Актуальные проблемы ракетно-космической техники. Сборник материалов конференции. Том 1 - Кирилин А.Н., Ахметов Р.Н., Ткаченко С.И., Аншаков Г.П.

Автор: Кирилин А.Н. Ахметов Р.Н. Ткаченко С.И. Аншаков Г.П.

Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника астрономия космонавтика сборник материалов материалы конференции

ISBN: 978-5-93424-743-1

Год: 2015

Похожие

Развитие отечественной ракетно-космической науки и техники. Том 3. История развития отечественных автоматических космических аппаратов

От «Спутника» до «Глонасса»

Развитие отечественной ракетно-космической науки и техники. Том 6. История развития систем управления, радиотехнических систем и наземного автоматизированного космплекса

Многофункциональная космическая платформа "Навигатор"

Текст

IV Всероссийская научно-техническая конференция
«Актуальные проблемы ракетно-космической техники»
(IV Козловские чтения)
СБОРНИК
МАТЕРИАЛОВ КОНФЕРЕНЦИИ
ТОМ I
АО «РКЦ «Прогресс», Самара, Россия
14 - 18 сентября 2015 г.
IV Всероссийская научно-техническая конференция
«Актуальные проблемы ракетно-космической техники»
(IV Козловские чтения)
СБОРНИК
МАТЕРИАЛОВ КОНФЕРЕНЦИИ
Том 1
АО «РКЦ «Прогресс», Самара, Россия
14 - 18 сентября 2015 г.
УДК 629.7
Под общей редакцией
доктора технических наук, профессора
А.Н. Кирилина
РЕДАКЦИОННАЯ КОЛЛЕГИЯ:
А.Н. Кирилин, Р.Н. Ахметов, С.И. Ткаченко, Т.П. Аншаков,
Н.Р. Стратилатов, А.Д. Сторож, А.И. Мантуров,
А.В. Соллогуб, Ю.Н. Горелов, В.В. Салмин
Рецензент: д.т.н., профессор Ю.Н. Лазарев
Материалы IV Всероссийской научно-технической конференции «Актуальные проблемы
ракетно-космической техники» (IV Козловские чтения) (14-18 сентября 2015 года,
г.Самара); под общ. ред. А.Н. Кирилина/СамНЦ РАН - Самара, 2015.-
стр.
УДК 629.7
ISBN 978-5-93424-743-1
© СамНЦ, Самара, 2015
© Коллектив авторов, 2015
СОДЕРЖАНИЕ
ПЛЕНАРНЫЕ ДОКЛАДЫ
СОЗДАНИЕ ИННОВАЦИОННЫХ КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ 14
ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ В
АО «РКЦ «ПРОГРЕСС»
А.Н. Кирилин, Р.Н. Ахметов, С.В. Тюлевин, А.Д. Сторож,
Е.В. Космодемьянский, Н.Р. Стратилатов (АО «РКЦ «Прогресс»,
г. Самара)
ЛЁТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ ИСПЫТАНИЯ И ОПЫТНАЯ 24
ЭКСПЛУАТАЦИЯ МАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ «АИСТ»
А.Н. Кирилин (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара), С.И. Ткаченко,
В.В.Салмин, Н.Д. Сёмкин (СГАУ им. академика С.П. Королева,
г. Самара), А.П. Папков (ООО «НИЛАКТ ДОСААФ», г. Калуга),
В.И. Абрашкин (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара), И.С. Ткаченко (СГАУ
им. академика С.П. Королева, г. Самара), Ю.Е. Железнов, Е.Ю. Галаева
(АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
КОЭЦА - КОМПЛЕКС ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННОЙ ЦЕЛЕВОЙ 39
АППАРАТУРЫ ДЛЯ МКА «АИСТ-2Д»
А.И. Бакланов, М.В. Клюшников, А.П. Гринько, И.А. Малахов,
В.В. Жевако, Д.В. Халус, Е.А. Радин, А.Н. Афонин, А.С. Мастюгин,
КВ. Невоструев, В.Л. Алаторцев, П.А. Костенков, Р.С. Дюльдин,
ГВ. Бунтов, П.Н. Разживалов, А.А. Тюрин, А.В. Хватов, Р.В. Матвеев,
А.В. Логвин (филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС»,
г. Зеленоград), Д.Н. Сафронов, А.А. Кузменко (ЗАО НПП «САЙТ»,
г. Зеленоград)
КОМПЛЕКСНАЯ ТЕХНОЛОГИЯ СОЗДАНИЯ ЖИДКОСТНЫХ 49
РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК КОСМИЧЕСКОГО
НАЗНАЧЕНИЯ
И.С. Партола (КБ «Салют» ФГУП «ГКНПЦ имени М.В. Хруничева»,
г. Москва)
ЦЕНТРОБЕЖНЫЕ ВОЛОКОННЫЕ ЛАЗЕРЫ С СОЛНЕЧНОЙ 53
НАКАЧКОЙ ДЛЯ КОСМИЧЕСКОЙ ЭНЕРГЕТИКИ
В.М. Мельников, Е.П. Морозов, Б.Н. Харлов (ФГУП «ЦНИИмаш»,
г. Королёв М.о.)
ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ НАУЧНЫХ 57
ИССЛЕДОВАНИЙ ПО ГЛАВНОМУ НАПРАВЛЕНИЮ НАУЧНО-
ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ СГАУ «КОСМИЧЕСКОЕ
МАШИНОСТРОЕНИЕ»
А.Н. Кирилин, Н.Р. Стратилатов (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара),
Е.В. Шахматов, В.В. Салмин, С.И. Ткаченко, В.И. Куренков,
О.Л. Старинова, И.С. Ткаченко, В.В. Волоцуев, КВ. Петрухина
С.Л. Сафронов (СГАУ им. академика С.П. Королева, г.Самара)
3
СЕКЦИЯ 1: ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ И
КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ, КОСМИЧЕСКИЕ
ИССЛЕДОВАНИЯ И ПРОЕКТЫ
СЕМЕЙСТВО МОДУЛЬНЫХ РАКЕТ СВЕРХЛЕГКОГО КЛАССА 68
«ТАЙМЫР» С ДИАПАЗОНОМ ПОЛЕЗНЫХ НАГРУЗОК ОТ 13 КГ ДО
140КГНАНОО
А.М. Ильин, А.В. Суворов (ООО «Лин Индастриал», г. Москва)
ТЕХНОЛОГИИ СНИЖЕНИЯ ТЕХНОГЕННОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ 75
ПУСКОВ РАКЕТ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ НА
ОКРУЖАЮЩУЮ СРЕДУ
Я.Т. Шатров (ФГУП ЦНИИмаш, г. Королев М.о.), Д-А. Баранов
(АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара), В.И. Трушляков (ОмГТУ, г. Омск)
ЗАДАЧИ ФУНДАМЕНТАЛЬНОЙ НАУКИ В РАЗВИТИИ ОБОРОННОГО 79
СЕКТОРА РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ
В.Ю. Корчак, С.В. Куприянов (СПП РАН, г. Москва), ГИ. Леонович (ПО
СПП РАН, г. Самара)
МЕТОДИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ РАЗРАБОТКИ ПРОБЛЕМНО- 84
ОРИЕНТИРОВАННОЙ СИСТЕМЫ ВЫБОРА ОСНОВНЫХ
ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
HP. Cmpamwiamoe (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара), В.И. Куренков,
А.С. Кучеров, А.А. Якищик (СГАУ им. академика С.П. Королева,
г. Самара)
ОЦЕНКА ПЕРСПЕКТИВ РЕАЛИЗАЦИИ НА ПРАКТИКЕ 95
ПРОМЫШЛЕННОГО КОСМИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА
О.Ф. Садыков (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара), А.И. Шулепов (СГАУ
им. академика С.П. Королева, г. Самара)
ПРОЕКТИРОВАНИЕ АДАПТИВНОГО К ДЕЙСТВИЮ ГРАДИЕНТОВ 101
ТЕМПЕРАТУР РАЗМЕРОСТАБИЛЬНОГО КОРПУСА
КОСМИЧЕСКОГО ТЕЛЕСКОПА
Р.Н. Ахметов, HP. Cmpamwiamoe, А.Н. Шайда, А.С. Нонин,
А.С. Ткаченко (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
МЕТОДИКА РАЗМЕЩЕНИЯ ВНЕШНИХ УСТРОЙСТВ КОСМИЧЕСКИХ 104
АППАРАТОВ ДЗЗ С УЧЕТОМ ЦЕЛЕВОГО ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ
Р.Н. Ахметов, Л.Б. Шилов (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара), В.И.
Куренков, А.А. Якищик (СГАУ им. академика С.П. Королева, г. Самара)
ПРОБЛЕМНЫЕ ВОПРОСЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ СБОЕУСТОЙЧИВОСТИ 116
И ОТКАЗОУСТОЙЧИВОСТИ ИЗДЕЛИЙ РАЗРАБОТКИ АО «РКЦ
«ПРОГРЕСС» ПРИ ВОЗДЕЙСТВИИ ТЗЧ И ВЭП КП
Е.А. Буренина, А.С. Дементьев, Е.В. Чурилин, А.А. Брагин (АО «РКЦ
«Прогресс», г. Самара)
АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ КОМБИНИРОВАННЫХ БЛОКОВ 118
ВЫВЕДЕНИЯ, ВКЛЮЧАЮЩИХ ХИМИЧЕСКИЙ РАЗГОННЫЙ БЛОК
И ЭЛЕКТРОРЕАКТИВНЫЙ ТРАНСПОРТНЫЙ МОДУЛЬ, В ЗАДАЧАХ
4
ТРАНСПОРТИРОВКИ ПОЛЕЗНЫХ НАГРУЗОК НА
ГЕОСТАЦИОНАРНУЮ ОРБИТУ
В.В. Салмин, К.В. Петрухина, А.С. Русских, А.А. Кветкин (СГАУ им.
академика С.П. Королева, г. Самара)
ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ КОНСТРУКТИВНОЙ СХЕМЫ 130
РАЗМЕРОСТАБИЛЬНОГО КОРПУСА КОСМИЧЕСКОГО ТЕЛЕСКОПА
ПРИ ТЕПЛОВОМ ВОЗДЕЙСТВИИ
Ю.В. Потапова, А.Н. Шайда (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
ПЕРСПЕКТИВЫ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ БУКСИРА С 135
ЭЛЕКТРОРАКЕТНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ
МЕГАВАТТНОГО КЛАССА ДЛЯ ГРУЗОСНАБЖЕНИЯ ЛУНЫ С
КОСМОДРОМА «ВОСТОЧНЫЙ». МЕТОДИКА ВЫБОРА ЕГО
ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ
Д.А. Горопаев (ФГУП «ЦНИИмаш», г.Королев М.о.)
АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ СХЕМЫ ПОЛЕТА СТУПЕНИ С РАКЕТО- 137
ДИНАМИЧЕСКОЙ СИСТЕМОЙ СПАСЕНИЯ НА ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ PH СРЕДНЕГО КЛАССА
Д.С. Украинцев, Ю.Л. Кузнецов (ФГУП «ЦНИИмаш», г. Королев М.о.)
ПУТИ РАЗВИТИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ СВЕРХТЯЖЕЛОГО 140
КЛАССА
В.В. Смирнов (ФГУП «ЦНИИмаш», г. Королев М.о.)
ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ РАЗВИТИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ 145
Ф.Ф. Дедус, И.И. Кузнецов, А.Ю. Подтынных (ФГУП «ЦНИИмаш»,
г. Королев М.о.)
ТРАНСФОРМИРУЕМЫЙ МОДУЛЬ. ВАРИАНТЫ КОНСТРУКЦИИ 148
ОБОЛОЧКИ
А.А. Чернецова, И.В. Оникийчук, ИМ. Филиппов, АД. Бычков (ОАО
«РКК «Энергия», г. Королев М.о.)
МЕТОДИКА СРАВНИТЕЛЬНОЙ ОЦЕНКИ ЭФФЕКТИВНОСТИ 151
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ДЗЗ С РАЗЛИЧНЫМИ ОПТИКО-
ЭЛЕКТРОННЫМИ ТЕЛЕСКОПИЧЕСКИМИ КОМПЛЕКСАМИ
НН Стратилатова, (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара), В.И. Куренков,
А.С. Кучеров (СГАУ им. академика С.П. Королева, г. Самара), А.С.
Егоров (АО «РКЦ «Прогресс», г.Самара)
ИЗМЕРЕНИЕ ПОМЕХ В ЦЕПЯХ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ 160
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ВЫЗВАННЫХ
ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫМ ПОЛЕМ ЭЛЕКТРОСТАТИЧЕСКОГО
РАЗРЯДА
А.В. Костин, В.С. Бозриков (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
СЕКЦИЯ 2: КОСМИЧЕСКОЕ ЗОНДИРОВАНИЕ ЗЕМЛИ,
МЕТОДЫ И СРЕДСТВА
5
АППАРАТУРА ВЫСОКОГО РАЗРЕШЕНИЯ ПЕРСПЕКТИВНОГО КА 170
«РЕСУРС-ПМ»
А.И. Бакланов, И.А. Горбунов, А.С. Забиякин, И.А. Малахов, В.Д. Блинов
(Филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС», г. Москва),
А.М. Савицкий, М.Н. Сокольский, В.А. Данилов (ОАО «ЛОМО», Санкт-
Петербург)
АППАРАТУРА СРЕДНЕГО РАЗРЕШЕНИЯ ПЕРСПЕКТИВНОГО КА 176
«РЕСУРС-ПМ»
А.И. Бакланов, И.А. Малахов, В.Д. Блинов (Филиал АО «РКЦ «Прогресс»
- НПП «ОПТЭКС», г. Москва), С.А. Архипов, В.М. Линъко
(ПАО «Красногорский завод им. С.А. Зверева», г. Красногорск)
ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫЕ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ ДЛЯ 181
ПЕРСПЕКТИВНОЙ АППАРАТУРЫ СВЕРХВЫСОКОГО РАЗРЕШЕНИЯ
В .В. Жевако, Р.С. Дюльдин (филиал АО «РКЦ «Прогресс» -
НПП «ОПТЭКС»)
КШМСА - КОМПЛЕКС ШИРОКОЗАХВАТНОЙ 185
МУЛЬТИСПЕКТР АЛЬНОЙ АППАРАТУРЫ КОСМИЧЕСКОГО
АППАРАТА «РЕСУРС-П»
А.И. Бакланов, А.С. Забиякин, А.Н. Афонин, В.Д. Блинов (Филиал АО
«РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС», г. Москва)
ПРОГНОЗИРОВАНИЕ РАЗВИТИЯ ПРОГРАММНО-АППАРАТНЫХ 192
КОМПЛЕКСОВ ПРИЁМА-ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИИ КА ДЗЗ
В .Л. Алаторцев, В.Г. Слащёв, Д.В. Юрин (Филиал АО «РКЦ «Прогресс» -
НПП «ОПТЭКС», г. Москва), О.А. Алаторцева (МИЭТ, г. Зеленоград)
УСТРОЙСТВО ПОСТРОЕНИЯ РАДИОЛОКАЦИОННОГО 203
ИЗОБРАЖЕНИЯ В СОСТАВЕ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ ДЛЯ
ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЙ ОБРАБОТКИ МОНИТОРИНГОВОЙ
ИНФОРМАЦИИ
А.С. Кузнецов, С.С. Щесняк, А.О. Славянский (ОАО «НЦПЭ», г. Санкт-
Петербург)
МОДЕЛИРОВАНИЕ ШИРОКОПОЛОСНОЙ ЩЕЛЕВОЙ АНТЕННЫ 206
КРУГОВОЙ ПОЛЯРИЗАЦИИ
А.В. Лепунов, А.В. Кантышев (АО «ИСС им. академика
М.Ф. Решетнева», г. Железногорск), ИВ. Романов (ТГУ, г. Томск)
ВЫБОР ОПТИМАЛЬНОЙ ЧАСТОТЫ МИКРОВОЛНОВОГО 212
ИЗЛУЧЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКОЙ РЕГИСТРАЦИИ
МИКРОВОЛНОВОГО ИЗЛУЧЕНИЯ АТМОСФЕРНЫХ источников
КА. Мозгов, В.Ф. Федоров (ОАО «НПК«СПП», г. Москва)
МОДЕЛИРОВАНИЕ РАБОТЫ КОСМИЧЕСКОГО 217
ГИПЕРСПЕКТРОМЕТРА, ОСНОВАННОГО НА СХЕМЕ ОФФНЕРА
6
Н.Л. Казанский, С.И. Харитонов, Л.Л. Досколович, А.В. Павельев (ИСОИ
РАН г. Самара)
ЮСТИРОВКА И ИССЛЕДОВАНИЕ МАКЕТНОГО ОБРАЗЦА 225
ГИПЕРСПЕКТРОМЕТРА ПО СХЕМЕ ОФФНЕРА
С.В. Карпеев, С.Н. Хонина (СГАУ им. академика С.П. Королева,
г. Самара), С. И. Харитонов (ИСОИ РАН г. Самара),
ПЕРСПЕКТИВНАЯ ГИПЕРСПЕКТРАЛЬНАЯ АППАРАТУРА «БИСЕР»: 230
ВАРИАНТЫ СХЕМНОГО РЕШЕНИЯ
С.А. Морозов, С.А. Архипов, КС. Беляев, М.Ю. Лузганова,
М.А. Сальникова (ПАО «Красногорский завод им. С.А. Зверева»,
г. Красногорск)
СПОСОБ ПОИСКА ПЛОСКОСТИ НАИЛУЧШЕГО ИЗОБРАЖЕНИЯ 234
ДЛЯ КА ДЗЗ СВЕРХВЫСОКОГО ПРОСТРАНСТВЕННОГО
РАЗРЕШЕНИЯ В ПРОЦЕССЕ ИХ ЭКСПЛУАТАЦИИ
В.В. Еремеев, П.А. Князьков (РГРУ, г. Рязань), В.М. Фёдоров (АО «РКЦ
«Прогресс», г.Самара)
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ АПРИОРНОЙ ИНФОРМАЦИИ ПРИ 237
ИНТЕРФЕРОМЕТРИЧЕСКОЙ ОБРАБОТКЕ ВЫСОКОДЕТАЛЬНОЙ
РАДИОЛОКАЦИОННОЙ ИНФОРМАЦИИ
В.А. Ушенкин, Н.А. Егошкин (РГРУ, г. Рязань)
ТЕМАТИЧЕСКИЕ ПРОДУКТЫ, СОЗДАВАЕМЫЕ НА ОСНОВЕ 240
ДАННЫХ ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ,
ПОЛУЧЕННЫХ В L- И Р- ДИАПАЗОНАХ ЭЛЕКТРОМАГНИТНОГО
СПЕКТРА
В.А. Малиновский, А.А. Расторгуев (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
МЕДИАННЫЕ ФИЛЬТРЫ ФРЕШЕ ДЛЯ ФИЛЬТРАЦИИ 242
ГИПЕРСПЕКТРАЛЬНЫХ ИЗОБРАЖЕНИЙ
А.В. Мартьянова (ОАО «НПОА им. академика Н.А. Семихатова»,
г. Екатеринбург), В.Г. Лабунец (УФУ, г. Екатеринбург)
ОПРЕДЕЛЕНИЕ СТРУКТУРЫ И ВАРИАЦИЙ МАГНИТНОГО ПОЛЯ 248
ЗЕМЛИ ПО ПОЛЯРИЗАЦИОННЫМ ХАРАКТЕРИСТИКАМ
ПОЛЯРНЫХ СИЯНИЙ
С.И. Ренский, Ю.В. Пузанов, КС. Мозгов, В.А. Шувалов (ОАО «НПК
«СПП», г. Москва)
МЕТОД СЖАТИЯ ИЗОБРАЖЕНИЙ В СИСТЕМАХ ДЗЗ БЕЗ ПОТЕРЬ 251
Е.П. Петров, Н.Л. Харина, П.Н. Сухин (ВятГУ, г. Киров)
МЕТОД ВЫДЕЛЕНИЯ КОНТУРОВ НА СПУТНИКОВЫХ СНИМКАХ 258
Н.Л. Харина (ВятГУ, г. Киров)
СПОСОБ РЕАЛИЗАЦИИ МНОГОКРАТНОЙ АДАПТИВНОЙ 263
КОСМИЧЕСКОЙ СТЕРЕОСЪЁМКИ ПОВЕРХНОСТИ ЗЕМЛИ
7
Г.П. Аншаков, Г.Н. Мятое, В.А. Малиновский (АО «РКЦ «Прогресс»,
г. Самара)
ВЫРАВНИВАНИЕ ПРОСТРАНСТВЕННОГО РАЗРЕШЕНИЯ 266
ГИПЕРСПЕКТРАЛЬНЫХ СНИМКОВ ЗЕМЛИ, ПОЛУЧЕННЫХ В
РАЗЛИЧНЫХ СПЕКТРАЛЬНЫХ ДИАПАЗОНАХ
НА. Егошкин, В.В. Еремеев, А.А. Макаренков (РГРУ, г. Рязань)
ВЫСОКОТОЧНАЯ ТЕХНОЛОГИЯ ФОРМИРОВАНИЯ ГИПЕРКУБА 269
С.А. Бибиков, Е.В. Гошин (СГАУ им. академика С.П. Королева,
г. Самара), Ю.Н. Журавель, М.О. Згонникова (АО «РКЦ «Прогресс»,
г. Самара), А.П. Котов, В. А. Фурсов (СГАУ им. академика
С.П. Королева, г. Самара)
ТЕХНОЛОГИЯ ОПЕРАТИВНОГО ПОСТРОЕНИЯ ЦИФРОВОЙ 273
МОДЕЛИ МЕСТНОСТИ ПО ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОСТИ
КОСМИЧЕСКИХ ИЗОБРАЖЕНИЙ
В.А. Фурсов (СГАУ им. академика С.П. Королева, г. Самара), А.В.
