично А. И. и др. Опубл. 10.05.2011. 10 с.
9. Справочник по радиоэлектронным системам / И. А. Болошин [и др.] ; под ред. Б. Х. Кривицкого. B 2 т. Т. 2. М. : Энергия, 1979. 368 с.
10. Бекетов В. И. Антенны сверхвысоких частот. М. : Воен. изд. МО СССР, 1957. 123 с.
11. Разработка методов моделирования, настройки и регулирования профиля поверхности крупногабаритных рефлекторов : науч.-техн. отчет / ГНУ НИИ ПММ при ТГУ. Томск, 2005. 418 c.
12. Пат. 2350519 Российская Федерация. Развертываемый крупногабаритный рефлектор космического аппарата / Тестоедов Н. А., Халиманович В. И., Шипилов Г. В., Романенко В. И. и др. Опубл. 27.03.2009. 19 с.
13. Сайт компании TICRA [Электронный ресурс]. URL: http://www.ticra.com/products/software/grasp (дата обращения: 12.12.2015).
14. Айзенберг Г. З., Ямпольский В. Г., Терешин О. Н. Антенны УКВ / под ред. Г. З. Айзенберга. В 2 ч. Ч. 1. М. : Связь, 1977. 288 с.
15. Конвергентные технологии в когнитивной радиосвязи / Е. В. Бикеев, Ю. В. Коловский // Системы связи и радионавигации : сб. тез. II Всерос. науч.-техн. конф. / науч. ред. В. Ф. Шабанов ; отв. за вып. А. Ю. Строкова. Красноярск : АО «НИИ «Радиосвязь», 2015. С. 253-256.
16. Коловский Ю. В. Интеллектуальные системы функциональной диагностики и управления бортовыми гибридными зеркальными антеннами // Материалы
Междунар. конфер. по мягким вычислениям и измерениям. СПб. : ЛЭТИ, 2003. Т. 2. С. 63-66.
References
1. Alekseenko A. A., Bikeev E. V., Luk'yanenko M. V., Matylenko M. G., Dorofeev M. O. [The guidance system of large flexible antenna]. Vestnik SibGAU. 2014, Vol. 1, No. 53, P. 104-108 (In Russ).
2. Matylenko M. G., Bikeev E. V., Alekseenko A. A., Dorofeev M. O. [Control system of large-sized transformed antenna geometry]. Reshetnevskie chteniya: materially XVII Mezhdunar. nauch. konf., posvyashch. pamyati gener. konstruktora raket. -kosmich. sistem akad. M. F. Reshenteva [In proc. of the 17th international scientific conference "Reshetnev readings"]. Krasnoyarsk, 2013, P. 194-196 (In Russ).
3. Titov G. P., Matylenko M. G., Bikeev E. V., Ris D. V., Dorofeev M. O. [Selection of instrument structure of the large-sized transformed antenna geometry definition system]. Reshetnevskie chteniya: materially XV Mezhdunar. nauch. konf., posvyashch. pamyati gener. konstruktora raket.-kosmich. sistem akad. M. F. Reshenteva [In proc. of the 15th international scientific conference "Reshetnev readings"]. Krasnoyarsk, 2011, P. 98-99 (In Russ).
4. Bikeev E. V., Kolovskiy Y. V. [Orbital control for exploitation properties of antenna with large reflectors connecting to spacestaft]. Reshetnevskie chteniya: materially XIX Mezhdunar. nauch. konf., posvyashch. pamyati gener. konstruktora raket. -kosmich. sistem akad. M. F. Reshenteva. [In proc. of the 19th international scientific conference "Reshetnev readings"]. Krasnoyarsk, 2015, P. 72-74 (In Russ).
5. Sabatini M., Gasbarri P., Palmerini G. B. Operational modal analysis via image based technique of very flexible space structures. Acta Astronautica. 2013, Vol. 89, P. 139-148.
6. Sabatini M., Palmerini G. B., Monti R. Image based control of the "PINOCCHIO" experimental free flying platform, Acta Astronautica. 2014, Vol. 94, No. 1, P. 480-492.
7. Pappa R. S., Black J. T., Blandino J. R. Dot-Projection Photogrammetry and Videogrammetry of Gossamer Space Structures, J. Spacecraft and Rockets, 2003, Vol. 40, P. 858-867.
8. Testoedov N. A., Khalimanovich V. I., Velichko A. I. Zontichnaya antenna kosmicheskogo apparata [Umbrella antenna spacesraft]. Patent RF, no. 2418346, 2011, 10 p.
9. Boloshin I. A., Bykov V. V., Vasin V. V., Vla-sov O. V. Spravochnik po radioelektronnym sistemam: v 2-kh tomakh. [Radio-electronic systems reference book]. Moscow, Energiya Publ., 1979, 368 p.
10. Beketov V. I. Antenny sverkhvysokikh chastot. [Ultrahigh frequencies antenna]. Moscow, Voen. izd. MO SSSR Publ., 1957, 123 p.
11. Razrabotka metodov modelirovaniya, nastroyki i regulirovaniya profilya poverkhnosti krupnogabaritnykh reflektorov [Development modeling, adjustment and regulation methods for large reflector surface profile]. Since- technical report. NII PMM pri TGU, Tomsk, 2005. 418 p.
12. Testoedov N. A., Khalimanovich V. I., Shipi-lov G. V., Romanenko V. I. Razvertyvaemyy krupnogabaritnyy reflektor kosmicheskogo apparata. [Spacecraft large deployable reflector]. Patent RF, no. 2350519, 2009, 19 p.
13. Website TICRA company. Available at: http://www.ticra.com/products/software/grasp (accessed 12.12.2015).
14. Ayzenberg G. Z., Yampol'skiy V. G., Tereshin O. N. Antenny UKV. [Ultrashort waves antennas], 1977, Svyaz' Publ., 288 p.
15. Bikeev E. V., Kolovskiy Y. V. [Convergent technology in cognitive radio communication]. Sistemy svyazi i radionavigatsii: sbornik tezisov II Vserossiyskoy nauchno-tekhnicheskoy konferentsii. [System connection and radio navigation: thesis collection of II All-Russian science-technical conference]. Krasnoyarsk, 2015, P. 253-256.
16. Kolovskiy Y. V. [Intelligent systems of functional agnostic and control of board hybrid mirror antennas]. VI Mezhdunarodnaya konferentsiya po myagkim vychisle-niyam i izmereniyam. [VI International Conference on Soft Computing and Measurements]. St. Petersburg, 2003, SPEU LETI Publ., P. 63-66 (In Russ).
© Бикеев Е. В., Якимов Е. Н., Матыленко М. Г., Титов Г. П., 2016