Вавилин (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара), Е.В. Гошин, А.П. Котов
(СГАУ им. академика С.П. Королева, г. Самара)
МНОГОУРОВНЕВАЯ СИСТЕМА КАЛИБРОВКИ ЦЕЛЕВОЙ 277
АППАРАТУРЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА «РЕСУРС-П»
Г.П. Аншаков, Г.Н. Мятое, В.А. Малиновский, Ю.Н. Журавель (АО «РКЦ
«Прогресс», г. Самара)
ПРОБЛЕМЫ РАДИОМЕТРИЧЕСКОЙ КАЛИБРОВКИ КА ГСА 280
«РЕСУРС-П» №№1,2
В.С. Марков, Л.А. Гришанцева, Т.Г. Куревлева, КС. Емельянов (НЦОМЗ
ОАО «Российские космические системы», г. Москва)
АЛГОРИТМЫ ИДЕНТИФИКАЦИИ ОБЪЕКТОВ ПО ДАННЫМ 282
ГИПЕРСПЕКТРАЛЬНОЙ СЪЕМКИ ЗЕМЛИ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ
НЕЧЕТКОЙ ЛИНЕЙНОЙ РЕГРЕССИИ
С.В. Труханов (Филиал АО «РКЦ «Прогресс» - ОКБ «Спектр», г. Рязань)
ОЦЕНКА ТОЧНОСТИ ЦМР, СОЗДАННОЙ ПО СТЕРЕОПАРЕ С КА 288
«РЕСУРС-П» №1В ПРОГРАММНОМ КОМПЛЕКСЕ ENVI
В. А. Малиновский, А.В. Вавилин (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
ИССЛЕДОВАНИЕ ТОЧНОСТИ ГЕОПРИВЯЗКИ СНИМКОВ, 290
ПОЛУЧЕННЫХ С КА «РЕСУРС-П» №1
С.И. Баранов, О.П. Малыгина (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
СОЗДАНИЕ РЕЛЯЦИОННОЙ БАЗЫ ДАННЫХ СПЕКТРАЛЬНЫХ 292
СИГНАТУР ПРИРОДНЫХ И АНТРОПОГЕННЫХ ОБЪЕКТОВ
САМАРСКОЙ ОБЛАСТИ
А.В. Ращупкин, А.С. Егоров (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
8
СОЗДАНИЕ СЕТИ ОПОРНЫХ ТОЧЕК ДЛЯ ОЦЕНКИ ТОЧНОСТИ 294
ИНФОРМАЦИОННЫХ ПРОДУКТОВ, ИЗГОТАВЛИВАЕМЫХ НА
ОСНОВЕ ДАННЫХ ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ
В.А. Малиновский, А.А. Расторгуев (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
АЛГОРИТМ АДАПТИВНОГО УСТРАНЕНИЯ ФОНА НА 296
ИЗОБРАЖЕНИЯХ ЗВЕЗДНОГО НЕБА
М.В. Клюшников (Филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС»,
г. Москва)
ИНФРАКРАСНАЯ КАМЕРА ИЗ СОСТАВА КОМПЛЕКСА ОПТИКО- 298
ЭЛЕКТРОННОЙ ЦЕЛЕВОЙ АППАРАТУРЫ МКА «АИСТ-2»
Г. В. Бунтов (Филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС»,
г. Москва)
ВОЗМОЖНОСТИ МОДЕРНИЗАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА 303
НА БАЗЕ КА «АИСТ-2»
А.И. Бакланов, М.В. Клюшников (Филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП
«ОПТЭКС», г. Москва)
СРАВНЕНИЕ СТРОЧНО-КАДРОВЫХ И ВЗН МАТРИЦ В ОПТИКО- 311
ЭЛЕКТРОННЫХ КАМЕРАХ ВЫСОКОГО РАЗРЕШЕНИЯ
М.В. Клюшников (Филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС»,
г. Москва)
ОСОБЕННОСТИ АРХИТЕКТУРЫ ПОСТРОЕНИЯ БЛОКОВ ОПТИКО- 316
ЭЛЕКТРОННЫХ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЕЙ КОМПЛЕКСА ЦЕЛЕВОЙ
АППАРАТУРЫ МКА «АИСТ-2»
Е.А. Радин, А.М. Мастюгин (Филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП
«ОПТЭКС», г.Москва)
ПРИМЕНЕНИЕ ВОЛОКОННО-ОПТИЧЕСКИХ ЛИНИЙ ПЕРЕДАЧИ 320
ДАННЫХ - ПУТЬ К ПОВЫШЕНИЮ ХАРАКТЕРИСТИК
КОСМИЧЕСКИХ ВЫСОКОПРОИЗВОДИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ
НАБЛЮДЕНИЯ
А.М. Кузьмичев, А.П. Малахов, А.Ю. Шиляев, А.Л. Усов, А.И. Бакланов
(Филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС», г. Москва)
КОНЦЕПЦИЯ ЦЕЛЕВОГО ПРИМЕНЕНИЯ КС «КОНДОР-ФКА» В 339
ИНТЕРЕСАХ СОЦИАЛЬНО-ЭКОНОМИЧЕСКОГО РАЗВИТИЯ
РОССИЙСКИЙ ФЕДЕРАЦИИ
Е.А. Костюк, Ю.А. Веремчук, П.В. Денисов, КА. Трошко («НЦ ОМЗ»
ОАО «Российские космические системы», г. Москва)
ОЦЕНКА ТОЧНОСТИ РЕЗУЛЬТАТОВ УРАВНИВАНИЯ 335
Е.Г. Воронин (Филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС»)
ОЦЕНКА ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО 340
ПОРТАТИВНОГО ИЗМЕРИТЕЛЯ СПЕКТРАЛЬНЫХ СВОЙСТВ
ОБЪЕКТОВ
В.В. Волков, СИ Баранов (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара), НВ.
Прохорова (СамГУ, г. Самара)
9
СИСТЕМНЫЙ ПОДХОД К ВЫБОРУ ПРОПУСКНОЙ СПОСОБНОСТИ 348
ВЫСОКОСКОРОСТНОЙ РАДИОЛИНИИ ДЛЯ СОВРЕМЕННЫХ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ДИСТАНЦИОННОГО
ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ
А. А. Кащеев (Филиал АО «РКЦ «Прогресс» - ОКБ «Спектр», г. Рязань)
ВЫЯВЛЕНИЕ ЗАСУХИ НА СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННЫХ УГОДЬЯХ 352
ПО ДАННЫМ КОСМИЧЕСКОЙ СЪЁМКИ
Е.А. Уварова (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
ОПЕРАТИВНОЕ УПРАВЛЕНИЕ СОСТОЯНИЕМ ДОРОЖНО- 363
ТРАНСПОРТНОЙ ИНФРАСТРУКТУРЫ НА ОСНОВЕ ДАННЫХ
ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ
А.А. Федосеев (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
ПРИМЕНЕНИЕ МУЛЬТИ- И ГИПЕРСПЕКТРАЛЬНЫХ ДАННЫХ 364
ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ДЛЯ МОНИТОРИНГА РЕК И
ВОДОЁМОВ САМАРСКОЙ ОБЛАСТИ
Ю.Н. Журавель (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
ПРИМЕНЕНИЕ ДАННЫХ КА «РЕСУРС-П» И LANDSAT ДЛЯ 368
РЕШЕНИЯ АКТУАЛЬНЫХ ЗАДАЧ ТЕРРИТОРИАЛЬНОГО
ПЛАНИРОВАНИЯ
Р.Н. Алехин, А.И. Горшков (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
СЕКЦИЯ 3: СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ, КОСМИЧЕСКАЯ НАВИГАЦИЯ И СВЯЗЬ
ВЫСОКОТОЧНОЕ НАВИГАЦИОННОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ 372
НИЗКООРБИТАЛЬНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ПО ДАННЫМ
АППАРАТУРЫ СПУТНИКОВОЙ НАВИГАЦИИ ГЛОНАСС
В.В. Пасынков (ОАО «НПК «СПП», г. Юбилейный М.о.)
ЭЛЕКТРОСТАТИЧЕСКИЙ ГИРОСКОП СО СПЛОШНЫМ РОТОРОМ В 374
СИСТЕМЕ ОРИЕНТАЦИИ ОРБИТАЛЬНЫХ КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ
Б.Е. Ландау, А.А. Белаш (АО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор»,
г. Санкт-Петербург)
ОБ ОДНОМ АЛГОРИТМИЧЕСКОМ СПОСОБЕ ВЫЯВЛЕНИЯ 376
ИНВЕРТИРОВАНИЯ СЛОВ ДАННЫХ СИСТЕМЫ
ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКИХ ИЗМЕРЕНИЙ «ОРБИТ A-IVMO»
С.Ю. Перепелкина, А.В. Франк (ОАО «НПОА им. академика
НА. Семихатова», г. Екатеринбург)
МЕТОДИКА ОЦЕНКИ ХАРАКТЕРИСТИК ИЗМЕРИТЕЛЯ УГЛОВОЙ 379
СКОРОСТИ ПОСРЕДСТВОМ ФИЛЬТРА КАЛМАНА И ВАРИАЦИИ
АЛЛАНА
Д.А. Кутовой, О.И. Маслова, С.Ю. Перепелкина, Ю.С. Тиунов,
А.А. Федотов (ОАО «НПОА им. академика НА. Семихатова»,
г. Екатеринбург)
10
ПРИНЦИПЫ ФОРМИРОВАНИЯ ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКОЙ 382
ИНФОРМАЦИИ НА ПЕРСПЕКТИВНЫХ PH
П.В. Абрамов, Н.И. Верховых, П.Л. Селезнев (ОАО «НПОА
им. академика Н.А. Семихатова», г. Екатеринбург)
РЕАЛИЗАЦИЯ ФУНКЦИЙ СДКМ СРЕДСТВАМИ 385
РЕТРАНСЛЯЦИОННОГО КОМПЛЕКСА КА СЕРИИ «ЭКСПРЕСС»
Е.Н. Путинас, С.Г. Смирнов, С.О. Паздерин (АО «ИСС им. академика
М.Ф. Решетнева», г. Железногорск)
ПРОГРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ ДЛЯ РАСЧЁТА 389
ПЕРЕНАЦЕЛИВАНИЯ БОРТОВЫХ АНТЕНН СПУТНИКА
Е.А. Илюхина, В.Н. Кошкарев, С.Г. Смирнов, Е.Н. Путинас
(АО «ИСС им. академика М.Ф. Решетнева», г. Железногорск)
АНАЛИЗ УСТОЙЧИВОСТИ ОРБИТАЛЬНОЙ ГРУППИРОВКИ ДЗЗ 392
А.В. Бирюков (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
ОБЕСПЕЧЕНИЕ КОНТРОЛЯ ТОЧНОСТИ ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ 394
КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО РЕЗУЛЬТАТАМ ОБРАБОТКИ
ИЗМЕРЕНИЙ НАЗЕМНЫХ РАДИОНАВИГАЦИОННЫХ СРЕДСТВ
В.А. Боровков, Е.К. Яковлев (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
ОПТИМИЗАЦИЯ ПРОСТРАНСТВЕННЫХ ПОВОРОТОВ МКА 401
«АИСТ-2» НА ОСНОВЕ ПРИНЦИПА МИНИМУМА УПРАВЛЕНИЯ
В.Ф. Петрищев, М.Г. Шипов (АО «РКЦ«Прогресс», г. Самара)
АВТОНОМНОЕ ФОРМИРОВАНИЕ ПРОГРАММ УПРАВЛЕНИЯ 409
АППАРАТОМ ЗОНДИРОВАНИЯ ДЛЯ СЛОЖНЫХ ВИДОВ СЪЁМКИ
А.И. Мантуров, В.Е. Юрин, Н.И. Пыринов (АО «РКЦ «Прогресс»,
г. Самара), Ю.Н. Горелов (СамГУ, г. Самара)
БОРТОВЫЕ АЛГОРИТМЫ ПЕРЕОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ 418
АППАРАТОВ ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ
В.Е. Юрин (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
АНАЛИЗ ТОЧНОСТИ УПРАВЛЕНИЯ КА И НАВЕДЕНИЯ НА 425
ИНТЕРВАЛАХ НАБЛЮДЕНИЯ МАРШРУТОВ
А.С. Галкина, ИВ. Платошин (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ НАВИГАЦИОННЫХ ОПРЕДЕЛЕНИЙ КА 431
«РЕСУРС-П» С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ НАВИГАЦИОННОГО ПОЛЯ
ГЛОНАСС И СОВМЕСТНОГО НАВИГАЦИОННОГО ПОЛЯ СИСТЕМ
ГЛОНАСС И GPS
А.И. Мантуров, В.И. Рублев, О.А. Горбенко, Е.К. Яковлев
(АО «РКЦ «Прогресс»,г. Самара)
УПРАВЛЕНИЕ ТЯГОЙ ДВИГАТЕЛЕЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «СОЮЗ-2- 441
1В» НА ОСНОВЕ ПРИНЦИПА МИНИМУМА УПРАВЛЕНИЯ
В.Ф. Петрищев (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
11
ПОДХОД К ПОСТРОЕНИЮ ОТКАЗОУСТОЙЧИВОЙ БОРТОВОЙ 443
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ НАНОСПУТНИКОМ
А.М. Егоров, А.М. Богатырев (СГАУ им. академика С.П. Королева,
г. Самара)
АВТОНОМНАЯ СИСТЕМА ОПОЗНАВАНИЯ ОПОРНЫХ ОРИЕНТИРОВ 446
ДЛЯ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ УПРАВЛЕНИЯ И НАВИГАЦИИ ПОДВИЖНЫХ
ОБЪЕКТОВ
В.В. Сбродов, В.П. Свиридов (СамГТУ, г. Самара), С.Г. Сафронов
(Отделение по Самарской области Волго-Вятского ГУБР),
А.А. Федосеев (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
ЗВЕЗДНЫЙ ДАТЧИК ВЫСОКОЙ ТОЧНОСТИ ДЛЯ АППАРАТУРЫ 459
ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ
А.И. Бакланов, А.В. Верховцева, А.С. Забиякин, А.Н. Князев,
А.И. Цилюрик (Филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС»,
г. Москва)
СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПЕРЕДАЧИ ДАННЫХ В 470
ТЕЛЕКОММУНИКАЦИОННЫХ СИСТЕМАХ СБОРА
ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКОЙ ИНФОРМАЦИИ
Ю.А. Новиков, А.В. Погасий, А.Н. Пресняков, Д.Ю. Чайка (Филиал АО
«РКЦ «Прогресс» - ОКБ «Спектр», г. Рязань)
ПРИМЕНЕНИЕ ТЕХНОЛОГИИ КОГНИТИВНОГО РАДИО В СЕТЯХ 473
СВЯЗИ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ОТРАСЛИ
Е.Д. Струфелев (АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара)
АЛФАВИТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ 479
12
IV Всероссийская научно-техническая конференция
«Актуальные проблемы ракетно-космической техники»
(IV Козловские чтения)
Материалы пленарного заседания
13
УДК 629.78
СОЗДАНИЕ ИННОВАЦИОННЫХ КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ
ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ В АО «РКЦ «ПРОГРЕСС»
©2015 А.Н. Кирилин, Р.Н. Ахметов, С.В. Тюлевин, А.Д. Сторож,
Е.В. Космодемьянский, Н.Р. Стратилатов
АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара
Приведены сведения о созданных и разрабатываемых в настоящий момент инновационных космиче-
ских системах дистанционного зондирования Земли. Представлены описания и основные тактико-
технические характеристики космических аппаратов дистанционного зондирования Земли разработки
АО «РКЦ «Прогресс». Раскрыта тема перспективы создания и эксплуатации малых космических аппаратов
различного назначения, реализации платформенного принципа на малых аппаратах, обеспечивающего со-
здание широкой линейки космических аппаратов различного назначения, в том числе нано-класса формата
Cubesat.
Ключевые слова: инновационное развитие, космические средства наблюдения, высокое разрешение,
радиолокационное наблюдение, малые космические аппараты, Cubesat, платформенный принцип, инфор-
мационные технологии
Успешное развитие современного
общества, государственных структур,
международного взаимодействия на се-
годняшний день невозможно без широко-
го применения фундаментальных и при-
кладных результатов космической дея-
тельности. Дистанционное наблюдение
поверхности Земли из космоса является
одним из наиболее динамично развива-
ющихся направлений комических техно-
логий. Это обусловлено широкими воз-
можностями практического применения
получаемой информации в самых разных
областях. Использование космических
снимков поверхности Земли значительно
повышает эффективность работы в обла-
сти сельского хозяйства, метеорологии,
предотвращения чрезвычайных ситуаций
и других. Естественно, наша страна
должна обладать полной технологиче-
ской независимостью в этой области и
иметь самые современные средства
наблюдения из космоса. С учетом совре-
менных вызовов, международной обста-
новки и текущего уровня космических
средств ведущих западных стран, необ-
ходимо обеспечение инновационного
опережающего развития применяемых
технологий дистанционного зондирова-
ния Земли. Эксплуатируемые и разраба-
тываемые в настоящий момент в АО
«РКЦ «Прогресс» космические системы в
полной мере удовлетворяют приведен-
ным требованиям.
26.12.2014г. был выведен на орбиту
космический аппарат ДЗЗ «Ресурс-П»
№ 2, дополнив уже успешно работающий
на орбите КА «Ресурс-П» №1. Запуск КА
«Ресурс-П» № 3 завершит создание еди-
ной космической системы наблюдения за
поверхностью Земли. Данная космиче-
ская система предназначена для получе-
ния панхроматических, многозональных
и гиперспектральных снимков поверхно-
сти Земли и передачи данных дистанци-
онного зондирования Земли (ДЗЗ) по ра-
диоканалу на наземный комплекс плани-
рования целевого применения, приема и
обработки информации для решения ши-
рокого спектра целевых задач в интере-
сах заказчиков: МПР России, МЧС
России, Минсельхоза, Росрыболовства,
Росгидромета, ФСК России и других
потребителей. Общий вид КА «Ресурс-П»
№ 2 представлен на рис. 1.
Целевая аппаратура данных КА
позволяет осуществлять высокодетальное
наблюдение, гиперспектральное наблю-
дение, а также детальное широкозахват-
ное наблюдение. На рис. 2 представлен
высокодетальный панхроматический
снимок территории МГУ им. Ломоносо-
ва. Сочетание высоких целевых характе-
ристик наблюдения, большого количе-
ства спектральных диапазонов, а так же
14
высоких точностных характеристик
обеспечивает высокую эффективность
решения широкого круга социально-
экономических, научно-прикладных за-
дач в сфере глобального мониторинга и
охраны окружающей среды и делают этот
космический комплекс уникальным ин-
струментом наблюдения поверхности
Земли. В табл. 1 приведены технические
характеристики космического комплекса
«Ресурс-П».
Рис. 1 - Общий вид КА «Ресурс-П» №1
Табл. 1 - Технические характеристики космического комплекса «Ресурс-П»
Высокодетальное наблюдение
Разрешение на местности в надире, м:
- в панхроматическом диапазоне (проекция пикселя) 1,0
- в узких спектральных диапазонах 3,0-4,0
Ширина полосы захвата в надире, км 38
Ширина полосы обзора, км 950
Количество спектральных диапазонов 8
Среднеквадратическая ошибка (СКО) координатной привязки снимков ОЭА в надир без опорных точек, м не хуже 10-15
Гиперспектральное наблюдение
Количество спектральных интервалов не менее 96
Разрешение на местности в надире, м 25-30
Детальное широкозахватное наблюдение
Разрешение на местности в надире, м:
- в панхроматическом диапазоне 12; 60
- в мультиспектральных диапазонах 23,8; 120
Полоса захвата, км 97; 441
Периодичность наблюдения, сутки 3
15
Оперативность передачи информации на пункт приема, час от РМВ до 12
Параметры рабочей орбиты
- тип орбиты Околокруговая (ССО)
- средняя высота, км от 470 до 480
- наклонение, град 97,28
Срок активного существования, лет 5
Рис. 2 - Высокодетальный снимок КА «Ресурс-П» № 1 в панхроматическом режиме наблюдения.
Одним из видов целевой аппарату-
ры КА «Ресурс-П» является гиперспек-
трометр, который обладает рядом уни-
кальных характеристик. Данная аппара-
тура обеспечивает возможность фикси-
ровать излучение в сотнях очень узких
спектральных диапазонов. В процессе
гиперспектральной съемки формируется
многомерное изображение, в котором два
измерения характеризуют простран-
ственное положение точек местности, а
третье — их спектральные свойства.
Каждый элементарный участок изобра-
жения сопровождается спектральной ха-
рактеристикой излучения, дальнейшее
использование которой позволяет оце-
нить физико-химическое состояние
наблюдаемых объектов.
Наличие гиперспектральной ин-
формации позволяет создавать тематиче
скую продукцию в виде разнообразных
специальных карт и геоинформационных
систем (ГИС) с сигнатурами физико-
химического и биологического состава
природных и антропогенных объектов
наблюдения.
На основе гиперспектральной ин-
формации могут эффективно решаться
такие трудно формализуемые задачи, как
сегментация и классификации наблюдае-
мых объектов, комплексирование разно-
родной информации и др. Знание спек-
тральных сигнатур природных и антро-
погенных объектов позволяет автомати-
зировать процесс их обнаружения и клас-
сификации на гиперспектральных сним-
ках.
На рис. 3 приведен пример гипер-
спектрального изображения и результат
его обработки.
16
Рис. 3 - Пример гиперспектрального изображения
Конструкция КА «Ресурс-П» и его
запас по массе позволяют установить для
попутного запуска дополнительную по-
лезную нагрузку общей массой до 300 кг.
Так, на КА «Ресурс-П» № 2 установлена
научная аппаратуры «Нуклон» разработ-
ки НИИ ядерной физики МГУ для иссле-
дования галактических космических лу-
чей сверхвысоких энергий и их химиче-
ского состава.
Для обеспечения развития техноло-
гий наблюдения в оптическом диапазоне,
применяемых при создании КА
«Ресурс-П» в настоящий момент
АО «РКЦ «Прогресс» ведет разработку
новых КА, которые будут обладать еще
более высокими целевыми характеристи-
ками.
Наблюдение поверхности Земли в
оптическом диапазоне, дополненное ре-
зультатами радиолокационной съемки,
позволяет обеспечить решение широкого
круга комплексных практических и науч-
ных задач.
На завершающей стадии находится
разработка КА радиолокационного
наблюдения «Обзор-Р», который предна-
значен для проведения съемки в
Х-диапазоне в любое время суток (неза-
висимо от погодных условий) в интере-
сах социально-экономического развития
РФ. КА «Обзор-Р» необходим для обес-
печения МЧС России, Минсельхоза
России, Росреестра и других министерств
и ведомств территориальных образова-
ний данными радарной съемки. Уникаль-
ная целевая аппаратура, обеспечивающая
характеристики съемки, превышающие
показатели наиболее высокотехнологич-
ных западных образцов КА радиолокаци-
онного назначения, а так же применение
ряда прорывных решений и технологий,
позволяют считать космический ком-
плекс «Обзор-Р» инновационной разра-
боткой АО «РКЦ «Прогресс». Введение в
строй данного комплекса существенно
расширит возможности российской орби-
тальной группировки. На рис. 4 пред-
ставлен общий вид КА «Обзор-Р».
17
Рис. 4 - Общий вид КА «Обзор-Р»
Необходимо отметить, что при раз-
работке КА «Обзор-Р» широко использо-
вались новые технологии управления
проектами и высокоуровневые информа-
ционные технологии, что обеспечило вы-
сокую эффективность процесса разработ-
ки.
Растущая роль малоразмерных кос-
мических аппаратов среди средств ди-
станционного зондирования Земли учи-
тывается при разработке новейших кос-
мических комплексов. Создаваемый в
настоящий момент МКА «Аист-2Д» яв-
ляется уникальным аппаратом как для
АО «РКЦ «Прогресс», так и для рынка
малых аппаратов в целом. В состав МКА
входит инновационная аппаратура для
наблюдения за поверхностью Земли и
научная аппаратура, разработанная ве-
дущими ВУЗами Самары для изучения
околоземного космического простран-
ства. На борту MICA размещены радиоло-
катор УКВ диапазона для выявления под-
земных укрытий, трубопроводов и ком-
муникаций, а также оптико-электронная
камера ИК-диапазона, позволяющая
формировать по большой земной площа-
ди информацию об очагах пожаров. По
сочетанию параметров «разрешение -
полоса захвата» оптико-электронная ап-
паратура МКА «АИСТ-2Д» не имеет ана-
логов в мире.
Особенностью МКА «АИСТ-2Д»
является также то, что вся бортовая аппа-
ратура, включая оптико-электронный
комплекс, разрабатывается и изготавли-
вается в России, преимущественно на
отечественной электронной компонентой
базе.
Необходимо отметить, что МКА
«АИСТ-2Д», как и МКА «АИСТ», реали-
зуют платформенный принцип, то есть на
их конструктивно-приборной базе воз-
можно создание космических комплексов
с целевой аппаратурой самого различного
назначения. Энергетические, прочност-
ные и точностные характеристики дан-
ных платформ позволяют обеспечить
установку и работу целевой аппаратуры с
соответствующими характеристиками.
На рис. 5 представлен общий вид МКА
«Аист-2Д». В табл. 2 приведены техниче-
ские характеристики данного комплекса.
18
Рис. 5 - Общий вид МКА «АИСТ-2Д»
Табл. 2 - Технические характеристики космического комплекса «АИСТ-2Д»
МКА должен функционировать на околокруговой орбите с параметрами:
- средняя высота Нкр = 490 км;
- наклонение i = 97,3°
Срок активного существования (САС) не менее 3 лет
Масса МКА не более 500 кг
КК «Аист-2» должен обеспечивать съёмку земной поверхности в надире в панхроматическом (ПХ), мультиспектральном (МС) и инфракрасном (ИК) диапазонах со следующими характеристиками:
разрешение (проекция пикселя) в ПХ диапазоне не хуже 1,48 м;
разрешение (проекция пикселя) в МС диапазоне не хуже 4,44 м;
разрешение (проекция пикселя) в ИК диапазоне не хуже 122,5 м;
полоса захвата (для ПХ и МС) не менее 39,6 км;
полоса захвата (для ИК) не менее 47 км;
Длительность маршрута съёмки от 2 до 300 с.
Скорость передачи целевой информации на наземный пункт приёма от 64 до 175 Мбит/с.
19
Запуск МКА «Аист-2Д» будет осу-
ществлен совместно с КА «Ломоносов»
разработки ОАО «Корпорация
ВНИИЭМ» и КА «AM НТА «Контакт-
наноспутник» с космодрома «Восточ-
ный» в IV квартале 2015г.
КА «АМ НТА «Контакт-
наноспутник» представляет собой МКА
формата «CubeSat», разрабатываемый
молодыми учеными СГАУ при поддерж-
ке специалистов АО «РКЦ Прогресс» на
новом производственно-испытательном
комплексе для создания малых космиче-
ских аппаратов ДЗЗ. Это высокотехноло-
гичное производство оборудовано но-
вейшей производственно-испытательной
техникой, что позволяет существенно
расширить потенциал предприятия, а
также повысить уровень образовательно-
го процесса университета.
Создаваемый наноспутник предна-
значен для отработки перспективной
платформы и новых бортовых систем, а
именно: бортового компьютера, солнеч-
ных батарей и приёмо-передающей ан-
тенны. Новый бортовой компьютер раз-
работки СГАУ совместим с большин-
ством имеющихся коммерческих борто-
вых систем для наноспутников. Солнеч-
ные батареи являются новой совместной
разработкой СГАУ и ОАО «Сатурн»
(г. Краснодар).
Растущая популярность среди раз-
работчиков космической техники форма-
та «CubeSat» ведет к необходимости
обеспечения соответствующих средств
выведения. В АО «РКЦ «Прогресс» со-
здан универсальный транспортно-
пусковой контейнер для запуска МКА
формата «CubeSat» размерностью Ш,
1.5U, 2U, 3U, 3U+. Для адаптации к тре-
бованиям заказчика ТПК имеет модуль-
ную структуру, которая позволяет из не-
скольких стандартных модулей собрать
контейнер для выведения наноспутника
требуемого типоразмера от Ш до 3U+.
Транспортный контейнер может быть
размещен как на переходном отсеке PH
типа «Союз», так и на КА, создаваемых
РКЦ «Прогресс». Общий вид транспорт-
но-пускового контейнера и МКА формата
«CubeSat» размерностью 3U представлен
на рис. 6.
Рис. 6 - Общий вид транспортно-пускового контейнера и МКА формата «CubeSat» размерностью 3U
Создание высокотехнологичной ра-
кетно-космической техники в современ-
ных условиях невозможно без комплекс-
ного применения современных информа-
ционных технологий, которые позволя-
ют:
сократить сроки выполнения
НИОКР;
повысить качество разработок;
повысить техническое совер-
шенство и технологический уровень раз-
работок.
На сегодняшний день в АО «РКЦ
«Прогресс» используется программное
20
обеспечение и специальные технологии,
обеспечивающие высокоуровневую ин-
формационную поддержку создания и
эксплуатации изделий предприятия. Раз-
работка новых образцов космической
техники осуществляется полностью в
электронном виде, изготовление элемен-
тов и сборочные операции ведутся по
электронным моделям деталей и сбороч-
ных единиц - бумажная документация
при создании инновационных космиче-
ских комплексов не используется. Про-
иллюстрировать это утверждение можно
фотографиями сборочного цеха, на кото-
рых представлена работа над КА «Обзор-
Р». На текущий момент в российской
космической промышленности данной
технологией производства обладает толь-
ко АО «РКЦ «Прогресс».
Профессиональный кадровый со-
став, высокоуровневые комплексные тех-
нологи, инновационный характер разви-
тия предприятия обеспечивают разработ-
ку новых прорывных изделий, свидетель-
ствуют о лидирующем статусе предприя-
тия и готовности к новым вызовам.
Рис. 6 - Сборочные операции на КА «Обзор-Р»
21
Библиографический список:
1. Кирилин, А.Н. Проектирование, ди-
намика и устойчивость движения ракет-
носителей: Методы, модели, алгоритмы,
программы в среде MathCad [Текст] /
А.Н. Кирилин, Р.Н. Ахметов, А.В. Сологуб
— М: Машиностроение, 2013. — 296 с.
2. Кирилин, А.Н. Методы обеспечения
живучести низкоорбитальных автоматиче-
ских КА зондирования Земли: математиче-
ские модели, компьютерные технологии
[Текст] / А. Н.Кирилин, Р.Н. Ахметов,
А.В. Соллогуб, В.П. Макаров. - М.: Машино-
строение, — 2010. —384 с.
3. Козлов, Д.И. Конструирование ав-
томатических космических аппаратов [Текст]
/ Д.И. Козлов — М.: Машиностроение, 1996.
— 448 с.
4. Кирилин, А.Н. Ракеты-носители и
космические аппараты ФГУП «ГНПРКЦ
"ЦСКБ-Прогресс” [Текст] / А.Н. Кирилин,
Р.Н. Ахметов И Общероссийский научно-
технический журнал «Полет» . -2007 . - №8 .
-С. 45-52.
5. Космодемьянский, Е.В.
Особенности процесса создания трехмерной
модели конструкции космического аппарата
дистанционного зондирования [Текст] \
Космодемьянский E.B.W Известия
Самарского научного центра Российской
академии наук,-2011.-№1 .-С. 312-317.
6. Космодемьянский, Е.В.
Инновационный формат организации миссий
по выведению малых космических аппаратов
[Текст] / Е.В. Космодемьянский,
А.С. Кириченко, Д.И. Клюшин,
О.В. Космодемьянская, В.В. Макушев,
П.П. Альмурзин И Электронный журнал
«Труды МАИ» .
References:
1. Kirilin, A.N. Designing, dynamics and
stability of movement of rockets: Methods,
models, algorithms, programs in the environ-
ment of MathCad [Text] I A.N. Kirilin,
R.N. Ahmetov, A.V. Sologub — M: Mashi-
nostroenie, 2013. — 296 p.
2. Kirilin, A.N. Methods of maintenance
of survivability automatic SV remote sensing of
the Earth: mathematical models, computer tech-
nologies [Text] I A.N. Kirilin, R.N. Ahmetov,
A.V. Sologub, V.P. Makarov - M.: Mashi-
nostroenie, — 2010. —384 p.
3. Kozlov, D. I. Designing of automatic
space vehicles [Text] I D.I. Kozlov —
M.: Mashinostroenie, 1996. — 448 p.
4. Kirilin, A.N. Space launch vehicles and
space vehicles Samara Space Centre [Text] I A.
N. Kirilin, R. N. Ahmetov // The all-Russian
scientific and technical magazine “Polet” . -
2007. - №8.-p. 45-52.
5. Kosmodemyanskii, E.V. Features
process of creation three-dimensional model the
design of the space vehicle of remote sensing
[Text] \ E.V. KosmodemyanskiiW News the
Samara centre of science the Russian Academy
of Sciences, -2011. -№1 . - p. 312-317.
6. Kosmodemyanskii, E.V. Innovative
format the organisation of missions on launch
the small space vehicles [Text] I
E.V. Kosmodemyanskii, A.S. Kirichenko,
D.I. Klushin, O.V. Kosmodemyanskaya,
V.V. Makushev, P.P. Almurzin 11 Electronic
magazine “Trudi MAI” .
CREATION OF INNOVATIVE SPACE SYSTEMS OF REMOTE SENSING OF THE
EARTH IN JSC "SRC" PROGRESS"
A.N. Kirilin, R.N. Ahmetov, S.V. Tulevin, A.D. Storozh, E.V. Kosmodemyanskii,
N.R. Stratilatov
JSC «SRC «Progress», Samara
Data on the innovative space systems of remote sensing of the Earth created and developed at the moment are
resulted. Descriptions and the basic technical characteristics space vehicles of remote sounding of the Earth of work-
ing out of joint-stock company "SRC” Progress" are presented. The theme prospect of creation and operation of
small space vehicles different function, realisations of a platform principle on the small devices, providing creation
of a wide ruler of space vehicles of different function, including a nano-class of format Cubesat is opened.
Keywords: innovative development, space watch facilities, the high permission, radar-tracking supervision,
small space vehicles, Cubesat, a platform principle, information technology
22
Информация об авторах:
Кирилин Александр Николаевич, д.т.н., профессор, генеральный директор АО
«РКЦ «Прогресс», 443009, Россия, г. Самара, ул. Земеца 18, т. (846) 955-13-61,
mail @ samspace.ru.
Область научных интересов: проектирование, производство, экспериментальная от-
работка, эксплуатация ракетно-космических комплексов.
Ахметов Равиль Нургалиевич, первый заместитель генерального директора АО
«РКЦ «Прогресс» - генеральный конструктор, д.т.н., профессор, 443009, г. Самара, ул. Зе-
меца, 18, т. 8(846)228-67-32, mail@samspace.ru.
Область научных интересов: геоинформационные и телекоммуникационные техно-
логии, проектирование и эксплуатация автоматизированных систем управления.
Тюлевин Сергей Викторович, к.т.н., первый заместитель генерального директора
АО «РКЦ «Прогресс» - главный инженер, 443009, Россия, г. Самара, ул. Земеца 18,
т. (846) 228-62-02, mail @ samspace.ru.
Область научных интересов: проектирование, производство, экспериментальная от-
работка, эксплуатация ракетно-космических комплексов.
Сторож Александр Дмитриевич, первый заместитель генерального конструктора
АО «РКЦ «Прогресс», к.т.н., 443009, г. Самара, ул. Земеца, 18, т. 8(846)228-67-77,
mail @ samspace.ru.
Область научных интересов: геоинформационные и телекоммуникационные техно-
логии, проектирование и эксплуатация автоматизированных систем управления.
Космодемьянский Евгений Владимирович, заместитель генерального конструкто-
ра АО «РКЦ «Прогресс» по научной работе, к.т.н., 443009, г. Самара, ул. Земеца, 18, т.
8(846)228-52-10, mail @ samspace.ru.
Область научных интересов: информационные технологии.
Стратилатов Николай Ремирович, главный конструктор АО «РКЦ «Прогресс»,
к.т.н., 443009, г. Самара, ул. Земеца, 18, т. 8(846)228-67-81, mail@samspace.ru.
Область научных интересов: геоинформационные и телекоммуникационные техно-
логии, проектирование и эксплуатация автоматических космических аппаратов.
Kirilin Alexander Nikolaevich, Dr.Sci.Tech., professor, general director of JSC «SRC
«Progress», 443009, Russia, Samara, Zemets St. 18, t. (846) 955-13-61, mail @ samspace.ru.
Area of scientific interests: design, production, experimental working off, operation of
space-rocket complexes.
Akhmetov Ravil Nurgalievich, First Deputy General Director of JSC «SRC «Progress» -
Chief Designer, Doctor of technical science (PhD), professor, 443009, Samara, Zemets str., 18,
t. 8(846)228-67-32, mail @ samspace.ru.
Area of scientific interests: geographic information and telecommunications technologies,
design and operation of automated control systems.
Tulevin Sergey Viktorovich, First Deputy General Director of JSC «SRC «Progress» -
Chief Engineer, Candidate of technical science, 443009, Russia, Samara, Zemets str., 18,
t. (846) 228-62-02, mail@samspace.ru.
Area of scientific interests: design, production, experimental working off, operation of
space-rocket complexes.
Storozh Alexander Dmitrievich, First Deputy Chief Designer of JSC «SRC «Progress»
Candidate of technical science, 443009, Russia, Samara, Zemets str., 18, t. 8(846)228-67-77,
mail@samspace.ru.
Area of scientific interests: geographic information and telecommunications technologies,
design and operation of automated control systems.
Kosmodemyanskii Evgenii Vladimirovich, Deputy Chief Designer of JSC «SRC «Pro-
gress» of scientific work, Candidate of technical science, Russia, Samara, Zemets str., 18, t.
8(846)228-52-10, mail @ samspace.ru.
23
Area of scientific interests: information technology.
Stratilatov Nikolay Remirovich, Design maneger of JSC «SRC «Progress», Candidate of
technical science, 443009, Russia, Samara, Zemets str., 18, t. 8(846)228-67-81,
mail @ samspace.ru.
Area of scientific interests: geographic information and telecommunications technologies,
design and operation of automatic spaceraft.
УДК 629.78
ЛЕТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ ИСПЫТАНИЯ И ОПЫТНАЯ
ЭКСПЛУАТАЦИЯ МАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ «АИСТ»
©2015 А.Н. Кирилин1, С.И. Ткаченко1’2, В.В. Салмин2, Н.Д. Сёмкин2, А.П. Палков3,
В.И. Абрашкин1, И.С. Ткаченко2, Ю.Е. Железнов1, Е.Ю. Галаева1
*АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара
2Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика
С. П. Королёва (национальный исследовательский университет), г. Самара
3 ООО «НИЛАКТ ДОСААФ», г. Калуга
Малые космические аппараты (МКА) «АИСТ» - совместная разработка Самарского государственно-
го аэрокосмического университета имени академика С. П. Королёва (СГАУ) и акционерного общества
«РКЦ «Прогресс»» (до 01.07.2014г.- государственного научно-производственного ракетно-космического
центра «ЦСКБ-Прогресс») при под держке Правительства Самарской области.
В настоящей работе представлены результаты летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) и опытной
эксплуатации малых космических аппаратов научного и образовательного назначения, а также проведен
анализ телеметрической информации (ТМИ) о работоспособности обеспечивающих систем МКА и получа-
емых с орбиты данных научной аппаратуры. Рассматриваются возможности дальнейшего использования
МКА типа «Аист» в научно-образовательных целях.
Ключевые слова: малый космический аппарат, летно-конструкторские испытания, научная аппара-
тура, орбита, наземные средства управления, телеметрическая информация
Введение
Маломассогабаритный космический
аппарат (МКА) научного назначения
«АИСТ» разработан АО «РКЦ
«Прогресс» при непосредственном уча-
стии специалистов СГАУ в части проек-
тирования аппарата и создания бортовой
научной аппаратуры МАТКОМ и
МЕТЕОР.
Запуск летного образца (ЛО) МКА
«АИСТ» (RS43as) был осуществлен
19 апреля 2013 года с космодрома «Бай-
конур» попутной полезной нагрузкой КА
«Бион-М» №1, выведенного PH «Союз-2»
на околокруговую орбиту высотой ~ 570
км и наклонением 64,9°. Режим орби-
тального полета МКА - неориентирован-
ный, время активного существования до
3-х лет.
Запуск опытного образца (ОО)
МКА «АИСТ» (RS41at) был осуществлен
28 декабря 2013 года PH «Союз2-1в» с
БВ «Волга» с космодрома «Плесецк» на
околокруговую орбиту высотой ~ 625км
и наклонением 82,42°. Режим орбиталь-
ного полета МКА - неориентированный,
время активного существования до 3-х
лет.
На борту МКА установлена ко-
мандно-управляющая навигационная си-
стема (КУНС) разработки НИЛАКТ
ДОСААФ (г. Калуга), которая обеспечи-
вает информационное обеспечение МКА
и их взаимодействие с наземными сред-
ствами управления (НСУ) МКА «АИСТ»
(г. Самара).
1. Назначение и задачи МКА
«АИСТ»
24
Проведенный специалистами и уче-
ными СГАУ и РКЦ «Прогресс» анализ
актуальных задач научных исследований
в космическом пространстве, возможно-
сти выведения на орбиту малого косми-
ческого аппарата, его массы, энергетики,
финансовых возможностей проекта, а
также образовательных задач привел к
следующему определению назначения
МКА «АИСТ»[1]:
- отработка необходимой для пер-
спективных КА научного назначения ти-
па «БИОН-М», «ФОТОН-М» магнитной
системы компенсации микроускорений;
- исследования на орбите энергети-
ческого состава и характера движения
микрочастиц;
- решение ряда технологических
задач производства малых космических
аппаратов;
- ввод в эксплуатацию наземного
комплекса управления малыми космиче-
скими аппаратами ДОКА-Н;
- включение разработки, создания,
эксплуатации МКА «АИСТ» в учебный
процесс СГАУ.
При этом для МКА «АИСТ» были
поставлены следующие задачи:
• разработка унифицированной ма-
логабаритной космической платформы
массой до 100кг для проведения длитель-
ных (до 3-х лет) научных исследований,
технологических экспериментов и реали-
зации современных образовательных
программ;
• создание информационного канала
связи в радиолюбительских диапазонах
частот с целью передачи информации
учебного и научного характера из ВУЗов
Самарской области в российские и зару-
бежные ВУЗы;
• мониторинг магнитного поля Зем-
ли и исследование проблем микрограви-
тации, реализация в течение длительного
времени режимов компенсации низкоча-
стотной составляющей микроускорений
на борту аппарата до минимальной вели-
чины, не превышающей диапазона значе-
ний от 10’go до 10'7go (научная аппарату-
ра МАГКОМ);
• исследование поведения высоко-
скоростных механических частиц есте-
ственного и искусственного происхожде-
ния, взаимодействующих с поверхностью
ионизационного датчика и оценка их па-
раметров - массы и скорости; периодиче-
ское измерение пространственного поло-
жения Солнца относительно связанных
координат МКА, с последующей оценкой
возможных потоков заряженных частиц
на его поверхность;
• исследование уровня электриза-
ции аппарата и динамики изменения по-
верхностного заряда (научная аппаратура
МЕТЕОР);
• экспериментальная отработка в
космосе перспективных типов батарей
фотоэлектрических (БФ) из арсенида гал-
лия (GaAs), созданных с использованием
нанотехнологий.
• отработка технологии попутного
выведения малого космического аппарата
на рабочую орбиту с помощью тяжелого
исследовательского КА-носителя.
• отработка технологий производ-
ства маломассогабаритных негерметич-
ных КА с глубококомплексированной
бортовой аппаратурой.
Реализация перечисленных выше
задач привела к разработке
МКА «АИСТ», внешний облик и техни-
ческие характеристики приведены в ра-
ботах [1,2].
2. Общие положения телеметри-
ческих измерений МКА «АИСТ»
Настоящая работа посвящена теле-
метрическому контролю бортовой аппа-
ратуры МКА, которая осуществляется
командно-управляющей навигационной
системой (КУНС) ДОКА-Б276, обепечи-
вающей в части телеметрического кон-
троля сбор телеметрической информации
(ТМИ) от бортовых устройств обеспечи-
вающей и научной аппаратуры МКА по
информационным стыкам в виде после-
довательности кадров.
Телеметрическая информация аппа-
ратов делится на:
- сборную (TMS) - содержащую ос-
новные параметры, характеризующие со-
стояние МКА;
- накопительную (TMN) - содер-
жащую последовательность кадров сбор-
ной телеметрии;
25
- телеметрию замеров (TMZ) - со-
держащую результаты измерений раз-
личных величин, производимых борто-
вым центральным контроллером теле-
метрии (БЦКТ), характеризующих состо-
яние МКА и отдельных блоков;
- ТМ МАРКОМ (TmMag) - целевую
информацию, данные, полученные в ре-
зультате работы научной аппаратуры
(НА);
- НАП (NAP) - навигационные дан-
ные, получаемые в результате работы
навигационной аппаратуры пользователя
(НАП) по прямому запросу;
- НАП-ГБВ (NAP-GBV) - навига-
ционные данные, полученные в результа-
те работы НАП по запросу генератора
бортового времени;
- телеметрию контроля питания и
телеметрии (КПТ), которая делится на
основную (TmKPTl, TmKPT2) и допол-
нительную (TmdKPTl, TmdKPT2), со-
держит данные о текущем энергопотреб-
лении систем, коммутации потребителей;
Передача ТМИ на наземную систе-
му командно-телеметрического взаимо-
действия (НСКТВ) производится путем
выдачи команд. ТМИ запрашивается и
передается на НСКТВ секторами. Сохра-
нение основной и дополнительной ТМИ
КПТ осуществляется в единой области
оперативного запоминающего устройства
(ОЗУ).
Телеметрические накопители
ТМ-информации «кольцевые». Место те-
кущей записи индицируется указателем
накопителя, который входит в состав
сборной ТМИ. Так как накопители ТМИ
кольцевые, возможна ситуация, когда
весь накопитель будет заполнен. При
этом новая ТМИ записывается в накопи-
тель поверх ранее записанной ТМИ.
Периодичность опроса телеметри-
ческих датчиков с запоминанием полу-
ченных результатов может принимать
значения 1, 3, 5, 10, 60 секунд и 3, 10 ми-
нут, и изменяется по командам с НСКТВ.
ТМИ сохраняется в отдельных об-
ластях ОЗУ, откуда может быть считана и
передана на НСКТВ по командам. Одна
команда передает на НСКТВ один сектор
ОЗУ.
ТМИ передается в НСКТВ кадрами.
Состав ТМ-кадров различен в зависимо-
сти от вида накопленной и передаваемой
ТМИ. Структура ТМ-кадров, передавае-
мых с борта МКА на НСКТВ, имеет
внутреннее значение системы КУНС и
представляет собой последовательность
определенного количества байт с заго-
ловком в начале блока и с контрольной
суммой в конце.
На Земле ТМ-кадры декодируются
НСКТВ в процессе приема, и телеметри-
ческая информация отображается опера-
тору (кроме ТМИ НА, которая обрабаты-
вается отдельно).
Сохранение информации после
приема производится в файловой системе
компьютера в нескольких форматах: би-
нарном, защитном, текстовом, таблич-
ном.
ТМИ является базой оценки работо-
способности МКА и выполнения им за-
данной программы работы. При этом ре-
шаются следующие задачи:
- выявление признаков, характери-
зующих нештатную работу МКА;
- оценка выполнения МКА заданной
программы работы;
- оценка правильности функциони-
рования бортовой аппаратуры МКА;
- идентификация предусмотренных
отказов, неисправностей БА, систем агре-
гатов;
- учет параметров в журнале учёта
технического состояния МКА;
Источниками информации для про-
ведения оценки МКА являются:
- данные о результатах запуска
KA-носителя и отделения МКА;
- результаты проведения сеансов
связи (СС);
- результаты обработки телеметри-
ческой информации, передаваемой
КУНС.
Оценка ТМИ проводится в 2 этапа:
1) оперативно, в темпе поступления
информации на средства отображения в
СС, с целью выявления отклонений от
штатной работы и оценки выполнения
МКА заданной программы работы;
2) углубленно, в целях оценки пра-
вильности функционирования, нахожде-
26
ния ТМ-параметров в допустимых преде-
лах.
В процессе работы аппаратов ведет-
ся постоянный контроль:
- наличия (отсутствия) радиосвязи;
- отключения нагрузки (ОН);
- напряжения аккумуляторной бата-
реи;
- общего токопотребления, токопо-
требления бортовой аппаратуры (БА),
токов батареи фотоэлектрической (БФ);
- теплового режима МКА, БФ;
- работы СТР;
- функционирования БА КУНС.
В результате анализа работы КУНС
решаются задачи:
- оценка работоспособности радио-
канала по приему управляющей инфор-
мации на борт МКА, выдаче её потреби-
телю и передаче с борта
ТМ-информации;
- оценка обеспечения электропита-
нием БА функционально входящей в
КУНС батареей фотоэлектрической;
- оценка приема, хранения и пере-
дачи в наземный комплекс управления
информации от НА;
- оценка правильности управления
СТР;
- оценка накопления ТМИ;
- оценка проведения навигационных
измерений по ГНСС ГЛОНАС, GPS и
выдача потребителям навигационной ин-
формации.
Источниками информации являют-
ся результаты проведения СС, результаты
обработки ТМИ.
При отсутствии отклонений от норм
параметров, характеризующих работу
КУНС, делается заключение о её нор-
мальном функционировании.
3. Летные испытания и эксплуа-
тация МКА «Аист»
Как отмечалось выше, 19.04.2013г.
с космодрома «Байконур» в составе
КА «Бион-М» попутным грузом был за-
пущен на орбиту первый МКА, создан-
ный на базе космической платформы
«АИСТ». 21.04.2013г. МКА «АИСТ»
успешно отстыковался от КА «Бион-М» и
перешел на собственную орбиту.
22.04.12013г. была получена первая
телеметрическая информация, свидетель-
ствующая о штатной работе всех борто-
вых систем аппарата, 23.04.2013г. - осу-
ществлен переход на собственные нави-
гационные измерения МКА, 25.04.2013г.
- на борту МКА «АИСТ» начала работу
научная аппаратура «МАТКОМ» и
«МЕТЕОР».
28.12.2013г. в 16 часов 30 минут по
московскому времени с космодрома
«Плесецк» был осуществлен успешный
запуск PH легкого класса «Союз-2.1 в» с
блоком выведения «Волга». Полезной
нагрузкой комплекса являлся ОО МКА
«АИСТ». 30.03.2014г. были завершены
летные испытания аппарата, ведется его
штатная эксплуатация.
Управление малыми космическими
аппаратами «АИСТ» осуществляется из
зала управления МКА аккредитованного
Центром сертификации космической
техники Роскосмоса Центра приёма и
обработки информации (ЦПОИ)
«Самара» АО «РКЦ «Прогресс» сотруд-
никами центра, аспирантами и студента-
ми СГАУ. С 01.08.2015г. управление
аппаратами передано созданному в СГАУ
Наземному комплексу управления (НКУ)
МКА «АИСТ».
В сутки с обоими аппаратами
проводится 5-7 сеансов связи длительно-
стью от 32с до 640с, в ходе которых
получаются данные телеметрических
измерений (файл ТМИ содержит 1440
измерений 126 параметров) обеспечива-
ющих систем, регистрируются массивы
данных научной аппаратуры.
Ниже представленные данные
телеметрических измерений получены с
обоих аппаратов за период с момента
запуска до 30.04.2015г. За этот период
времени летный образец МКА «АИСТ»
совершил 11129 витков вокруг Земли,
проведено 5166 сеансов связи, опытный
образец МКА «АИСТ» совершил 7256
витков, проведено 2543 сеанса связи.
ТМИ, полученные ЦПОИ «Самара» об-
работаны как подразделениями РКЦ, так
и научно-образовательного комплекса
МКА СГАУ, аспирантами и сотрудника-
ми институтов «Космического приборо-
27
строения» и «Космического машиностро-
ения» СГАУ.
4. ТМИ космической платформы
МКА «АИСТ»
Малый космический аппарат
«АИСТ» включает в свой состав косми-
ческую платформу и комплект научной
аппаратуры.
Космическая платформа содержит:
- командно-управляющую навига-
ционную систему (КУНС), имеющую в
своем составе аккумуляторную батарею
(АБ);
- батарею фотоэлектрическую (БФ);
- систему обеспечения теплового
режима (СОТР);
- конструкцию и бортовую кабель-
ную сеть.
В состав научной аппаратуры вхо-
дит:
- научная аппаратура МАГКОМ для
компенсации микроускорений на борту
МКА;
- научная аппаратура «МЕТЕОР»
для регистрации космических частиц
естественного и искусственного проис-
хождения.
КУНС имеет следующий состав
технических средств:
- микропроцессорный контроллер
обработки информации управления и
контроля;
- таймер-календарь бортового вре-
мени;
- аналого-цифровой преобразова-
тель;
- средства телеметрического кон-
троля;
- микропроцессорные контроллеры
обработки сигналов радиоканалов
(2 шт.);
- микропроцессорные контроллеры
формирования сигналов модуляции
радиоканалов (2 шт.);
- навигационный приемник;
- радиоприемные устройства связи
диапазона 145 МГц;
- радиопередающие устройства свя-
зи диапазона 435 МГц;
антенно-фидерные устройства
диапазонов 145 и 435 МГц;
- средства электроснабжения и
автоматики МКА, в том числе АБ;
- средства управления СОТР МКА,
в том числе термодатчики;
- средства управления и контроля
пиросредствами и подвижными элемен-
тами конструкции;
- антенный блок НАП.
КУНС может функционировать в
следующих режимах:
- режим автономного функциониро-
вания;
- дежурный режим;
- сеансный режим;
- режим работы НАП;
- режим аварийной работы.
Одновременно КУНС может рабо-
тать только в одном режиме.
Телеметрические измерения осу-
ществляются внутрисистемными сред-
ствами КУНС (напряжения, токи в эле-
ментах СЭП) а также с использованием
комплекта датчиковой аппаратуры в
СОТР.
Рассмотрим последовательно дан-
ные ТМИ бортовых систем и научной
аппаратуры МКА.
Работа командно-управляющей
навигационной системы.
Состав технических средств КУНС
свидетельствует о её многофункциональ-
ности и важности, как центрального зве-
на космической платформы. Полученные
в ходе сеансов связи квитанции показы-
вают, что примененная на МКА «АИСТ»
КУНС является достаточно надежной си-
стемой его жизнеобеспечения. Так, штат-
ная устойчивая работа системы летного
образца МКА «АИСТ» продолжалась
14 месяцев с момента отделения аппарата
от базового КА до 27 июня 2014 г., когда
после прохождения над ядром Бразиль-
ской магнитной аномалии, МКА, выпол-
нивший программу летных испытаний,
престал воспринимать команды включе-
ния научной аппаратуры, и телеметрия в
настоящее время отражает работоспособ-
ность только собственных компонентов
КУНС. Система связи функционирует
штатно. КУНС ОО МКА «АИСТ» в тече-
ние 17 месяцев функционирует без заме-
чаний, его эксплуатация успешно про-
28
должается. Ведется накопление инфор-
мации аппаратуры НАП, сравнение ее
данных с данными системы NARAD. За
время работы на орбите ее высота для
объекта RS43as снизилась на 30км.
Работа системы электропитания
СЭП включает в свой состав ни-
кель-металлгидридную аккумуляторную
батарею (АБ), батарею фотоэлектриче-
скую (БФ) (арсенид галлия) и систему
распределения электропитания КУНС.
Телеметрические измерения (см. пример
ТМИ СЭП на рис.1) показывают, что си-
стема четко отслеживает движение МКА
по орбите в части его нахождения в
освещенной и теневой зонах, устойчиво
поддерживается номинальное напряже-
ние в сети, отсутствует заметное падение
напряжения при подключении аппарату-
ры НАП, НА. Анализ телеметрии СЭП за
период работы на орбите обоих аппара-
тов привел к выводу, что после годичной
эксплуатации СЭП включение научной
аппаратуры на период до 6 часов непре-
рывной работы приводит к падению
напряжения в сети до минимально допу-
стимого уровня (НВ). Для полного вос-
становления заряда аккумулятора необ-
ходимо не менее суток (при сохранении
работоспособности всех систем КУНС в
штатном режиме). Опыт эксплуатации
МКА «АИСТ» привел кряду существен-
ных изменений в построении СЭП МКА
«АИСТ-2Д», а именно:
- применение литий-ионных акку-
муляторов;
- применение схемы зарядки акку-
муляторов, обеспечивающей ее прекра-
щение при достижении заданного макси-
мума емкости;
- применение системы БАКУР,
обеспечивающей оптимальное распреде-
ление питания между потребителями с
учетом возможности оперативной пере-
стройки порядка и времени их включе-
ния.
1UOO 1,00
(ywMjfiM» тойnopHS«г»»— МКА
---4 уМАМрыы* IQN MJ IX»
Рис. 1 ТМИ системы электропитания МКА RS41at, 05.05.2015г.
Тсжбоггст» А
Работа системы обеспечения тепло-
вого режима
На МКА типа «АИСТ» применена
пассивная система обеспечения теплово-
го режима, базирующаяся на использова-
нии тепловых труб, размещенных в сото-
панелях на гранях аппарата, термоплат
для установки БА, пленочных нагревате-
лей (ПЭН). Сброс тепла ведется через
грани корпуса МКА, управление тепло-
вым балансом осуществляет КУНС в ав-
томатическом режиме. Температурные
датчики, как управляющие, так и измери-
тельные в количестве 48 шт. размещены
как на термоплатах установки БА, так и
на сотопанелях в непосредственной бли-
зости к элементам БФ, образец размеще-
ния датчиков на одной из панелей МКА
представлен на рис. 2.
Образец обработанной телеметри-
ческой информации о работе СОТР пред-
ставлен на рис. 3. В течение всего перио-
да эксплуатации аппаратов велась обра-
ботка данных СОТР и строились графики
среднесуточных температурных показа-
ний батарей фотоэлектрических на гра-
29
нях МКА, а также АБ, БЦКТ, НАП, КПТ,
НА (см. пример графиков температур для
00 МКА «АИСТ» на рис. 4).
Анализ проведенных ТМИ привел к
следующим предварительным (полет
МКА продолжается) выводам:
- бортовая аппаратура обоих МКА в
периоды полета без теневых участков
работает при повышенных (>60°С) тем-
пературах - признак недостаточности от-
вода тепла (пленочные нагреватели не
включались в течение всего С АС МКА);
- разброс температур на гранях за-
висит от вектора вращения и скорости
закрутки МКА;
- по мере эксплуатации МКА на
солнечных участках температура его по-
верхности повышается, что свидетель-
ствует о снижении эффективности отвода
тепла за счет снижения отражающей
способности участков конструкции,
предназначенных для этой цели.
Исследования работоспособности
СОТР продолжаются.
а) бид снаружи МКА
б) бид изнутри МКА
Рис. 2 Схема расположения температурных датчиков на панели «+Х»
30
Рис. 3 ТМИ температур АБ, БРК, Крт МКА RS41ai, 26.09.2014г.
Время : час, мин,
Температура БФ «+Х» Теневые участки
Температура БФ «-Х» Освещенные участки
Рис. 4 График среднесуточных температурных показаний БФ 00 МКА «АИСТ» (RS-41) за период
29.12.2013-01.05.2015 гг.
Работа научной аппаратуры
В состав научной аппаратуры
МАТКОМ входит: блок электроники
(БЭ), два трехкомпонентных магнито-
метра (ДМ №1, ДМ №2), блок управле-
ния электромагнитами (БУЭМ), три ор-
тогонально расположенных электромаг-
нита (ЭМ-Х, ЭМ-У, ЭМ-Z).
НА функционирует в следующих
режимах: 1-информационного обмена;
2-измерений вектора магнитного поля;
3-компенсации микроускорений аппара-
турой «МАТКОМ» (РКМ); 4-работы ап-
паратуры «МЕТЕОР» (МР); 5-совместной
работы НА (РКМ+РМ); 6-резервный
режим (загрузка режима доступна с
Земли в полете МКА).
Измерения индукции магнитного
поля Земли с интервалом 6с проводятся
посредством двух 3-ех компонентных
магнитометров. На рис. 5 в качестве
иллюстрации работоспособности МКА в
части изучения магнитного поля Земли
приведены данные измерений, произве-
денных магнитометрами 16.05.2013г. с
20ч 25мин 9с до 23ч 59мин 34с. Всего
2100 измерений каждым магнитометром.
Температурные датчики в магнитометрах
необходимы для определения их рабочей
температуры с целью обеспечения, в слу-
чаях её превышения заданного уровня,
возможности отключения магнитометров
и перевода их в ждущий режим.
31
Зависимость угловой скорости
МКА от времени в режиме компенсации
микроускорений представлена на рис. 6.
На рис. 7 показан график изменения мо-
дуля вектора магнитного поля в режиме
компенсации микроускорений. Рекон-
струкция неуправляемого вращательного
движения малого спутника «АИСТ» по-
дробно рассмотрена в работе [3].
Регистрация процесса электризации
МКА с помощью НА «МЕТЕОР» пред-
ставлена на рис. 8.
Постоянному контролю подвергает-
ся температура как БА, и солнечных
батарей, антенно-фидерных устройств, а
также датчиков научной аппаратуры.
Для дальнейшего сравнения с данными
наземных тепловакуумных испытаний
накапливается информация о тепловом
балансе обоих аппаратов с учетом суще-
ственной разницы в параметрах орбит их
работы.
По реальным данным измерений
магнитного поля Земли ведется отладка
алгоритмов магнитной системы ориента-
ции МКА, постоянно анализируются
показания НА «МЕТЕОР». Зарегистриро-
вано около 20 соударений высокоско-
ростных микрочастиц МКА «АИСТ».
32
60 |В1|,мкТл

□и 40 \ 1Л Г 1
1 \J ГА / V л
30
V JL V
20 10
г*
«.с

0 2000 4000 6000 8000 10000 12000 14000
-40 I t,c -60 —
О 2000 4000 6000 8000 10000 12000 14000
60 •
мкТл : л

40 V. У V—- t»c -60
Рис. 5 Данные измерения магнитного поля и температуры
33
Рис. 7 Модуль вектора магнитного поля в режиме компенсации микроускорений
Рис. 8 Регистрация процесса электризации МКА «АИСТ»
34
Заключение
Совместная разработка, вывод на
орбиту и эксплуатация двух малых кос-
мических аппаратов способствовали со-
зданию ряда технологий в области проек-
тирования, изготовления и испытаний
маломассогабаритных космических аппа-
ратов. Успешно прошла летные испыта-
ния космическая платформа, массой до
50 кг, обеспечивающая работу на орбите
высотой до 650км комплекса научно-
технологической аппаратуры, предназна-
ченной для изучения космического про-
странства, а также испытаний новых тех-
нологических процессов. Создан назем-
ный комплекс управления, позволяющий
эксплуатировать МКА, а также решать
задачи образовательного плана, подго-
товки высококвалифицированных специ-
алистов.
Проведенные на орбите экспери-
менты показывают, что аппаратура
МАРКОМ позволяет уменьшить угловые
скорости МКА массой в 38 кг с 2,5 град/с
до 0,2 град/с менее, чем за 20 минут, при
этом такой уровень угловой скорости
можно поддерживать в течении всего
срока активного существования. Научная
аппаратура МЕТЕОР способна регистри-
ровать микрометеороиды в околоземном
космическом пространстве с регистраци-
ей направления их движения, она обеспе-
чивает возможность адаптивной обработ-
ки сигналов с многофункциональных
датчиков. Оба аппарата обеспечивают
накопление телеметрической и научной
информации.
В планах научно-образовательного
комплекса МКА СГАУ разработка на ба-
зе космической платформы МКА типа
«АИСТ» малых космических аппаратов
для:
- отработки алгоритмов управления
МКА, оснащенного двигательной уста-
новкой малой тяги на базе электрореак-
тивных двигателей типа СПД-60.
- отработки в натурных условиях
космического пространства и сертифика-
ции ЭРИ по программе ипортозамеще-
ния;
- отработки новых наноматериалов
для радио-теплоотражающих и поглоща-
ющих покрытий;
- отработки элементов тросовых
технологий;
- отработки узлов, агрегатов, алго-
ритмов СУД МКА и др.
В реализации проекта с 2006 года
приняли участие более 100 студентов. В
разные годы по теме создания научно об-
разовательных МКА было защищено бо-
лее 50 дипломных проектов, подготовле-
но более 20 выпускных работ бакалавров,
защищено 9 магистерских и 5 кандидат-
ских диссертаций.
Библиографический список:
1. Kirilin A., Shakhmatov Е.,
Soifer V., Akhmetov R., Tkachenko S.,
Prokofev A., Salmin V., Stratilatov N.,
Semkin N., Abrashkin V., Tkachenko I.,
Safronov S., Zheleznov Y. Small Satellites
“AIST” Constellation - Design, Construc-
tion and Program of Scientific and Techno-
logical Experiments; - Procedia Engineer-
ing, vol. 104, 2015, p. 43^19.
2. Ткаченко С.И., Салмин B.B.,
Семкин Н.Д., Куренков В.И.,
Абрашкин В.И., Прохоров А.Г.,
Ткаченко И.С., Петрухина К.В. Проект-
ный облик и основные характеристики
малого космического аппарата СГАУ -
ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»; - Вестник
СГАУ, №2, 2010. - С. 154-165.
3. Абрашкин В.И., Воронов К.Е.
Реконструкция неуправляемого враща-
тельного движения малого спутника
«АИСТ» // Научные и технологические
эксперименты на автоматических косми-
ческих аппаратах и малых спутниках:
Тезисы докладов третьей международной
конференции «Научные и технологиче-
ские эксперименты на автоматических
космических аппаратах и малых спутни-
ках». Самара, 9-11 сентября 2014г.- Са-
мара, изд-во СНЦ РАН, 2014,- С. 177-180.
References:
1. Kirilin A., Shakhmatov Е.,
Soifer V., Akhmetov R., Tkachenko S.,
Prokofev A., Salmin V., Stratilatov N.,
Semkin N., Abrashkin V., Tkachenko I.,
Safronov S., Zheleznov Y. Small Satellites
35
“AIST” Constellation - Design, Construc-
tion and Program of Scientific and Techno-
logical Experiments; - Procedia Engineer-
ing, vol. 104,2015, p. 43-49.
2. Tkachenko S.L, Salmin V.V.,
Semkin N.D., Kurenkov V.I.,
Abrashkin V.L, Prokhorov A.G.,
Tkachenko I.S., Petrukhina K.V. Design
shape and main characteristics of the small
satellite of SSAU - GNPRKTs "TsSKB-
Progress"; - Vestnik of SSAU, No. 2,
2010. - P. 154-165.
3. Abrashkin V. I., Voronov К. E.
Reconstruction of an uncontrollable rotary
motion of the small satellite
"AIST'V/Scientific and technological exper-
iments on automatic spacecrafts and small
satellites: Theses of reports of the third in-
ternational conference "Scientific and Tech-
nological Experiments on Automatic Space-
crafts and Small Satellites". Samara, Sep-
tember 9-11, 2014 - Samara, publishing
house of SNTs Russian Academy of Scienc-
es, 2014. - P. 177-180.
FLIGHT AND DESIGN TESTS AND OPERATION OF SMALL SATELLITES ”AIST”
©2015 A. N. Kirilin1, S. I. Tkachenko1,2, V. V. Salmin2, N. D. Semkin2, A. P. Papkov3,
V. I. Abrashkin1,1. S. Tkachenko2, Yu. E. Zheleznov1, E. Yu. Galaeva1
1 JSC «SRC «Progress», Samara
2 Samara State Aerospace University, Samara
3 NILAKT DOSAAF, Kaluga
Small satellites "AIST” is joint project of the Samara State Aerospace University and Space-Rocket Centre
"Progress" (till 01.07.2014 - State research and production space-rocket center "TsSKB-Progress") with assistance
of the Government of the Samara region.
In this work results of the flight and design tests and operation of small satellites of scientific and educational
appointment are presented. The analysis of telemetric information on operability of the small satellites' providing
systems and data of the scientific equipment obtained from an orbit is carried out. Possibilities of further use of
"AIST" small satellites in the scientific and educational purposes are considered.
Key words: small satellites, flight and design tests, scientific equipment, orbit, land control facilities, telemet-
ric information
Информация об авторах:
Кирилин Александр Николаевич, д.т.н., профессор, генеральный директор АО
«РКЦ «Прогресс», 443009, Россия, г. Самара, ул. Земеца 18, т. (846) 955-13-61,
mail @ samspace.ru.
Область научных интересов: проектирование, производство, экспериментальная от-
работка, эксплуатация ракетно-космических комплексов.
Ткаченко Сергей Иванович, д.т.н., профессор, профессор кафедры космического
машиностроения СГАУ, 443086, Россия, г. Самара, Московское шоссе 34, т. (846)
267-46-88, sitkach@mail.ru/
Область научных интересов: проектирование, производство экспериментальная от-
работка, эксплуатация малых космических аппаратов.
Салмин Вадим Викторович, д.т.н., профессор, директор института космического
машиностроения СГАУ, 443086, Россия, г. Самара, Московское шоссе 34, т. (846)
267-46-88, sputnik@ssau.ru/
Область научных интересов: проектирование малых космических аппаратов, дина-
мика полета с малой тягой, оптимизация сложных технических систем.
Семкин Николай Данилович, д.т.н., профессор, директор института космического
приборостроения СГАУ, 443086, Россия, г. Самара, Московское шоссе 34,
т. (846) 267-48-39, ikp@ssau.ru/
36
Область научных интересов: проектирование и создание научной аппаратуры для
малых комических аппаратов.
Панков Александр Павлович, к.т.н., главный конструктор ООО «НИЛАКТ
ДОСААФ», 125424, Москва, Волоколамское шоссе, д.88, стр. 4, т. (495) 491-76-74.
Область научных интересов: проектирование и создание бортовой командно-
управляющей радио-аппаратуры для малых космических аппаратов, а также наземных
комплексов управления.
Абрашкин Валерий Иванович, к.т.н., начальник отдела АО «РКЦ «Прогресс»,
443009, Россия, г. Самара, ул. Земеца 18, т. (846) 955-13-61, mail @ samspace.ru.
Область научных интересов: проектирование космических аппаратов научного
назначения.
Ткаченко Иван Сергеевич, к.т.н., ассистент кафедры космического машинострое-
ния СГАУ, 443086, Россия, г. Самара, Московское шоссе 34, т. (846) 267-46-88,
innovatore@mail.ru.
Область научных интересов: проектирование малых космических аппаратов, си-
стемный анализ и управление.
Железнов Юрий Евгеньевич, к.т.н. начальник центра приема и обработки инфор-
мации «Самара» АО «РКЦ «Прогресс», 443009, Россия, г. Самара, ул. Земеца 18, т. (846)
955-13-61, mail@tspoi.com.
Область научных интересов: управление космическими аппаратами, прием, сбор,
обработка и хранение информации дистанционного зондирования Земли.
Галаева Екатерина Юрьевна, инженер-конструктор АО «РКЦ «Прогресс»,
443009, Россия, г. Самара, ул. Земеца 18, т. (846) 955-13-61, mail@samspace.ru.
Область научных интересов: прием, сбор, обработка и хранение телеметрической
информации с космических аппаратов.
Kirilin Alexander Nikolaevich, Dr.Sci.Tech., professor, general director of JSC «SRC
«Progress», 443009, Russia, Samara, Zemets St. 18, t. (846) 955-13-61, mail@samspace.ru.
Area of scientific interests: design, production, experimental working off, operation of
space-rocket complexes.
Tkachenko Sergey Ivanovich, Dr.Sci.Tech., professor, professor of department of space
engineering of SSAU, 443086, Russia, Samara, Moskovskoye shosse 34, t. (846) 267-46-88,
sitkach@mail.ru.
Area of scientific interests: design, production experimental working off, operation of
small spacecrafts.
Salmin Vadim Viktorovich, Dr.Sci.Tech., professor, director of institute of space engi-
neering of SSAU, 443086, Russia, Samara, Moskovskoye shosse 34, t. (846) 267-46-88,
sputnik@ssau.ru.
Area of scientific interests: design of small spacecrafts, dynamics of flight with small trust,
optimization of complex technical systems.
Semkin Nikolay Danilovich, Dr.Sci.Tech., professor, director of institute of space instru-
ment engineering of SSAU, 443086, Russia, Samara, Moskovskoye shosse 34, t. (846) 267-48-
39, ikp@ssau.ru.
Area of scientific interests: design and creation of the scientific equipment for spacecrafts.
Papkov Alexander Pavlovich, Cand.Tech.Sci., chief designer of JSC "NILAKT
DOSAAF", 125424, Moscow, Volokolamskoye shosse, 88, p. 4, t. (495) 491-76-74.
Area of scientific interests: design and creation of the onboard command managing direc-
tor of radio equipment for small spacecrafts, and also land control complexes.
Abrashkin Valery Ivanovich, Cand.Tech.Sci., head of department of JSC «SRC
«Progress», 443009, Russia, Samara, Zemets St. 18, t. (846) 955-13-61, mail @ samspace.ru.
Area of scientific interests: design of spacecrafts of scientific appointment.
37
Tkachenko Ivan Sergeyevich, Cand.Tech.Sci., assistant to department of space engineer-
ing of SGAU, 443086, Russia, Samara, Moskovskoye Highway 34, t. (846) 267-46-88,
innovatore@mail.ru.
Area of scientific interests: design of small spacecrafts, system analysis and control.
Zheleznov Yury Evgenyevich, Cand.Tech.Sci. chief of the center of reception and infor-
mation processing "Samara" JSC «SRC «Progress», 443009, Russia, Samara, Zemets St. 18, t.
(846) 955-13-61, mail@tspoi.com.
Area of scientific interests: control of spacecrafts, reception, collecting, processing and
storage of information of remote sensing of Earth.
Galayeva Ekaterina Yurievna., engineer-designer of JSC «SRC «Progress», 443009,
Russia, Samara, Zemets St. 18, t. (846) 955-13-61, mail @ samspace.ru.
Area of scientific interests: reception, collecting, processing and storage of telemetric in-
formation from spacecrafts.
38
УДК 681.7.069.32+629.78
КОЭЦА - КОМПЛЕКС ОПТИКО-ЭЛЕКТРННОЙ ЦЕЛЕВОЙ АШШАРАТУРЫ
ДЛЯ МКА «АИСТ-2Д»
©2015 Бакланов А.И.!), Клюшников M.B.!), Гринько А.П.0, Малахов И.А.0,
Жевако В.В.1’, Халус Д.В.1’, Радин Е.А.^,Афонин А.Н.1*, Мастюгин А.С.1’,
Невоструев K.B!), Алаторцев ВЛ.1*, Костенков Н.А.1’, Дюльдин Р.С.1*, Бунтов Г.В.1’,
Разживалов П.Н. Тюрин А.А. Хватов А.В. Матвеев Р.В. Логвин А.В.!),
Сафронов Д.Н.2), Кузменко А.А.2)
1 филиал АО «РКЦ «Прогресс» -НПП «ОПТЭКС», г. Зеленоград,
2)ЗАО НПП «САНТ», г. Зеленоград.
Аннотация: Описан комплекс оптико-электронной целевой аппаратуры (КОЭЦА) для
МКА «Аист-2Д». Комплекс включает в себя панхроматический и мультиспектральный оптико-электронные
преобразователи, инфракрасную камеру теплового диапазона на основе микроболометрических матриц, за-
поминающее устройство и бортовую радиолинию. Аппаратура позволяет осуществлять съёмки поверхности
Земли с высоким разрешением в видимой области спектра. Инфракрасная камера предназначена в первую
очередь для отработки новых технологий в области приборостроения для ДЗЗ. Отличительной особенно-
стью КОЭЦА являются компактность и небольшие весовые характеристики при высоком разрешении и
большой полосе захвата.
Ключевые слова: МКА (малый космический аппарат), оптико-электронная аппаратура, оптико-
электронный преобразователь, запоминающее устройство, бортовая радиолиния, ДЗЗ, высокое разреше-
ние, видимый диапазон, ПК диапазон
Комплекс оптико-электронной
целевой аппаратуры (КОЭЦА) предна-
значен для использования в составе ма-
логабаритного опытно-технологического
космического аппарата демонстратора
«Аист-2Д». При создании КОЭЦА и в
ходе его дальнейшей опытной эксплуата-
ции запланировано решение нескольких
разноплановых конструкционных, техно-
логических и программно-методических
задач. Среди них в первую очередь необ-
ходимо отметить:
- отработку методологии проекти-
рования и изготовления оптико-
электронной аппаратуры, запоминающих
устройств и бортовой радиолинии с по-
вышенной плотностью интеграции и
уменьшенными габаритами для исполь-
зования в составе малогабаритного КА;
- отработку конструкции широкоза-
хватных оптико-электронных преобразо-
вателей на основе матриц ПЗС ВЗН для
малогабаритной оптико-электронной ка-
меры видимого диапазона высокого раз-
решения;
- отработку схемотехнических, кон-
структивных решений и методов съёмки
в тепловом ИК-диапазоне с помощью
микроболометрической матрицы;
- оценку достижимых параметров и
условий применения микроболометриче-
ских приёмников;
- исследование возможности ис-
пользования микроболометрических при-
ёмников в системах ДЗЗ среднего и
высокого разрешения;
- определение характеристик ин-
фракрасной аппаратуры в условиях кос-
мического полёта;
- отработку методов и программ
управления КОЭЦА в составе МКА;
- проведение лётной сертификации
блоков и устройств КОЭЦА в условиях
космического пространства;
- отработку целевой аппаратуры,
наземных средств управления, приёма и
обработки информации и методов обра-
ботки информации ДЗЗ с высоким раз-
решением.
Основное назначение КОЭЦА - это
получение панхроматических и мультис-
пектральных изображений поверхности
Земли высокого разрешения путем пре-
образования непрерывно движущегося
39
изображения в видимом спектральном
диапазоне, сформированного оптической
системой «Аврора» в плоскости фото-
приёмников, в цифровой электрический
сигнал. Сканирование осуществляется за
счёт движения космического аппарата по
орбите. Кроме того входящая в состав
КОЭЦА инфракрасная камера КОЭ-ИКД
позволяет получать тепловые изображе-
ния поверхности Земли в спектральном
диапазоне 8-14 мкм с невысоким про-
странственным разрешением. Аппаратура
позволяет проводить цифровую обработ-
ку получаемой информации, сжатие её,
хранение и передачу по скоростной ра-
диолинии на наземные приёмные пункты.
КОЭЦА имеет несколько режимов
работы и позволяет осуществлять или
одновременно панхроматическую и
мультиспектральную съемку, или пан-
хроматическую и инфракрасную съемку,
или съемку в каждом спектральном диа-
пазоне отдельно. Аппаратура спроекти-
рована таким образом, что обеспечивает
съёмку в диапазоне высот орбиты от 350
до 700 км и при отклонениях МКА по
крену до ±30°. Объектив ОЭА «Аврора»,
используемой в составе КА «Аист-2Д»
имеет фокусное расстояние 2 метра, что
обеспечивает получение пространствен-
ного разрешения 1,47 метра в панхрома-
тическом канале с круговой орбиты вы-
сотой 490 км. Полоса захвата при этом
составит 39,7 км. Производительность
съёмки комплексом, при однопунктной
схеме приема, достигает 100 тыс. кв. ки-
лометров в сутки с высоким простран-
ственным разрешением.
Данные дистанционного зондиро-
вания, получаемые КОЭЦА подойдут для
решения широкого круга задач: карто-
графии, мониторинга чрезвычайных си-
туаций, гидрологии, сельского, лесного и
рыбного хозяйства, составления прогно-
зов урожая и карт продуктивности, эко-
логического мониторинга, обнаружения
пожаров и т.п.
Сравнение характеристик оптико-
электронной аппаратуры КА «Аист-2Д» с
отечественными и зарубежными анало-
гами показано в табл. 1. Видно, что КА
«Аист-2Д» приблизительно соответству-
ет КА SPOT-6 и превосходит остальные
КА аналогичного класса по разрешающей
способности и полосе захвата, а также
наличию ИК канала.
Табл. 1 Сравнение характеристик некоторых КА ДЗЗ.
Спутник Страна Год запуска Разрешение, м Полоса захвата, км
ПХ МС ИК ПХ МС ИК
Cartosat-1 Индия 2005 2,2 — — 26,4 — —
Formosat-1 Тайвань 2004 2,0 8 — 24 24 —
Theos Таиланд 2008 2,0 15 — 22 90 —
ALOS Япония 2006 2,5 10 — 70 2 камеры 70 2 камеры —
DubaiSat-1 ОАЭ 2009 2,5 5 — 20 20 —
AlSat-2 Алжир 2010 2,5 10 — 17,5 1,5 —
Канопус-В Россия 2012 2,1 10,5 — 23,3 20,1 —
Nigersat-2 Нигерия 2011 2,5 5 — 20 20 —
Spot-6,7 Франция 2012,2013 2,0 (1,5) 8 — 60 2 камеры 60 2 камеры —
Канопус-В-ИК Россия 2015 2,1 10,5 130 23,3 20,1 2000
Аист-2Д Россия 2015 1,5 4,5 123 40,5 40,5 47,2
Характеристика оптико-
электронной аппаратуры ВД и ИК диапа-
зона приведены для высоты круговой ор-
биты 490 км, на которую планируется
вывести КА «Аист-2Д» при попутном
запуске с КА «Ломоносов».
Комплекс оптико-электронной це-
левой аппаратуры КОЭЦА разработан в
филиале «АО «РКЦ «Прогресс» - НПП
40
«ОПТЭКС». Над созданием аппаратуры
трудился большой коллектив молодых
специалистов предприятия при участии
студентов и аспирантов Московского
института электронной техники (МИЭТ).
Структурная схема КОЭЦА приве-
дена на рис. 1. В состав КОЭЦА входят
два широкоформатных оптико-
электронных преобразователя высокого
разрешения на основе матриц ПЗС, рабо-
тающих в режиме временной задержки и
накопления (ВЗН), - панхроматический
(ОЭП-АПХ) и мультиспектральный
(ОЭП-АМС) вместе с источниками пита-
ния (ИП-ОЭП), инфракрасная оптико-
электронная камера, запоминающее
устройство (БЗУ-А) и два (основной и
резервный) радиопередатчика (ПРД-З) и
антенна (АФУ). Объектив с фокусным
расстоянием 2 м (оптико-электронной
аппаратуры ОЭА «Аврора») разрабаты-
вается ОАО КМЗ и в состав КОЭЦА не
входит. Передача видеоинформации от
блоков ОЭП и КОЭ-ИКД в БЗУ-А осу-
ществляется с использованием волокон-
но-оптических линий связи. В комплексе
отсутствует собственная подсистема
управления. Управление КОЭЦА
осуществляется от системы управления
КА по интерфейсу CAN2.0, путем выдачи
команд непосредственного исполнения.
Также в БЗУ по интерфейсу CAN может
вводиться дополнительная, например те-
леметрическая или научная, информация
от систем КА, которая передаётся затем
на Землю.
КОЭЦА
АФУ
Шина CAN 2.0
Видеоинформация
Питание
Управление
Рис. 1. Структурная схема КОЭЦА
ИП-ОЭП
КОЭ-ИКД
БЗУ-А
ПРДЗ
(О)
ПРДЗ
м
41
Рис. 2. Блоки ОЭП-АПХ и ОЭП-АМС
Оптико-электронные преобразо-
ватели
Оптико-электронные преобразова-
тели ОЭП-АПХ и ОЭП-АМС выполнены
на матрицах ПЗС ВЗН, аналогичных ис-
пользуемым в системе приёма и преобра-
зования информации «Сангур-1У»
ОЭА «Геотон» космического аппарата
«Ресурс-П».
Фоточувствительную зону панхро-
матического блока ОЭП образуют
18 матриц ПЗС ВЗН «Круиз-6» с разме-
ром пикселя 6x6 мкм2. Формат каждого
фотоприёмника 1536x192 пикселя. Таким
образом, суммарная длина строки состав-
ляет около 27 тысяч пикселей. Матрицы
секционированы и обеспечивают съёмку
с 192, 128, 96, 64, 48 или 32 шагами
накопления. Таким образом достигается
дискретное изменение чувствительности
ОЭП при изменении условий наблюде-
ния. Рабочий спектральный диапазон
0,5-0,8 мкм.
В мультиспектральном блоке ОЭП-
АМС используется модификация фото-
приёмных модулей «Круиз-Ц-Б» со све-
тофильтрами, обеспечивающими съёмку
в 3-х спектральных диапазонах: 0,45 -
0,52 мкм; 0,53 - 0,6 мкм; 0,61 - 0,7 мкм.
Характеристики светофильтров обеспе-
чивают формирование качественного
цветного изображения. В блоке
ОЭП-АМС установлено 12 таки матриц
форматом 768x64 пикселей размером
18x18 мкм2. Суммарная длина строки
около 9 тыс. пикселей. Число шагов
накопления изменяется с коэффициентом
2 в диапазоне 64, 32 и 16.
Внешний вид панхроматического и
мультиспектрального блоков ОЭП пока-
зан на фото (рис. 2).
Электронная начинка блоков ОЭП
обеспечивает все необходимые аналого-
вые и цифровые функции: управления
матрицами ПЗС, усиления и оцифровки
видеосигнала, цифровую обработку, сжа-
тие и упаковку данных, обработку ко-
манд управления поступающих от БКУ
КА по интерфейсу CAN 2.0, привязку ви-
деоинформации к бортовой шкале време-
ни, а также формировании телеметриче-
ской информации. Цифровая видеоин-
формация из каждого блока ОЭП выдает-
ся по двум волоконно-оптическим лини-
ям связи, которые хорошо себя зареко-
мендовали на КА «Ресурс-П». Блоки
ОЭП имеют несколько режимов работы,
обеспечивающих съёмку и тестовые про-
верки. Предусмотрены режимы съёмки,
как со сжатием (ДИКМ - дифференци-
ально-импульсная кодовая модуляция)
так и с передачей исходной несжатой ин-
формации. Каждый режим задаётся
внешними командами управления, но
даже при отсутствии таких команд блок
будет работать в определённом фиксиро-
ванном режиме. Все необходимые для
работы блоков ОЭП питающие напряже-
ния формируются в блоках вторичного
питания ИП-ОЭП.
Характеристики оптико-
электронных блоков КОЭЦА приведены
в табл. 2.
42
Табл. 2 Характеристики ОЭП-АПХ и ОЭП-АМС
Параметр ОЭП-АПХ ОЭП-АМС
Количество спектральных диапазонов 1 3
Спектральный диапазон, мкм 0,5-0,8 0,45 - 0,52 мкм 0,52 - 0,60 мкм 0,63 - 0,69 мкм
Размер элемента, мкм 6 18
Длина строки, мм 162 162
Количество элементов в строке 27648 9 216
Разрядность выходного сигнала, бит 10 10
Сжатие видеоинформации, бит/пикс. 4(ДИКМ)
Число строк накопления 192, 128, 96, 48, 32 64, 32, 16
Скорость бега изображения, мм/с
Масса, кг
Энергопотребление, Вт
10-?42
4,9 5,2
28 28
Инфракрасная камера
Одной из задач, которые предстоит
решать на борту МКА «Аист-2Д» являет-
ся исследование возможности использо-
вания в ДЗЗ микроболометрических мат-
риц работающих в тепловом диапазоне.
Для проведения этих исследований и ис-
пытаний в натуральных условиях создана
инфракрасная камера КОЭ-ИКД на осно-
ве микроболометрического модуля раз-
работки ЗА НПП «ЭЛАР». Камера при-
звана обеспечивать получение информа-
ции о Земной поверхности в тепловом
ИК- диапазоне от 8 до 14 мкм при съёмке
в диапазоне высот от 350 до 700 км в
надире и при отклонениях МКА по крену
до ±30°. При этом пространственное раз-
решение составит 122 метра, а полоса за-
хвата 47 км. Камера имеет кадровую ор-
ганизацию. Формат кадра 384x288. Оцен-
ки с использованием результатов назем-
ных измерений показывают, что при
определенных методах обработки можно
ожидать получения температурное раз-
решение около 0,1 °К. Примеры изобра-
жений, полученных камерой КОЭ-ИКД в
наземных условиях, показаны на рис. 3.
Рис. 3. Примеры изображений полученных камерой КОЭ-ИКД в наземных условиях
43
Рис. 4. КОЭ-ИКД - инфракрасная оптико-электронная камера
КОЭ-ИКД (рис. 4) входит в состав
КОЭЦА. В камере тепловое изображение,
сформированное инфракрасным объекти-
вом, преобразуется в аналоговый сигнал.
Затем происходит аналого-цифровое пре-
образование (14 бит) и формирование
выходной структуры видеоинформации
для передачи в бортовое ЗУ. Все необхо-
димые для работы вторичные напряже-
ния питания формируются внутри самой
камеры. Управление режимами работы
КОЭ-ИКД осуществляется командами по
интерфейсу CAN. Кроме цифровой ви-
деоинформации на выход камеры переда-
ётся необходимая телеметрия. Основные
характеристики КОЭ-ИКД показаны в
табл. 3.
Одновременно с бортовой аппара-
турой разрабатываются алгоритмы
наземной обработки информации, кото-
рая будет поступать с КОЭ-ИКД. Пред-
полагается отработать методы повыше-
ния чувствительности цифрового накоп-
ления, коррекции неоднородности тепло-
вого изображения, калибровки, сшивки
протяженного изображения на основе
отдельных кадров и т.п.
Табл. 3 Характеристики КОЭ-ИКД
Параметр Значение
Спектральный диапазон, мкм 8-14
Размер элемента, мкм 25
Размер кадра, пикселей 384x288
Проекция пикселя, м 122
Размер кадра, км 47,2 х 35,1
Температурное разрешение, NEAT, °К 0,1
Информационный поток, Мбит/с 45
Масса, кг 4,4
Энергопотребление, Вт 5,4
44
Бортовое запоминающее устрой-
ство
БЗУ-А - бортовое запоминающее
устройство предназначено для приёма,
записи, хранения и воспроизведения це-
левой видеоинформации, поступающей
от оптико-электронных преобразователей
ОЭП-АПХ, ОЭП-АМС, а также камеры
КОЭ-ИКД по оптоволоконным линиям
связи. Кроме того, БЗУ-А обеспечивает
те же самые функции и для научной, а
также специальной телеметрической ин-
формации, которая поступает в блок по
интерфейсному каналу CAN. Эти данные
передаются в виде пакетов и включают в
себя идентификаторы источника, метки
времени и другую необходимую служеб-
ную информацию.
Информация хранится в энергети-
чески независимой ФЛЭШ-памяти. Ем-
кость БЗУ-А на начало срока активного
существования 160 ГБ. На конец срока
прогнозируется около 140 ГБ. В процессе
испытаний подтверждена скорость запи-
си информации от 0,04 до 1,92 Гб/с., что
обеспечивает все сочетания работы аппа-
ратуры. Воспроизведение информации из
БЗУ в радиолинию осуществляется со
скоростью 150 Мбит/с. Данные переда-
ются в аппаратуру бортовой радиолинии
по линиям LVDC. Конструктивно БЗУ-А
выполнено в виде моноблока (рис. 5).
Масса блока 5,7 кг. Максимальная по-
требляемая мощность в процессе записи
16,2 Вт.
Управление процессами записи и
воспроизведения осуществляется процес-
сорной системой входящей в состав бло-
ка. Внешние команды управления режи-
мами работы принимаются по шине
CAN. Программное обеспечение БЗУ-А
организует и ведет файловую систему
для записываемой, хранимой и воспроиз-
водимой информации, осуществляет кон-
троль работы, формирует различную те-
леметрию.
Бортовая радиолиния
Результаты съёмок оптико-
электронной аппаратуры «Аврора» в
панхроматическом и мультиспектраль-
ных каналах (с ОЭП-АПХ и ОЭП-АМС),
камеры КОЭ-ИКД в тепловом ИК диапа-
зоне, а также данные от научной аппара-
туры, получаемые на борту
КА «Аист-2Д» передаются на наземную
приёмную станцию через бортовую ра-
диолинию передачи информации
(БА РЛЦИ). Радиолиния работает в X
диапазоне. В состав БА РЛЦИ входят два
радиопередающих устройства ПРД-3
(основное и резервное) разработки
ЗАО НПП «САЙТ» и антенно-фидерное
устройство.
Внешний вид ПРД-3 показан на
фото (рис. 6). В блоке передатчика
осуществляется прием данных от БЗУ-А,
помехоустойчивое кодирование,
форматирование последовательного
выходного потока данных,
форматирование синфазного и
квадратурного каналов, цифровую
фильтрацию, цифроаналоговое
преобразование, генерацию сигнала
несущей частоты, модуляцию несущей и
усиление ВЧ-сигнала.
45
J
Рис. 6. Фотография блока передатчика ПР Д-З
Основные характеристики блока радиопередатчика приведены в табл. 4.
Табл. 4 Основные характеристики ПР Д-З.
Параметр Значение
Скорость передачи данных (полезная), Мбит/с 150
Количество несущих 1
Модуляция QPSK
Помехоустойчивое кодирование CCSDS 131.1-0-2 (LDPC 7/8)
Диапазон частот X (8050-8400 МГц)
Полоса частот, до, МГц 85
Мощность передатчика, Вт 8
Потребляемая мощность, Вт 70
Интерфейс данных Последовательный LVDS до 200 Мбит/с
Интерфейс управления/телеметрии RS-422
Напряжение питания, В 23-31
Рабочий диапазон температур, °C -20...+40
Антенно-фидерное устройства В табл. 5 приведены массо-
(АФУ) работает в X диапазоне. Антенна габаритные и энергетические
ненаправленная. Зона обслуживания характеристики блоков, входящих в
±70°. Коэффициент усиления в зоне 0,45-7,2. состав КОЭЦА.
Табл. 5. Массо-габаритные и энергетические характеристики КОЭЦА.
Наименование блока Масса, кг Мощность, Вт Габариты, мм (ДхШхВ) Кол-во блоков
ОЭП-АПХ 4,92 28 360x206x60 1
ОЭП-АМС 5,18 28 360x208x60 1
ИП-ОЭП 2,3x2 11x2 233x110x49 2
46
КОЭ-ИКД 4,40 5,4 291x200x180 1
БЗУ 5,7 18 280x180x115 1
ПРДЗ 1,63 х 2 65 230x140x45 2
АФУ 1,53 - 2200300 1
Комплект жгутов 3,12 -
Итого: 32,7 101,4 (Съёмка, за-
пись)
Комплекс аппаратуры имеет
небольшую массу около 33 кг и
потребляет около 100 Вт максимально в
режиме записи. При таких параметрах он
обеспечивает прекрасные характеристики
по пространственному разрешению,
полосе захвата и информационной
производительности. Разрешение
составляет 1,5 метра в панхроматическом
канале, 4,5 в мультиспектральном,
экспериментальная инфракрасная камера
имеет разрешение 122 метра в тепловом
диапазоне 8-14 мкм. Сравнение КОЭЦА с
аппаратурой, установленной на
некоторых зарубежных аппаратах
(табл. 1) показывает, что комплекс в
составе КА «Аист-2Д» превосходит
многие из них.
В составе КА демонстратора «Аист-
2Д» КОЭЦА обеспечивает гибкую работу
при съёмке отдельными инструментами,
получение данных научной аппаратуры, а
также различные их одновременные
сочетания.
В таблице 6 приведены несколько
режимов с возможными сочетаниями од-
новременной записи в БЗУ-А от различ-
ных источников информации при работе
КОЭЦА, а также научной аппаратуры
(НА) и телеметрической информации
(ТМ).
Табл. 6. Режимы записи от различных источников.
ОЭП_АПХ ОЭП-АМС
1. ▲
2. ▲
3.
4.
5.
6. ▲ ▲
7. ▲
КОЭ-ИКД НА ТМ
Кроме того, имеется возможность
осуществлять съёмку аппаратурой ОЭА
«Аврора» с одновременной передачей
информации ДЗЗ на наземный пункт
приёма. Предусмотрен такой режимы ра-
боты и при съёмке камерой КОЭ-ИКД.
Прием информации от КА «Аист-
2Д» будет осуществлять на ЦПОИ «Са-
мара», который дооснащается соответ-
ствующими рабочими местами и про-
граммным обеспечением. В качестве ре-
зервной приемной станции будет исполь-
зоваться наземная станция НС-Аист-2,
располагающаяся в Зеленограде в фили-
але АО «РКЦ «Прогресс» - НПП
«ОПТЭКС».
Для станции ЦПОИ «Самара» при-
ем на полной скорости возможен при уг-
ле места около 5 градусов. Для станции
«ОПТЭКС» прием на полной скорости
прием возможен при угле места от 12
градусов, на половинной скорости - от 5
градусов.
47
СОЕРЕ - COMPLEX OF OPTICAL-ELECTRONIC PAYLOAD EQUIPEMENT FOR
SMALL SATELLITE «AIST-2D»
©2015 A.I. Baklanov1), M.V. Klyushnikov1), A.P. Grinko1), LA. Malahov1),
V.V. Zhevako1), D.V. Khalus’), E.A. Radin1), A.N. Afonin1), A.S. Mastyugin1),
K.V. Nevostruev1), V.L. Alatortsev1), P.A. Kostenkov1), R.S. Dyuldin1), G.V. Buntov1),
P.N. Razzhivalov*), A.A. Tyurin1), A.V. Khvatov1), R.V. Matveev1), A.V. Logvin1),
D.N. Safronov2), A.A. Kuzmenko2)
*) - Dept JSC «SRC «Progress» - NPP «OPTECS», Moscow, Zelenograd;
2) - Research and Production Enterprise «SAIT» Ltd, Moscow, Zelenograd
The article describes Complex of Optical-Electronic Payload Equipment (СОЕРЕ) for the spacecraft
«Aist-2d». The equipment includes panchromatic, multispectral optical-electronic transformers, thermal infrared
camera, memory unit and high-speed radiotransmiter. The equipment gives opportunities for creating of high-
resolution images of Earth’s surface. The thermal infrared camera was created for testing of new technologies of
remote sensing. The main advantages of СОЕРЕ are small sizes and weight.
Keywords: Small-size satellite, optical-electronical devices, optical-electronic transformer, memory unit,
high-speed radiotransmiter, remote sensing, high-resolution image, infrared camera.
Информация об авторах:
Бакланов Александр Иванович, к.т.н., заместитель генерального директора
АО «РКЦ «Прогресс» - директор филиала - главный конструктор НПП «ОПТЭКС»,
124 460, Россия, г. Москва, Зеленоград а/я 45, т. 8 (499) 736-11-59, e-mail: optecs@mail.ru.
Область научных интересов: проектирование оптико-электронных приборов, датчи-
ков и систем для дистанционного зондирования и наблюдения Земли из космоса.
Baklanov, Alexander Ivanovich, PhD, deputy general director of corporation
JSC «SRC «Progress» - branch Director - chief designer of NPP "OPTECS", 124 460, Russia,
Moscow, Zelenograd box 45, t. 8 (499) 736-11-59, e-mail: optecs@mail.ru.
Research interests: design of opto-electronic devices, sensors and systems for remote sens-
ing and Earth observation from space.
48
УДК 621.454.2, 621.45.018.5
КОМПЛЕКСНАЯ ТЕХНОЛОГИЯ СОЗДАНИЯ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ
ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
©2015 И.С. Партола
Федеральное государственное унитарное предприятие
«Государственный космический научно-производственный центр
имени М.В. Хруничева», г. Москва
Целями предлагаемой в статье технологии являются: обеспечение запусков современных космиче-
ских аппаратов, увеличение надёжности и безопасности ракет космического назначения и снижение стоимо-
сти наземных испытаний жидкостных ракетных двигательных установок. Комплексная технология включа-
ет универсальную схему декомпозиции двигательной установки, комплекс математических моделей для
моделирования систем и процессов в ЖРДУ, программно-аппаратный комплекс конструирования, сертифи-
кации и контроля параметров ЖРДУ и типовую программу наземных испытаний и настройки математиче-
ских моделей. Результатами внедрения комплексной технологии являются снижение массы ракеты космиче-
ского назначения, исключение из программы отработки некоторых стендовых изделий и повышение надёж-
ности ЖРДУ.
Ключевые слова: ракета-носитель, жидкостный ракетный двигатель, математическая модель, про-
граммно-аппаратный комплекс, наземная стендовая отработка, надёжность ракетной техники
Решение основных задач стратегии
развития космической деятельности Рос-
сийской Федерации определяет необхо-
димость решения ряда проблемных
вопросов при выполнении опытно-
конструкторских работ (ОКР) по созда-
нию ракет космического назначения
(РКН). Рост габаритно-массовых пара-
метров космических аппаратов (КА)
повышает требования к энергетическим
возможностям РКН. Высокая стоимость
полезных нагрузок требует систематиче-
ского повышения надежности средств
выведения космических аппаратов. Уве-
личение стоимости ОКР по созданию
РКН увеличивает цену ущерба от кон-
структорской ошибки.
Для решения указанных
проблемных вопросов в ГКНПЦ им.
М.В. Хруничева под руководством автора
статьи разработана комплексная техноло-
гия создания жидкостных двигательных
установок (ЖРДУ) космического назна-
чения. Основными элементами новой
технологии являются: схема декомпози-
ции ЖРДУ; структура комплекса матема-
тических моделей ЖРДУ; структура про-
граммно-аппаратного комплекса (ПАК)
проектирования, конструирования, сер-
тификации и контроля параметров
ЖРДУ; типовая программа расчётно-
экспериментальной отработки ЖРДУ;
методика определения режимов НСО,
настройки комплекса математических
моделей и прогнозирования параметров
ЖРДУ.
Конструктивное подобие схемных
решений современных ЖРДУ, разработка
схемы декомпозиции позволили автору в
ряде работ сформулировать единый ме-
тодический подход к созданию ЖРДУ
космического назначения.
Комплекс математических моделей
ЖРДУ состоит из четырёх составных
частей.
• Базовая математическая мо-
дель, обеспечивающая прогноз парамет-
ров ЖРДУ при экспериментальной отра-
ботке и эксплуатации при номинальных
условиях;
• Статистическая математическая
модель ЖРДУ, обеспечивающая иссле-
дование влияния на результаты прогно-
зирования функций состояния ЖРДУ
случайных разбросов условий эксплуата-
ции и параметров ЖРДУ в заданных диа-
пазонах, а также нештатных ситуаций;
• Безразмерная математическая
модель ЖРДУ, обеспечивающая опреде-
ление критериев физического подобия
49
систем и процессов и соответствующих
режимов НСО ЖРДУ;
• База данных, содержащая исход-
ные данные для проектирования и кон-
струирования ЖРДУ, результаты расчёт-
но-экспериментальной отработки ЖРДУ,
в том числе прогноз параметров летной
эксплуатации ЖРДУ.
Комплекс математических моделей
ЖРДУ позволяет выполнить прогноз
параметров ЖРДУ, задать виды и режи-
мы расчётно-экспериментальной отра-
ботки и определить функции состояния
двигательной установки в известных
условиях эксплуатации. Необходимая для
этого настройка математических моделей
ЖРДУ выполняется в процессе расчётно-
экспериментальной отработки ЖРДУ
квалифицированным пользователем
ПАК. Разработана структура программ-
но-аппаратного комплекса проектирова-
ния, конструирования, сертификации и
контроля параметров ЖРДУ.
Разработанная структура ПАК
имеет ряд принципиальных отличий от
традиционной. Построение ПАК осу-
ществляется на базе комплекса настраи-
ваемых математических моделей ЖРДУ с
учётом алгоритмов управления ЖРДУ.
ПАК обеспечивает прогноз функций
состояния ЖРДУ в заданном диапазоне
изменения условий эксплуатации и раз-
броса параметров ЖРДУ. Включение
базы данных в состав комплекса матема-
тических моделей обеспечивает автома-
тическое поддержание её актуального
состояния в результате настройки мате-
матических моделей ЖРДУ в процессе
НСО, ЛКИ и эксплуатации ЖРДУ. Нали-
чие статистической математической мо-
дели ЖРДУ позволяет выполнять опти-
мизацию ЖРДУ.
Основными положениями типовой
программы расчётно-экспериментальной
отработки ЖРДУ космического назначе-
ния являются:
а) Определение видов и режимов
НСО выполняется с использованием без-
размерных критериев подобия стендово-
го изделия и натурной ЖРДУ. Рассмот-
рение стендовых изделий как физических
моделей ЖРДУ существенно снижает
погрешность прогноза параметров летной
ЖРДУ, которая обусловлена различием
условий НСО и летной эксплуатации.
б) Цели испытаний стендовых
изделий дополняются настройкой ком-
плекса математических моделей ЖРДУ.
Таким образом, математическое модели-
рование оказывается частью НСО ЖРДУ,
а ПАК - стендовым изделием.
в) Использование средств матема-
тического моделирования (ПАК) как
самостоятельных средств наземной стен-
довой отработки ЖРДУ требует допол-
нить традиционную методику НСО,
введя самостоятельные этапы прогнози-
рования результатов НСО и ЛКИ.
г) Предварительные и приёмочные
испытания ЖРДУ проводятся с исполь-
зованием физически единой материаль-
ной части - объединённого изделия для
комплексных «холодных» и «огневых»
испытаний.
Использование ПАК позволяет
сократить объём испытаний, заменив
воспроизведение части эксплуатацион-
ных и гарантийных условий расчётами с
использованием методов математическо-
го моделирования.
Разработанная комплексная техно-
логия внедрена при создании семейства
ракет-носителей «Ангара», которое
создаётся на основе универсальных
ракетных модулей с кислородно-
керосиновыми двигателями. Основой
семейства «Ангара» является универ-
сальные ракетные модули нижних
(УРМ-1) и верхних ступеней (УРМ-2).
Применение комплексной техноло-
гии создания ЖРДУ обеспечило сокра-
щение запасов при конструировании
ЖРДУ УРМ-1 и УРМ-2. Использование
комплексной технологии при создании
ЖРДУ УРМ-1 и УРМ-2 обеспечило сни-
жение конструкторских запасов в общей
сложности на 1304 кг для 1-й ступени
РКН «Анагар-А5» (включает 4 УРМ-1),
326 кг для 2-й ступени (1 УРМ-1) и на
80 кг для УРМ-2 (3-я ступень).
Применение комплексной техноло-
гии создания ЖРДУ позволило суще-
ственно увеличить показатели надёжно-
сти ЖРДУ. При достаточном количестве
50
численных экспериментов (Ачгд;л>40)
нижняя доверительная граница предель-
ного уровня надежности ЖРДУ УРМ-1 и
УРМ-2 достигает величины PdiJ=0,95 при
доверительной вероятности у=0,9. Обес-
печена возможность допуска ЖРДУ к
эксплуатации даже при наличии единич-
ных отказов при испытаниях.
При создании универсального ра-
кетного модуля УРМ-2 обеспечено суще-
ственное сокращение объёма экспери-
ментальной отработки ЖРДУ.
Результаты внедрения комплексной
технологии создания ЖРДУ, математиче-
ского моделирования и прогноза функ-
ций состояния ЖРДУ РКП семейства
«Ангара» подтверждены наземной стен-
довой отработкой и лётными испытания-
ми. Успешно проведены огневые стендо-
вые испытания, пуск лёгкой ракеты-
носителя «Ангара-1.2» (первого пуска) по
баллистической траектории и пуск тяжё-
лой ракеты-носителя «Ангара-А5» с вы-
ведением имитатора полезной нагрузки
на геостационарную орбиту.
Библиогафический список:
1. Беляев, Е.Н. Математическое мо-
делирование ЖРД [Текст] / Е.Н. Беляев,
В.В. Черваков. - М.: МАИ-Принт, 2009. -
279 с.
2. Advanced Propulsion Systems and
Technologies, Today to 2020 [Text] / Edited
by C. Bruno and A.G. Accettura. - Ameri-
can Institute of Aeronautics and Astro-
nautics, Inc. Alexander Bell Drive, Reston,
Virginia 20191-4344, 2010. - 489 p.
3. Партола, И.С. Комплекс матема-
тических моделей двигательной установ-
ки летательного аппарата космического
назначения [Текст] / И.С. Партола И Об-
щероссийский научно-технический жур-
нал «Полёт». - 2011. - спец, выпуск, по-
свящённый КБ «Салют». - С. 126-131.
4. Гордеев, В.А. Расчётно-
экспериментальная отработка двигатель-
ной установки третьей ступени ракеты
космического назначения «Ангара»
[Текст] / В.А. Гордеев, И.С. Партола,
В.П. Фирсов // - Вестник Московского
авиационного института. - 2011. - т. 18,
№3.-С. 128-134.
5. Партола И.С., Алгоритм проек-
тирования двигательных установок ракет
космического назначения [Текст] /
И.С. Партола И Научно-технический
журнал «Космонавтика и ракетострое-
ние». - 2012. - № 1(66). - С. 142-148.
References:
1. Belyaev, Ye.N. Mathematic simula-
tion of LPE [Text] / Ye.N. Belyaev,
V.V. Chervakov. - Moscow: MAI-Print,
2009. - 279 p.
2. Advanced Propulsion Systems and
Technologies, Today to 2020 [Text] / Edited
by C. Bruno and A.G. Accettura. - Ameri-
can Institute of Aeronautics and Astro-
nautics, Inc. Alexander Bell Drive, Reston,
Virginia 20191-4344, 2010. - 489 p.
3. Partola, I.S. Complex of mathe-
matic models for spacecraft power plant
[Text] / I.S. Partola // All Russia scientific
and technical magazine “Polet”. - 2011. -
special issue for Design Bureau “Salut”. -
p. 126-131.
4. Gordeev, V.A. Calculate & exper-
imental testing of power plant for the third
stage of space launcher “Angara” [Text] I
V.A. Gordeev, / I.S. Partola, W.P. Firsov // -
Moscow aviation institute messenger -
2011.-V.18, №3. -p. 128-134.
5. Partola, I.S. Designing algorithm
for space launchers power plants [Text] /
I.S. Partola // Scientific and technical maga-
zine “Cosmonautics and Rocket Engineer-
ing”. - 2012. - № 1(66). - p. 142-148.
51
COMPLEX TECHNOLOGY FOR DESIGN OF SPACE LIQUID ROCKET
POWER PLANTS
©2015 Igor S. Partola
Federal Unitary Enterprise "Khrunichev State Space Research and Production Centre"
Abstract: The purposes of technology under discussing are to provide launch of modern spacecraft, to in-
crease space launcher reliability and safety and to decrease power plants ground tests cost. Complex technology
include universal scheme of power plant, joined set of mathematic models for simulating of power plant parts and
processes, special hard & soft unit for design, certification and checking of power plant and universal program for
ground tests and mathematic models set tuning. The complex technology use results are decreasing of launcher
mass, departure of some ground test units necessary and increase of power plant reliability.
Key words: space launcher, liquid rocket engine, simulation model, hard & soft unit, ground tests, space
launcher reliability.
Информация об авторах:
Партола Игорь Станиславович - доктор технических наук, заместитель генераль-
ного конструктора Конструкторское бюро "Салют" ФГУП "Государственный космиче-
ский научно-производственный центр имени М.В. Хруничева, 121087 Москва, ул. Новоза-
водская, д. 18, 8-(499)-749-9682; 8-985-997-1722, salut@khrunichev.com.
Область научных интересов: жидкостные ракетные двигательные установки - кон-
структивно-схемные решения, алгоритмы управления, экспериментальная отработка.
Igor Stanislavovich Partola - Doctor of technical sciences, Hasn't science degree, Deputy
of chief designer Federal Unitary Enterprise "Khrunichev State Space Research and Production
Centre", Design bureau "Salut", 18, Novozavodskaya st., Moscow, Russian federation, 121087,
+7-(499)-749-9682; +7-985-997-1722, salut@khrunichev.com.
Area of research Liquid rocket engine power plants - scheme, design, control algorithms,
experimental testing.
52
УДК 629.78.036.7 (075.8)
ЦЕНТРОБЕЖНЫЕ ВОЛОКОННЫЕ ЛАЗЕРЫ С СОЛНЕЧНОЙ НАКАЧКОЙ
ДЛЯ КОСМИЧЕСКОЙ ЭНЕРГЕТИКИ
©2015 В.М. Мельников, Е.П. Морозов, Б.Н. Харлов
Федеральное государственное унитарное предприятие
«Центральный научно-исследовательский институт машиностроения», г. Королев
В статье обосновывается возможность создания нового направления космических энергетических си-
стем беспроводной передачи энергии на базе центробежных волоконных лазеров с солнечной накачкой,
которые значительно эффективнее разрабатываемых в Японии и США каркасных аналогов с СВЧ способом
передачи энергии, и могут сделать Россию лидером рынка «космического электричества» как альтернативы
обесцениванию или исчерпанию традиционных энергоресурсов. Уникальные возможности лазерных систем
беспроводной передачи энергии открывают новые возможности решения широкого круга задач космиче-
ской техники.
Ключевые слова: беспроводная передача энергии, центробежные бескаркасные крупногабаритные
космические конструкции, волоконные лазеры, солнечная накачка, рынок «космического электричества»
Научно-технический прогресс
последних лет в нанотехнологиях и фи-
зике твёрдого тела привёл к возможности
беспроводной передачи огромных пото-
ков энергии на большие расстояния, что
позволяет с новых позиций рассматри-
вать широкий круг информационно-
энергетических задач космической тех-
ники социально-экономического и обо-
ронного характера. Помимо альтернати-
вы тепловым, атомным и гидроэлектро-
станциям в плане энергоснабжения тра-
диционных объектов, появляются новые
возможности: обеспечение круглогодич-
ного энергоснабжения удалённых и
труднодоступных районов при отсут-
ствии необходимой кабельной сети
(районы Крайнего Севера России, Кана-
ды, Гренландии, Арктики и Антарктиды,
горные районы, пустыни, места стихий-
ных бедствий и катастроф); решение
проблемы пиковых нагрузок, зарубежные
поставки, новые возможности в решении
оборонных задач и проблемы астероид-
ной опасности, энергоснабжения других
космических аппаратов и космических
тел (Луна, Марс и др.)
Наиболее энергоёмкими космиче-
скими объектами к 2050г. в космонавтике
могут стать космические солнечные
электростанции (КСЭС) на мощность
1-10 ГВт, транслирующие электроэнер-
гию на Землю. Направление создания
КСЭС может определять темп развития
космической техники, способствовать
решению социальных и политических
задач, а также обеспечивать энергетиче-
скую, экологическую и оборонную без-
опасность страны.
За рубежом разработка КСЭС про-
водится с целью создания рынка «косми-
ческого электричества», который может
привести к обесцениванию природных
энергетических ресурсов России (нефти,
газа, угля, урана и проч.) и потери Росси-
ей энергетической безопасности и угрозе
её обороноспособности в случае, если не
будут проведены разработки, направлен-
ные на сохранение паритета.
В США такие крупнейшие корпо-
рации и научные центры, как «Локхид-
Мартин», «Боинг», JPL, «Центр Маршал-
ла», «Центр Гленна», а также ряд универ-
ситетов, планируют создать КСЭС гига-
ваттного уровня к 2016 г. для начала
создания рынка «космического электри-
чества». Китай намерен участвовать в
этом рынке. Пентагон, как наибольший
потребитель электроэнергии в США,
активно рассматривает широкие возмож-
ности использования КСЭС в интересах
министерства обороны США.
Группа из 16 японских корпораций
во главе с Mitsubishi Corporation плани-
рует построить КСЭС гигаваттного
уровня к 2025 г. в рамках проекта
Solarbird. Общая стоимость КСЭС
оценивается в 24 миллиарда долларов.
53
Предполагается, что стоимость выраба-
тываемого «космического электричества»
будет в 6 раз дешевле, чем на японских
наземных электростанциях.
Первые участники такого рынка, в
перспективе значительного подорожания
традиционного электричества, будут
иметь максимальную прибыль, а тради-
ционные энергоносители (нефть, газ,
уголь, уран и др.) начнут обесцениваться.
Разработки в США и Японии бази-
руются на СВЧ концепции КСЭС и круп-
ногабаритных каркасных конструкциях
(до 5 км). Однако в последние годы на
базе бурного развития нанотехнологий в
мире резко возрос интерес к лазерным
КСЭС в связи с успехами в разработке
инфракрасных полупроводниковых лазе-
ров (длина волны порядка 1 микрона) и
особенно волоконных лазеров: КПД пре-
образования электроэнергии в инфра-
красный лазерный сигнал в полупровод-
никовых лазерах доходит до 80%; значи-
тельно меньшая расходимость (10‘6 рад)
лазерного луча по сравнению с СВЧ -
сигналом (с геостационарной орбиты на
Землю лазер даёт пятно 36м, СВЧ - 15-20
км); реальные достижения в миниатюри-
зации элементной базы (по световоду
диаметром 250 микрон передаётся свето-
вая мощность 50 кВт); Российские про-
изводители в волоконной технике сейчас
занимают ведущие позиции в мире (85%
мирового производства волоконных
лазеров, ИРЭ «Полюс», г.Фрязино, при-
надлежащее В.П. Гапонцеву, создавшему
ещё 11 аналогичных фирм по всему
миру). РКК «Энергия» имеет уникальный
опыт создания центробежных бескаркас-
ных конструкций, как базы КСЭС, име-
ющих ряд существенных преимуществ
перед каркасными аналогами. Ещё в
1993г. проведён космический экспери-
мент «Знамя 2» по раскрытию и переори-
ентации вращающегося тонкоплёночного
полотна диаметром 20м и массой 4 кг.
Приём лазерной энергии на Земле можно
осуществить солнечными батареями, в
том числе концентраторными, имеющи-
ми КПД на 10-15% больше в лазерном
диапазоне, чем в солнечном.
Наиболее эффективной базой вновь
создаваемых лазерных систем КСЭС
могут стать волоконные лазеры с солнеч-
ной накачкой. Существенным россий-
ским приоритетом, предлагаемым
Международным лазерным Центром
МГУ в кооперации с ведущими институ-
тами РАН, который может кардинальным
образом упростить и удешевить КСЭС и
в целом революционным образом повли-
ять на технологию беспроводной переда-
чи энергии в космосе, являются предло-
жения по повышению эффективности во-
локонных лазеров с солнечной накачкой.
За счёт специально подбираемых легиро-
вания волокна и вновь предложенного
для этой задачи флюоресцирующего
покрытия, поглощающего до 95% сол-
нечного спектра, планируется осуще-
ствить эффективную солнечную накачку
волоконного лазера. Волоконные лазеры
целесообразно формировать в космиче-
ском пространстве центробежными
силами, что значительно эффективнее
американских и японских аналогов, бази-
рующихся на многокилометровых
каркасных конструкциях солнечных
батарей и концентраторов, а также СВЧ
концепции. Во вновь предлагаемой кон-
цепции отпадает необходимость в сол-
нечных батареях, производство которых
в России практически отсутствует, а
также жёстком каркасе, составляющем
значительную часть стоимости КСЭС. В
РКК «Энергия» проработана в 1994г.
конструкция агрегата раскрытия центро-
бежной тросовой системы диаметром
300м, которая может служить прототи-
пом системы раскрытия центробежных
волоконных лазеров. ИРЭ «Полюс»
(г. Фрязино) имеет значительный опыт по
разработке и внедрению волоконных
лазеров и мог бы возглавить это направ-
ление. Необходимо интенсифицировать
исследования по повышению эффектив-
ности волоконных лазеров с солнечной
накачкой и наладить их промышленное
производство.
Уникальные возможности лазерных
систем беспроводной передачи энергии
открывают новые возможности решения
широкого круга информационно-
54
энергетических задач космической тех-
ники социально-экономического и обо-
ронного характера. Для России открыва-
ется возможность путем создания КСЭС
с лазерным каналом передачи энергии от
центробежных волоконных лазеров с
солнечной накачкой занять лидирующее
место в мировом процессе разработки
промышленных КСЭС, как альтернативы
обесцениванию или исчерпанию тради-
ционных энергоресурсов.
Библиографический список:
1. Грибков А.С., Евдокимов Р.А.,
Легостаев В.П., Синявский В.В., Соколов
Б.А., Тугаенко В.Ю., Черток Б.Е. «Бес-
проводная передача энергии от космиче-
ских энергетических систем»// Актуаль-
ные проблемы российской космонавтики.
Труды XXXV академических чтений
по космонавтике. Москва, 25-28 янва-
ря 2011г., с. 119-120.
2. Johnson W.N., Akins К.,
Armstrong J. at al. Space-based Solar Pow-
er: Possible Defense Applications and Op-
portunities for NRL./ NRL/FR/
7650-09-10,179, 101 p.
3. Space-Based Solar Power As an
Opportunity for Strategic Security. Phase of
Architecture Feasibility Study.// Report to
the Director. National Security Space
Office. 10 October 2007.
4. Райкунов Г.Г., Верлан A.A.,
Мельников B.M., Пичхадзе К.М., Сысоев
В.К., Харлов Б.Н. Преимущества косми-
ческих солнечных электростанций с ла-
зерным каналом передачи энергии. Ж.
«Известия РАН» Энергетика №5,2012
с.38-47.
5. Райкунов Г.Г., Комков В.А.,
Мельников В.М., Харлов Б.Н. Центро-
бежные бескаркасные крупногабаритные
космические конструкции.-
М.:ФИЗМАТЛИТ, 2009. 447с.
6. Сысоев В.К., Пичхадзе К.М.,
Грешилов П.А., Верлан А.А. Солнечные
космические электростанции: пути реа-
лизации. - МАИ-ПРИНТ, 2013. 160с.
7. Solar pumping of solid state laser
for space mission: a novel approach /
nadia.boetti@polito.it.
8. Мельников B.M., Бруевич В.В.,
Паращук Д.Ю., Харлов Б.Н Волоконные
лазеры с солнечной накачкой, формируе-
мые центробежные силами, как новое
направление в создании космических ин-
формационно-энергетических систем.
«Космонавтика и ракетостроение» №6,
2014.С.104-112.
9. Сысоев В.К., Пичхадзе К.М.,
Арапов Е.А., Верлан А.А. «Новые ре-
шения в космической гелиоэнергетике
приближают теорию к практи-
ке».//Альтернативный киловатт. №2 (8)
2011.С.30- 35.
10. Моргунов Ю.А., Панов Д.В.,
Саушкин Б.П., Саушкин С.Б.. Наукоём-
кие технологии машиностроительного
производства. Москва. «Форум», 2013,
925 с.
И. Сигов А.С., Матюхин В.Ф. Ла-
зерные системы для беспроводной пере-
дачи энергии. //Альтернативный кило-
ватт, 2012. №6. С.21-27.
Referenses:
1. Gribkov A. S., Evdokimov R.A.,
Legostaev V. Р., Sinyavsky V. V., Sokolov
В. A., Cogenco Y. V., Chertok В. E. "Wire-
less power transmission of space energy sys-
tems"// Actual problems of Russian cosmo-
nautics. Works XXXV academic readings
on cosmonautics. Moscow, 25-28 January
2011., pp. 119-120.
2. Johnson W.N., Akins K.,
Armstrong J. at al. Space-based Solar Pow-
er: Possible Defense Applications and Op-
portunities for NRL./ NRL/FR/
7650-09-10,179, 101 p.
3. Space-Based Solar Power As an
Opportunity for Strategic Security. Phase
Feasibility Study of Architecture.// Report to
the Director. National Security Space
Office. 10 October 2007.
4. Raykunov G.G., Verlan A.A.,
Melnikov V.M., Pichkhadze К. M., Sysoev
V. K., Kharlov B. N.. The advantages of
space-based solar power laser transmission
channel of energy. The journal "Izvestiya
RAN" Energy No. 5,2012 pp. 38-47.
5. Raykunov G. G., Komkov V. A.,
Melnikov V. M., Harlov B. N. Centrifugal
frameless large space structures.
FIZMATLIT, Moscow, 2009. 447p.
55
6. Sysoev V. К., Pichkhadze К. M.,
Greshilov Р. A., Verlan A.A. Space solar
power: the way of the implementation.
MAI-PRINT, 2013. 160p.
7. Solar pumping of solid state laser
for space mission: a novel approach /
nadia.boetti @polito.it.
8. Melnikov V.M., Bruevich V.V.,
Paraschuk D.Y., Kharlov B.N. Fiber lasers
with solar pumping which is formed by cen-
trifugal forces, as a new direction in devel-
opment of space information and energy
systems. "Cosmonautics and rocket engi-
neering" №6, pp. 104-112.
9. Sysoev V.K., Pichkhadze K.M.,
Arapov E.A., Verlan A.A. "Innovative solu-
tions in space solar energy bring theory to
practice".//Alternative kilowatts. No. 2 (8)
2011.pp..30 - 35.
10. Morgunov Yu.A, Panov D.V.,
Saushkin B.P., Saushkin S.B. Science tech-
nologies engineering production. Moscow.
"Forum", 2013,925 p.
11. Sigov A. S., Matyukhin V. F.
Laser system for wireless transmission of
energy. //Alternative kilowatts, 2012. No. 6.
pp. 21-27.
CENTRIFUGAL FIBER LASERS WITH SOLAR PUMPING FOR SPACE POWER
©2015 V.M. Melnikov, E.P. Morozov, B.N. Harlov
The Central Research Institute of Machine Building, Korolev, Moscow region
The article proves the possibility of creating a new space power systems wireless power transmission based
on centrifugal fiber lasers with solar pumping, which are much better developed in Japan and the USA frame ana-
logs with the micro wave method of energy transfer, and can make Russia the leader of the "cosmic electricity" mar-
ket as an alternative to depreciation or depletion of conventional energy resources. The unique capabilities of laser
systems for wireless transmission of energy open new possibilities for solving a wide range of applications of space
technology.
Keywords: wireless power transmission , centrifugal frameless large space structures, fiber laser, solar
pumping,
"cosmic electricity" market
Информация об авторах:
Мельников Виталий Михайлович, главный научный сотрудник ЦНИИмаш, д.т.н.,
профессор, действительный член Российской Академии Космонавтики
им. К.Э. Циолковского и Международной Академии Информатизации. Тел.8 (916) 625-37-
81, 8(495) 513-47-36, E-mail: melnikov45 @tsniimash.ru.
Морозов Евгений Павлович, начальник отдела ЦНИИмаш .Тел.8(495)513-44-40.
Харлов Борис Николаевич, ведущий научный сотрудник ЦНИИмаш, к.т.н., тел.
8(916) 074-87-73. E-mail: bh0748773@yandex.ru.
Melnikov Vitaly Mikhailovich, chief scientific officer of the TsNIIMash , doctor of tech-
nical sciences, professor, full member of Russian Academy of Cosmonautics К. E. Tsiolkovsky
and the International Academy of Informatization. Tel. 8 (916) 625-37-81, 8(495) 513-47-36,
E-mail: melnikov45 @ tsniimash.ru.
Morozov Evgeny Pavlovich, head of department of the TsNIIMash .Tel.8(495)513-44-40.
Harlov Boris Nikolaevich, leading researcher of the TsNIIMash , Ph. D., Phone: 8(916)
074-87-73. E-mail: bh0748773@yandex.ru.
56
УДК 629.767.78
ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ НАУЧНЫХ ИССЛЕ-
ДОВАНИЙ ПО ГЛАВНОМУ НАПРАВЛЕНИЮ НАУЧНО-ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЙ
ДЕЯТЕЛЬНОСТИ СГАУ «КОСМИЧЕСКОЕ МАШИНОСТРОЕНИЕ»
©2015 А.Н. Кирилин2, Н.Р. Стратилатов2, Е.В. Шахматов ’, В.В. Салмин1, С.И. Ткаченко1,
В.И. Куренков’,О.Л. Старинова1, И.С. Ткаченко1, В.В. Волоцуев1,
К.В. Петрухина1, С.Л. Сафронов1
'Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика
С.П. Королёва (Национальный исследовательский университет), г. Самара
2АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара
В работе приведены основные результаты и перспективы развития научных исследований по главно-
му направлению научно-образовательной деятельности СГАУ «Космическое машиностроение».
Ключевые слова: ракетно-космическая техника, малые космические аппараты, научно-
исследовательская деятельность, перспективы развития
Стратегия развития направления
«Космическое машиностроение» опреде-
ляется Приоритетными направлениями
развития науки, технологий и техники в
Российской Федерации по разделу
«Транспортные и космические системы»,
Перечнем критических технологий РФ
«Технологии создания ракетно-
космической и транспортной техники
нового поколения», Программой повы-
шения конкурентоспособности СГАУ на
2013-2020 гг.
Практическая деятельность осу-
ществляется в рамках стратегических
инициатив «Дорожной карты» СГАУ:
СИ 1. Диверсификация и повыше-
ние международной конкурентоспособ-
ности научно-исследовательской дея-
тельности.
СИ 2. Достижение международной
конкуренции СГАУ в области образова-
тельных продуктов.
СИ 3. Усиление и развитие кадро-
вого потенциала СГАУ.
Структурные подразделения, реали-
зующие задачи направления:
- кафедра космического машино-
строения;
- научно-исследовательский инсти-
тут (НИИ) космического машинострое-
ния;
- НИИ системного проектирования;
- научно-образовательный центр
(НОЦ) «Проектирование малых космиче-
ских аппаратов»;
- НОЦ СГАУ-СамГТУ «Информа-
ционные космические системы»;
молодежный научно-
инновационный центр.
Кадровый состав направления
представлен профессорско-
преподавательским составом СГАУ и
других ВУЗ-ов, специалистами АО «РКЦ
«Прогресс», РАН, в который входит один
член корреспондент РАН, 15 докторов
технических и физико-математических
наук (в т.ч. сотрудников РАН, сотрудни-
ков СамГТУ, ПГУТИ, МАИ-НИИ ПМЭ,
МГУ), 22 кандидата технических наук, 21
молодых научных сотрудников и аспи-
рантов (до 35 лет), в том числе 8 молодых
кандидатов наук, 4 ученых зарубежных
университетов.
В рамках направления проводятся
научно-исследовательские работы поис-
кового и прикладного уровня:
• разработка методов обеспечения
эффективности и надежности перспек-
тивных ракет-носителей сверхтяжелого
класса для осуществления пилотируемых
полетов к Марсу (масса полезной нагруз-
ки (ПН) на орбите Нкр - 125-150 т, масса
марсианского пилотируемого экспедици-
онного комплекса 350-400 т);
• проектирование нового поколения
многоразовых космических буксиров с
57
электроракетными двигателями, солнеч-
ной или ядерной энергоустановкой для
доставки полезных грузов на геостацио-
нарную орбиту (ГСО), полетов к Луне и
Марсу (рис. 1);
Рис. 1 Иллюстрация проектного облика многоразового космического буксира
для доставки полезных грузов к Марсу
• разработка проблемно-
ориентированных компьютерных техно-
логий синтеза проектного облика КА ДЗЗ
с оптико-электронной и радиолокацион-
ной аппаратурой;
• разработка технологии транспор-
тировки, развертывания и управления
космических информационных систем
нового поколения, основанных на разво-
рачиваемых в космосе дифракционных
мембранных оптических элементах
(рис. 2);
Рис. 2 Иллюстрация информационной системы нового поколения, основанной на разворачиваемых в космо-
се дифракционных мембранных оптических элементах
• создание высокотехнологичного
производства маломассогабаритных КА
наблюдения с гиперспектральной аппара-
турой.
Результаты исследований, прово-
димых с высокотехнологичными рос-
сийскими и международными научно-
производственными организациями
• В 2013 году Берлинский техниче-
ский университет (БТУ) стал одним из
соисполнителей СГАУ в выполнении
совместного с АО «РКЦ «Прогресс»
комплексного проекта «Создание высо-
котехнологичного производства мало-
массогабаритных космических аппаратов
наблюдения с использованием гипер-
спектральной аппаратуры в интересах
социально-экономического развития
России и международного сотрудниче-
ства». В 2014-2015 году БТУ выполнял
составную часть проекта «Разработка
проекта оснащения производственно-
испытательного комплекса малых косми-
ческих аппаратов с гиперспектральной
аппаратурой». Целью выполнения работ
являлась разработка проекта оснащения
58
производственно-испытательного ком-
плекса (ПИК) малых космических аппа-
ратов с гиперспектральной аппаратурой
производственно-испытательным обору-
дованием, программным обеспечением и
другими техническими системами, необ-
ходимых для обеспечения разработки,
изготовления, сборки и испытаний мало-
массогабаритных КА массой до 500 кг,
а также разработка инструкций по экс-
плуатации рабочих мест с указанием ква-
лификационных требований к персоналу
ПИК. Проект включал два основных
блока:
1. Разработка проекта оснащения
ПИК системами тестирования электрон-
ных компонентов радиолинии, электро-
магнитной совместимости бортовой
аппаратуры, коммутации и сборки несу-
щих и навесных элементов МКА.
2. Разработка инструкций по
эксплуатации рабочих мест на техноло-
гической линии и квалификационных
требований к инженерно-техническому
составу ПИК.
В 2014 г. закончена реконструкция
высотной зоны корпуса ЭИК-3 (рис.З).
Сформирован ПИК МКА. На площадях
ПИК установлено и функционирует сле-
дующее оборудование: координатно-
измерительная машина ZEISS MMZ G
20/30/20; серво-гидравлическая испыта-
тельная машина SHIMADZU
EHF-EV100kN; вибрационная испыта-
тельная система Data Physics,
LE-2016/DSA10-200K; камера чистого
помещения (класс чистоты 8,5 ИСО по
ГОСТ ИСО 14644-1-2002); контрольно-
проверочная аппаратура системы элек-
тропитания малого космического аппара-
та (рис.4).
Рис. 3 Вид высотной зоны корпуса ЭИК-3 после реконструкции
Рис. 4 Оборудование ПИК
В 2015 году проведена НИР по раз-
работке методики использования испы-
тательного оборудования ПИК в целях
экспериментальной отработки МКА на
этапах статических, динамических,
термовакуумных испытаний. Целью
данной работы явилось повышение
эффективности использования установ-
59
ленного в ПИК высокотехнологичного
испытательного оборудования при про-
ведении экспериментальной отработки
МКА. Научные и экспериментальные
исследования в данной области актуаль-
ны и востребованы не только в России,
но и за рубежом, и имеют хорошие пер-
спективы для поиска финансирования в
форме грантов в рамках крупных меж-
дународных проектов (в том числе
HORIZON 2020), а также дают хорошую
основу для совместных публикаций в
данной области в ведущих зарубежных
высокорейтинговых журналах.
Испытания изделий ракетно-
космической техники являются важным
этапом создания, направленным на под-
тверждение требований технического
задания, а также заложенных принципов
проектирования и конструирования. По-
этому создание методики использования
высокотехнологичного испытательного
оборудования производственно-
испытательного комплекса для экспери-
ментальной отработки малых космиче-
ских аппаратов (МКА) является акту-
альной научно-производственной зада-
чей.
• На кафедре космического маши-
ностроения с 2010 года организован
процесс обучения иностранных студен-
тов из Харбинского политехнического
университета (КНР) по направлению
подготовки бакалавров 160400.62
«Ракетные комплексы и космонавтика».
В рамках выполнения мероприятий по
повышению конкурентоспособности
СГАУ был сформирован международ-
ный (российско-китайский) молодежный
научный коллектив, включивший в свой
состав молодых ученых, аспирантов, ма-
гистрантов и студентов для выполнения
научно-технической работы по теме
«Разработка космических платформ для
проведения длительных научных, техно-
логических и биологических экспери-
ментов с участием молодежного
интернационального коллектива
(Россия, КНР)».
В ходе проводимой НИР выполне-
на оптимизация схемы функционирова-
ния орбитальной группировки системы
наблюдения за потенциально опасными
космическими объектами и получены
эффективные схемы функционирования
орбитальной группировки системы
наблюдения за потенциально опасными
космическими объектами. Работы
проводились при участии приглашенно-
го высококвалифицированного
иностранного специалиста, доцента
кафедры аэрокосмических технологий
Харбинского политехнического универ-
ситета (ХПУ) и двух перспективных
молодых иностранных учащихся - бака-
лавров, обучающихся по программе
двойных дипломов СГАУ-ХПУ.
• Совместная российско-китайская
лаборатория «Космические тросовые си-
стемы» была создана на основании при-
каза «О создании совместной Российско-
Китайской лаборатории «Космические
тросовые системы»» от 12.02.2015г.
№ 49-0.
Цель совместной российско-
китайской лаборатории «Космические
тросовые системы» - развитие сотрудни-
чества между СГАУ и Северо-западным
политехническим университетом
(СЗПУ), развитие научных исследова-
ний, подготовка и переподготовка кад-
ров в области космических тросовых си-
стем.
• Международный проект QB50
нацелен на изучение нижней термосфе-
ры (90-320 км) с использованием груп-
пировки наноспутников стандарта
CubeSat 2U-3U, имеющих идентичное
измерительное оборудование.
В рамках проекта QB50 будут
запущены сразу 50 наноспутников стан-
дарта CubeSat, спроектированные, раз-
работанные и изготовленные различны-
ми университетами и компаниями.
После объявления конкурса на участие в
проекте было подано 82 заявки. На
данный момент в проекте участвуют
26 стран. От России единственный
проект наноспутника СГАУ был отобран
для участия в проекте.
Коллектив СГАУ разрабатывает
оригинальный наноспутник формата
CubeSat 2U с интегрированной научной
полезной нагрузкой FIPEX, блоком
60
обеспечивающих систем и трансформи-
руемой системой аэродинамической
стабилизации наноспутника.
• Проводятся прикладные научные
исследования и экспериментальные раз-
работки, направленные на решение ком-
плексной научно-технологической про-
блемы создания транспортной системы
довыведения для КА связи и телекомму-
никаций на базе платформ нового поко-
ления с электроракетной двигательной
установкой (ЭРДУ) (совместно с
НИИ ПМЭ МАИ, ОАО «ИСС имени
академика М. Ф. Решетнева).
• Развитие высшего учебного заве-
дения требует проведения новых иссле-
дований, совершенствования научно-
образовательного процесса, расширения
экспериментально-технической базы.
Создание на базе СГАУ центра превос-
ходства в области эксплуатации косми-
ческих транспортных и мониторинговых
систем - Центра приема и обработки
информации (ЦПОИ) от группировок
MICA (рис. 5) научного назначения дает
значительные преимущества в деле под-
готовки высококвалифицированных кад-
ров, способных эксплуатировать слож-
ные космические системы.
Рис. 5 Центр приема и обработки информации СГАУ
В основе ЦПОИ заложена давно
зарекомендовавший себя комплекс по
обслуживанию и управлению с Земли
малыми космическими аппаратами ДО-
КА (дистанционное обслуживание кос-
мических аппаратов), разработки
НИЛАКТ ДОСААФ, поддерживающий
связь со спутниками в радиолюбитель-
ских УКВ диапазонах длин волн.
В отличие от существующих на
базе других ВУЗов центров, аналогич-
ных созданному, ЦПОИ в СГАУ облада-
ет следующими свойствами:
- комплекс позволяет проводить
сеансы связи со спутниками серии
«АИСТ», входящими в единственную в
России действующую орбитальную
группировку студенческих МКА
«АИСТ»;
- комплекс позволяет получать и
обрабатывать научную информацию с
нескольких аппаратов серии «АИСТ»,
функционирующих на разных околозем-
ных орбитах (рис. 6), и формировать на
ее основе уникальные модели космиче-
ской среды, проводить важные исследо-
вания:
а) построение ЗП-моделей магнит-
ного поля Земли на орбитах до 600 км;
б) построение пространственных
карты микрометеоритной обстановки на
низких околоземных орбитах;
в) изучение явление Бразильской
магнитной аномалии и его влияние на
космические аппараты;
г) реализация навигационно-
баллистического сопровождения полета
группировки МКА;
д) исследование влияния космиче-
ской радиации на процессы деградации
элементов солнечных батарей на основе
GaAs;
е) исследование процессов ориен-
тации и стабилизации МКА с помощью
магнитометров;
61
- за счет информационной интегра-
ции с аналогичным действующим ком-
плексом ЦПОИ «САМАРА» в АО «РКЦ
«Прогресс» возможно одновременно
проводить операции управления трех
спутников, осуществляя обработку и
оценку результатов их функционирова-
ния более эффективно.
Рис. 6 Группировка малых КА «АИСТ»
Работа центра позволит осуществ-
лять ежегодный прием на стажировки и
обучение 10-15 человек иностранных
магистрантов и студентов (КНР, Индия,
Германия, Франция), ежегодно пред-
ставлять доклады на международных
конференция, публиковаться в междуна-
родных цитируемых журналах.
Наиболее значимые научные
достижения в 2014-2015г.г.
- в 2014 г. сдан в печать учебник
«Основы проектирования ракет-
носителей» (2-е издание) для студентов,
обучающихся по специальности
«Проектирование, производство и
эксплуатация ракет и ракетно-
космических комплексов». Авторы:
Кирилин А.Н., Ахметов Р.Н.,
Куренков В.И.
- в 2014 г. научная школа «Опти-
мизация космических перелетов с малой
тягой: механика полета, управление
движением, проектирование КА с ЭР-
ДУ» (руководитель Салмин В.В.) стала
победителем конкурса на право получе-
ния гранта Президента Российской Фе-
дерации по государственной поддержке
ведущих научных школ.
- в 2015 г. в издательстве Европей-
ской Академии Естественных Наук
(Германия) опубликована монография
«Solution methods for variational problems
of low thrust space flight mechanics» авто-
ров: Салмина B.B., Ишкова C.A.,
Стариновой О.Л.
- в 2014 г. исследования, проводи-
мые в рамках направления «Космиче-
ское машиностроение», получили под-
держку Российского фонда фундамен-
тальных исследований (2 гранта) и Рос-
сийского научного фонда (2 проекта).
- за 2014 - 2015 г.г. - повышение
публикационной активности. За указан-
ный период опубликовано 50 статей,
представленных в базах данных Scopus и
Web of Science (для сравнения 2013г. -
5 статей);
62
- в 2014 г. молодыми учеными
защищены 4 кандидатские диссертации.
Подготовка кадров
Особое место занимают вопросы
подготовки специалистов для ракетно-
космической отрасли, способных ориен-
тироваться в вопросах информационной
поддержки этапа проектирования изде-
лий и систем РКТ, а также владеть
основными методами и инструментами
проектирования. Поэтому создание
новых информационных технологий и
учебно-методических разработок для
продвижения новых технологий являет-
ся актуальным, необходимым и одним из
важных направлений научно-
исследовательской деятельности.
Завершающий этап обучения сту-
дентов включает производственные
практики на предприятиях и космодро-
ме, в ходе которых проводится изучение
производства, стартового, монтажно-
испытательного, заправочного комплек-
сов с присутствием студентов на запус-
ках ракет-носителей. Накопленный опыт
позволил сформировать практико-
ориентированную образовательную
программу «Обеспечение полёта».
Перспективы развития направ-
ления связаны с:
• развитием сотрудничества с
ведущими мировыми научно-
образовательными центрами, проведе-
ние совместных исследований;
• развитием сотрудничества с
ведущими высокотехнологичными рос-
сийскими и международными научно-
производственными организациями,
проведение совместных исследований;
• привлечением к исследованием и
образовательному процессу ведущих
иностранных ученых;
• повышением академической
мобильности научно-педагогических
работников, аспирантов, магистрантов и
студентов;
• разработкой новых магистерских
и аспирантских образовательных
программ и спецкурсов лекций;
• повышением публикационной
активности, публикация результатов
исследований в журналах, входящих в
базы Web of Science и Scopus;
• увеличение количества иностран-
ных студентов и аспирантов;
• повышением эффективности
защит кандидатских и докторских
диссертаций, ориентация на получение
степени PhD;
• реализацией научно-
образовательного проекта «Космическая
научная лаборатория»;
• вводом в эксплуатацию производ-
ственно-испытательного комплекса
(ПИК) малых космических аппаратов и
осуществление практической подготовки
на базе ПИК высококвалифицированных
специалистов;
• проведением научных исследова-
ний в центре приема и обработки ин-
формации.
Разработка современных и конку-
рентоспособных изделий ракетно-
космической техники требует проведе-
ние научно-исследовательских работ по
разработке новых методов, алгоритмов и
программного обеспечения, предназна-
ченных для использования на всех
этапах жизненного цикла, начиная от
этапа предэскизных проработок и закан-
чивая созданием виртуальных моделей
ракет-носителей и космических аппара-
тов.
Перспективные (2015-2018г.г.)
проекты, в которых участвуют молодые
кандидаты наук, аспиранты, магистран-
ты и студенты:
• разработка методов обеспечения
эффективности и надежности перспек-
тивных ракет-носителей сверхтяжелого
класса для осуществления пилотируе-
мых полетов к Марсу;
• проектирование нового поколения
многоразовых космических буксиров;
• разработка космических инфор-
мационных систем нового поколения;
•разработка проектов многофунк-
циональных МКА дистанционного
зондирования Земли с комплексом
инфракрасной, радиолокационной и
оптико-электронной гиперспектральной
аппаратурами (АИСТ-2ДМ) с увеличен-
ным сроком активного функционирова-
63
ния за счет применения корректирую-
щей ЭРДУ;
•разработка технологий создания
размерно-стабильных конструкций КА
дистанционного зондирования Земли с
радиолокационной и оптико-
электронной гиперспектральной аппара-
турой;
•разработка компьютерных техно-
логий проектирования, конструирования
и наземно-экспериментальной отработки
КА ДЗЗ с увеличенным сроком функци-
онирования;
• разработка проекта двухступенча-
тых блоков выведения, включающих
химический разгонный блок и электро-
ракетный транспортный модуль, с целью
доставки тяжёлых полезных нагрузок на
геостационарную орбиту PH среднего
класса семейства «Союз-2»;
• разработка проекта системы
маневрирующих МКА для наблюдения
за потенциально опасными астероидами;
• разработка проекта MICA
носителя семейства наноспутников
научного назначения для проведения
экспериментов в условиях низкого
уровня микрогравитации;
• разработка проекта гипернизко-
орбитального космического аппарата,
предназначенного для дистанционного
зондирования Земли с высот менее 200
км и построения высокоточной модели
гравитационного поля;
• разработка проекта МКА с
солнечным парусом для отработки пер-
спективных технологий создания тонко-
плёночных космических двигательных
систем;
• разработка проекта марсианского
экспедиционного комплекса на базе
ядерной электроракетной энергодвига-
тельной установки;
•разработка проекта группировки
МКА для решения задач ДЗЗ на основе
технологий передачи потокового видео-
изображения в режиме реального
времени.
MAIN RESULTS AND PROSPECTS OF RESEARCH ON THE MAIN
DIRECTION OF SCIENTIFIC AND EDUCATIONAL ACTIVITIES OF SSAU
"SPACE ENGINEERING"
©2015 A. N. Kirilin2, N.R. Stratilatov2, E.V.Shakhmatov1, V.V. Salmin1, S.L Tkachenko1,
V.L Kurenkov1, O.L. Starinova1, LS. Tkachenko1, V.V. Volotsuev1, K.V. Petrukhina1,
S.L. Safronov1
Samara State Aerospace University (National Research University), Samara
2JSC «SRC «Progress», Samara
The work summarizes the main results and prospects of research on the main direction of scientific and edu-
cational activities of SSAU "Space engineering".
Keywords: rocket and space technology, small satellites, research, development prospects
Информация об авторах:
Кирилин Александр Николаевич, д.т.н., профессор, генеральный директор
АО «РКЦ «Прогресс», 443 009, Россия, Самара, ул. Земеца, 18, 955-13-61,
mail@samspace.ru.
Область научных интересов: методы проектирования и конструирования изделий
ракетно-космической техники; методы штамповки и мехобработки при создании изде-
лий ракетно-космической техники.
Стратилатов Николай Ремирович, к.т.н., главный конструктор - начальник отде-
ления 1100 АО «РКЦ «Прогресс», 443 009, Россия, Самара, ул. Земеца, 18, 955-13-61,
mail@samspace.ru.
64
Область научных интересов: методы проектирования и конструирования изделий
ракетно-космической техники; космические тросовые системы (динамика).
Шахматов Евгений Владимирович, д.т.н., профессор, ректор СГАУ,
shakhm@ssau.ru.
Область научных интересов: авиационные и ракетные двигатели, энергетические
установки, виброакустика, динамика и прочность систем.
Салмин Вадим Викторович, д.т.н., профессор, директор НИИ космического ма-
шиностроения СГАУ, 443 086, Россия, г.Самара, Московское шоссе, 34, 334-86-80,
sputnik@ssau.ru.
Область научных интересов: оптимизация космических перелетов с двигателями
малой тяги (механика полета, управление движением, проектирование КА с ЭРДУ).
Ткаченко Сергей Иванович, д.т.н., профессор кафедры космического машино-
строения СГАУ, 443 086, Россия, г.Самара, Московское шоссе, 34, 267-46-88,
sputnik@ssau.ru.
Область научных интересов: методы экспериментальной отработки изделий ракет-
но-космической техники.
Куренков Владимир Иванович, д.т.н., профессор кафедры космического маши-
ностроения СГАУ, 443 086, Россия, г.Самара, Московское шоссе, 34, 267-46-89,
kvi48@mail.ru.
Область научных интересов: методы проектирования и конструирования изделий
ракетно-космической техники.
Старинова Ольга Леонардовна, д.т.н., профессор кафедры космического маши-
ностроения СГАУ, 443 086, Россия, г.Самара, Московское шоссе, 34, 267-46-89,
solleo@mail.ru.
Область научных интересов: межпланетные перелёты с использованием двигателей
большой и малой тяги (механика полета, управление движением).
Ткаченко Иван Сергеевич, к.т.н., ассистент кафедры космического машиностро-
ения СГАУ, 443 086, Россия, г.Самара, Московское шоссе, 34, 267-48-41,
innovatore @ mail .ru.
Область научных интересов: системный анализ эффективности средств орбиталь-
ной инспекции на базе маневрирующих МКА.
Волоцуев Владимир Валериевич, к.т.н., доцент кафедры космического машино-
строения СГАУ, 443 086, Россия, г.Самара, Московское шоссе, 34, 267-46-92,
volotsuev@mail.ru.
Область научных интересов: анализ эффективности применения двигателей малой
тяги на низкоорбитальных КА.
Петрухина Ксения Вячеславовна, к.т.н., ассистент кафедры космического маши-
ностроения СГАУ, 443 086, Россия, г.Самара, Московское шоссе, 34, 267-46-92,
kseniya 10.05@mail.ru.
Область научных интересов: межорбитальные перелёты с использованием двигате-
лей большой и малой тяги.
Сафронов Сергей Львович, к.т.н., ассистент кафедры космического машиностро-
ения СГАУ, 443 086, Россия, г.Самара, Московское шоссе, 34, 267-46-88,
saf kos@mail.ru.
Область научных интересов: методы проектирования и конструирования изделий
ракетно-космической техники.
Kirilin Alexandr Nikolaevich, professor, doctor of technical sciences, General Director
of JSC «SRC «Progress», 443 009, Russia, Samara, Zemetsa str., 18, 955-13-61,
mail@samspace.ru.
Area of research: methods of design and construction of space-rocketry technics;
methods of forging and machining in the creation of space-rocketry technics.
65
Stratilatov Nikolay Remirovich, candidat of technical sciences, chief designer - head
of Department 1100 of JSC «SRC «Progress», 443 009, Russia, Samara, Zemetsa str., 18,955-
13-61, mail @ samspace.ru.
Area of research: methods of space-rocketry technics designing; space tether systems
(dynamics).
Shakhmatov Evgenii Vladimirovich, Sc.D, professor, rector of SSAU, shakhm@ssau.ru.
Area of scientific interests: aviation and rocket engines and power plants, vibroacoustics,
dynamics and durability of systems, csdb @ samspace.ru
Salmin Vadim Viktorovich, professor, doctor of technical sciences, Deputy head of
Department of space engineering of SSAU, 443 086, Russia, Samara, Moscow highway, 34,
334-86-80, sputnik@ssau.ru.
Area of research: optimization of space flights with low-thrust engines (mechanics of
flight, traffic management, design of SC with electric propulsion engines).
Tkachenko Sergei Ivanovich, professor, doctor of technical sciences, professor of
Department of space engineering of SSAU, 443 086, Russia, Samara, Moscow highway, 34,
267-46-88, sputnik@ssau.ru.
Area of research: methods of experimental development of space-rocketry technics.
Kurenkov Vladimir Ivanovich, professor, doctor of technical sciences, professor of
Department of space engineering of SSAU, 443 086, Russia, Samara, Moscow highway, 34,
267-46-89, kvi48@mail.ru.
Area of research: methods of design and construction of space-rocketry technics.
Starinova Olga Leonardovna, professor, doctor of technical sciences, professor of
Department of space engineering of SSAU, 443 086, Russia, Samara, Moscow highway, 34,
267-46-89, solleo@mail.ru.
Area of research: interplanetary flights using big engines and low-thrust (flight mechan-
ics, motion control).
Tkachenko Ivan Sergeevich, candidat of technical sciences, assistant of Department of
space engineering of SSAU, 443 086, Russia, Samara, Moscow highway, 34, 267-48-41,
innovatore@mail.ru.
Area of research: systematic analysis of the effectiveness of orbital inspection on the
basis of maneuvering SSC.
Volotsuev Vladimir Valerievich, candidat of technical sciences, associate Professor of
Department of space engineering of SSAU, 443 086, Russia, Samara, Moscow highway, 34,
267-46-92, volotsuev@mail.ru.
Area of research: analysis of the effectiveness of the use of thrusters for low earth orbit
SC.
Petrukhina Ksenia Viacheslavovna, candidat of technical sciences, assistant of
Department of space engineering of SSAU, 443 086, Russia, Samara, Moscow highway, 34,
267-46-92, kseniya 10.05@mail.ru.
Area of research: inter-orbital flights using the big engines and low-thrust.
Safronov Sergei Lvovich, candidat of technical sciences, assistant of Department of
space engineering of SSAU, 443 086, Russia, Samara, Moscow highway, 34, 267-46-88,
saf kos@mail.ru.
Area of research: methods of design and construction of space-rocketry technics.
66
IV Всероссийская научно-техническая конференция
«Актуальные проблемы ракетно-космической техники»
(IV Козловские чтения)
Секция 1: Проектирование и производство ракет-
носителей и космических летательных
аппаратов, космические исследования и
проекты
67
УДК 629.78
СЕМЕЙСТВО МОДУЛЬНЫХ РАКЕТ СВЕРХЛЕГКОГО КЛАССА «ТАЙМЫР»
С ДИАПАЗОНОМ ПОЛЕЗНЫХ НАГРУЗОК
ОТ 13 КГ ДО 140 КГ НА НОО
©2015 А.М. Ильин, А.В. Суворов
Общество с ограниченной ответственностью «Лин Индастриал», г. Москва
Проектирование линейки PH сверхлёгкого класса. Носители будут иметь рыночное преимущество за
счёт комплекса технологических решений, таких как: инновационная система управления, композитные ба-
ки и малонапряжённые ракетные двигатели на нетоксичном топливе, которые позволят существенно сни-
зить стоимость запуска и занять нишу носителей для вывода на орбиту спутников, а также суборбитальных
запусков.
Ключевые слова: Сверхлегкая ракета, наноспутник, микроспутник, перекись водорода, частная кос-
монавтика, малые космические аппараты
Необходимость создания сверх-
легкой ракеты.
Последнее десятилетие наблюдает-
ся тенденция к переходу от тяжелых
спутников массой несколько тонн к аппа-
ратам микро- и наноклассов. Развитие
микро- (100-500 кг), мини- (10-100кг) и
наноспутниковых (1-10 кг) платформ
наблюдаются по всему миру. В создании
аппаратов подобных классов участвуют
как частные и государственные компа-
нии, так и учебные заведения.
Российские частные фирмы
«Даурия» и «Спутнике» также создают
микро- и наноспутники. «Спутнике» за-
пустил первый российский частный
спутник «Таблетсат-Аврора» (26 кг),
«Даурия» запустила два аппарата серии
Perseus-M (по 5 кг) и один DX-1 (27 кг).
ОАО «Российские космические системы»
для отработки технологий запустила
ТНС-0 № 1 (5 кг).
Не отстают и вузы. Академия Мо-
жайского запустила несколько спутни-
ков. Например, последний «Можаец-5»
весил 73 кг. МГУ запустило «Татьяну-1»
(32 кг) и «Татьяну-2» (90 кг), Уфимский
государственный авиационный техниче-
ский университет — УГАТУ-САТ (40 кг).
МАИ запустило спутники МАК-1 и
МАК-2 (по 20 кг), а также вместе с
ЮЗГУ участвовало в создании аппаратов
серии «Радиоскаф» (до 100 кг).
Скорее всего, количество создавае-
мых в России нано- и микроспутников
продолжит расти с ускорением. Помимо
продолжающихся работ в вузах (очеред-
ные «Радиоскафы», «Бауманец-2» и т.д.)
вот некоторые проекты частных компа-
ний:
— научный эксперимент «Кластер-
Т» для регистрации гамма-всплесков
космического и земного происхождения
(«Даурия» + ИКИ РАН) — 3-4 микро-
спутника;
— микроспутниковая группировка
мониторинга чрезвычайных ситуаций
(«Спутнике» и «Сканэкс» для МЧС РФ)
— 18 микроспутников;
— всепланетный дешевый интернет
Yaliny — 135 микроспутников + 9 ре-
зервных.
Россия двигается в русле общеми-
ровых тенденций.
Например, на следующих графиках
показано, как растет количество малых
спутников в разных массовых сегментах.
68
250
0
cCV G^ СУ5 G^ с$Ь "О' 'О' 'С5 *Ф 'Ф *Л *S>
# # # # # # # # # # # # г° # г° # г°
График 1. Количество запущенных в космос космических аппаратов массой до 500 кг, штук
(исторические данные и прогноз) Источник: O2Consulting
2000 2001 2002 2003 2004 2005 2006 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 2014
График 2. Количество запущенных в космос спутников-кубсатов (1-10 кг), штук. Источник:
Saint Louis University
69
При этом и в России, и в мире пол-
ностью отсутствуют сверхлегкие ракеты
под такие спутники. Грузоподъемность
ракет легкого класса («Союз-2-1 в», «Ро-
кот» и т.д.) и тем более средних и тяже-
лых ракет избыточна для выведения на
орбиту единичных микро- и наноспутни-
ков. Так, самая легкая из действующих
ракет сегодня — Pegasus, которая выво-
приводит к тому, что сроки запуска по-
путных нагрузок срываются. Соблюдение
графика выведения особенно критично
при развертывании орбитальных группи-
ровок, состоящих из нескольких аппара-
тов. Например, срыв графика по запуску
технологических малых космических ап-
паратов приводит к прямым финансовым
потерям, так как задержка в проверке
технологий тормозит создание коммерче-
ских аппаратов на ее базе.
Еще одно неудобство — при попут-
ном пуске орбиту выбирает не заказчик, а
владелец основного груза. Некоторым
аппаратам орбита критически важна. Так,
для фотосъемки Земли обычно выбирают
солнечно-синхронную орбиту (ССО). В
2013 году на ССО не было ни одного за-
пуска, так что попутно туда улететь было
просто невозможно.
И, наконец, третье ограничение по-
путных и кластерных пусков — нельзя
применять высокоэнергетические
устройства. Поэтому спутник не сможет
использовать химические ракетные дви-
гатели любого вида, пиросредства (из-за
этого, например, ограничена возмож-
ность разворачивания больших по разме-
ру конструкций, низкочастотных антенн)
и баллоны высокого давления.
Все эти проблемы можно решить,
создав ракету специально для запусков
нано- (1-10 кг) и микроспутников (10-100
кг)
Конструкция PH «Таймыр»
Мы предлагаем создать ракету, а
точнее целое семейство модульных ракет
сверхлегкого класса «Таймыр» с диапа-
зоном полезных нагрузок от 13 кг до 140
кг на низкой околоземной орбите.
Они дадут возможность заказчикам
оперативно запускать их микро- и нано-
дит 443 кг на низкую околоземную орби-
ту. Поэтому малые космические аппара-
ты запускают на этих ракетах совместно
с большими (попутный запуск) или круп-
ными партиями (кластерный пуск).
При попутном запуске часто возни-
кает ситуация, когда задержка с создани-
ем основной полезной нагрузки
спутники (в срок до 2 месяцев — против
9 месяцев у ближайшего конкурента) на
любую низкую околоземную (в т.ч. по-
лярную) или солнечно-синхронную орби-
ту без ограничений на конструкцию
спутника.
Система подачи топлива — вытес-
нительная баллонная система, что позво-
ляет предельно упростить конструкцию
ракеты и ее пневмогидравлическую схе-
му, отказаться от сравнительно дорогого
турбонасосного агрегата (ТНА), увели-
чить надежность и снизить стоимость
разработки. К сожалению вытеснитель-
ная система подачи утяжеляет конструк-
цию. Частично эту проблему удается ре-
шить использованием композитных ма-
териалов вместо металлических сплавов.
В ракете будут использоваться пе-
редовые в технологическом плане компо-
зитные материалы — углепластик, угле-
род-углеродный композит, органопла-
стик. Управление — с помощью газовых
сопел и решетчатых воздушных рулей,
без использования качания основной ка-
меры, что также упрощает и удешевляет
проект.
Предполагается использовать мало-
габаритную систему управления соб-
ственной разработки на базе MEMS-
датчиков угловых скоростей и микро-
контроллеров с ядром ARM. Она сможет
обеспечить необходимую точность выве-
дения ракеты с использованием только
коммерчески доступной и недорогой
электроники.
В качестве горючего используется
керосин, а окислителя — концентриро-
ванная перекись водорода (концентрация
85%).
Одна из причин отказа от криоген-
ных топливных компонентов - использо-
вание композитных баков (вызванное
70
применением вытеснительной системы
подачи). Создание композитных баков
выдерживающих сверхнизкие температу-
ры вызывает значительные проблемы.
Кроме того выкипание криогенных ком-
понентов потребует на ракете введения
специальных мер.
У топливной пары перекись - керо-
син максимальная плотность среди всех
топливных пар. Это уменьшает размер
баков - при использовании вытеснитель-
ной подачи это очень важно.
Данному топливу не нужно обору-
дование, выдерживающее сверхнизкие
температуры (как при заправке жидким
кислородом, например), и оно не ядовито
(в отличие от азотной кислоты, тетраок-
сида азота и несиметричного диметил-
гидразина).
В основе проекта — оптимизация
по критерию стоимости разработки и со-
здания, а также по стоимости пуска и
окупаемости ракеты-носителя, а не по
увеличению доли полезной нагрузки, как
это традиционно было принято в отрасли.
Конкуренты
Сейчас есть возможность запуск
малые космические аппараты попутными
и кластерными пусками. Их характери-
стики приведены в табл. 1.
Табл. 1. Характеристики малые космические аппараты.
Ракета (страна) Цена за 1 кг, $ тыс. Топливо Полезная нагрузка, кг
«Рокот» (РФ) 8,7-17,4 Несимметричный диметилгидразин + тетраоксид азота. 2300
«Союз-2-1 в» (РФ) 13,6 Керосин + жидкий кислород 2800
«Днепр» (РФ + Украина) 8,1 Несимметричный диметилгидразин + тетраоксид азота 3700
Minotaur I (США) 25,9 Смесевое твердое топливо 580
Minotaur-C (США) 26,5 Смесевое твердое топливо 1320
Minotaur IV (США) 28,8 Смесевое твердое топливо 1735
Epsilon (Япония) 41,7 Смесевое твердое топливо 1200
Vega (ЕС) 28 Смесевое твердое топливо, несим- метричный диметилгидразин + тет- раоксид азота 1500
Long March 2D (КНР) 7,1 Несимметричный диметилгидразин + тетраоксид азота 3500
Long March 2С (КНР) 6,5 Несимметричный диметилгидразин + тетраоксид азота 3850
Pegasus (США) 41 Смесевое твердое топливо 443
Falcon 9 (США) 4,7 Керосин + жидкий кислород 13150
Цвета: криогенное топливо, экологически опасное топливо. Источники: сообщения СМИ,
сайты производителей PH и пусковых операторов
71
Отдельной строкой надо отметить
такого конкурента как компания
Nanoracks. Она запускает спутники с
Международной космической станции
(МКС) с помощью специального пуско-
вого устройства. Спутники доставляются
на МКС грузовыми кораблями вместе с
водой и питанием для космонавтов. Цена
за 1 кг для американских коммерческих
превышает их возможности, что они
собираются устанавливать на МКС еще
одно пусковое устройство.
Секрет Nanoracks в оперативности
— срок от передачи спутника до его за-
пуска составляет около 9 месяцев, что
очень быстро по меркам космической от-
расли.
Поэтому компания, которая сможет
обеспечить лучшую оперативность за-
пуска с помощью сверхлегкой ракеты
заказчиков — $60 тыс, то есть очень
высока. Орбита запуска совпадает с
орбитой МКС, что далеко не всегда
удобно. Казалось бы, Nanoracks должна
разориться. На самом же деле, примерно
за 1,5 года фирма запустила 61 кубсат.
Спрос настолько превышает их возмож-
ности, что они собираются устанавливать
на МКС еще одно пусковое устройство,
(например, «Таймыр» — до 2 месяцев),
может рассчитывать на то, что заказчики
будут покупать у нее пуски по цене не
меньшей, чем у Nanoracks. Многие биз-
несмены на Западе считают сверхлегкие
ракеты перспективным бизнесом и разра-
батывают их, но пока ни одна введена в
строй. В табл. 2 приведено сравнение
«Таймыра» с потенциальными конкурен-
тами.
Табл. 2. Конкуренты на рынке сверхлегких PH. Источник: сайты компаний
Ракета (компания) Цена за 1 кг, $ тыс. Топливо Полезная нагрузка, кг
«Таймыр» (Lin Industrial) 40-60 Керосин + перекись водорода 13-140
Launcher One (Virgin Galactic) 83,3 Нет данных 120
Neptune (Interorbital Systems) 4-12,5 Спирт + азотная кислота 30-1000
Electron (Rocket Lab) 49 Керосин + жидкий кислород 100
Firefly a (FireFly Space Systems) 22,5 Метан + жидкий кислород 400
Цвета: криогенное топливо, экологически опасное топливо
Техническое описание ракеты
Мы собираемся создать линейку
ракет с различной грузоподъемностью —
от 13 до 140 кг. Различные модификации
ракеты собираются из стандартных бло-
ков. Таких деталей четыре — два унифи-
цированных ракетных блока (УРБ-1 и
УРБ-2), а также еще два собственных
блока, которые могут использоваться в
качестве второй (Б-2) и третьей ступени
(Б-3).
Основные ракеты линейки:
•«Таймыр-1Б» — трехступенчатая
ракета с одним УРБ-1 на первой ступени
(на УРБ-1 установлен один двигатель
тягой 3,5 тонны). В качестве второй и
третьей ступени — Б-2 и Б-3. Стартовая
масса — 2575 кг, полезная нагрузка на
низкую околоземную орбиту — 13 кг.
• «Таймыр-5» — трехступенчатая
ракета из пяти блоков УРБ-1, четыре из
которых на первой ступени и один на
второй ступени (в модификации с высот-
ным соплом), и УРБ-2 в качестве третьей
ступени. Стартовая масса — 11200 кг,
72
полезная нагрузка на низкую околозем-
ную орбиту — 100 кг.
• «Таймыр-7» — трехступенчатая
ракета из блоков УРБ-1 (6 на первой и 1
на второй ступени) и УРБ-2 в качестве
третьей ступени. Стартовая масса —
15600 кг, полезная нагрузка на низкую
околоземную орбиту — 140 кг, полезная
нагрузка на солнечно-синхронную
орбиту — 95 кг.
УРБ-1 состоит из промежуточного
отсека, приборного отсека, бака с газом
наддува, межбакового отсека с блоком
рулевых сопел на газе наддува, бака
окислителя, межбакового отсека, бака
горючего и хвостового отсека с марше-
вым двигателем и решетчатыми аэроди-
намическими рулями. Бак для газа надду-
ва, баки горючего и окислителя выполне-
ны методом намотки из композиционных
материалов.
Управление полетом PH, при ис-
пользовании модуля в качестве первой
ступени, осуществляется на начальном
этапе с помощью газовых сопел, далее,
при достижении необходимого скорост-
ного напора — с помощью решетчатых
рулей, затем, по необходимости, снова с
помощью газовых сопел. В случае ис-
пользования модуля в качестве второй
ступени на нем устанавливается вариант
маршевого двигателя с высотным
соплом, и в качестве органов управления
используются только рулевые сопла на
газе наддува.
УРБ-2 включает себя приборный
отсек, баллон с газом наддува, бак окис-
лителя, бак горючего, рулевые сопла на
газе наддува и маршевый двигатель
меньшей тяги. Аналогичную конструк-
цию имеют блоки Б-2 и Б-3.
История проекта и текущее со-
стояние
Компания Lin Industrial приступила
к разработке легкой ракеты «Адлер» в
начале 2014 года. Весной того же года
после встреч с потенциальными инвесто-
рами и экспертами, которые признали
проект слишком дорогим для маленького
стартапа, и с российскими разработчика-
ми нано- и микроспутников, которые
выразили потребность в российском Nano
Launch Vehicle, началась разработка
сверхлегкого «Таймыра», которая в об-
щих чертах была закончена осенью.
Зимой этим проектом заинтересовались
венчурные инвесторы, которые предоста-
вили финансирование для дальнейших
разработок. В апреле 2015 года проект
одобрили эксперты космического класте-
ра «Сколково».
По состоянию на июнь 2015 года
совместно с МАИ идет разработка и под-
готовка к испытаниям прототипа жид-
костного ракетного двигателя. Изготав-
ливается двигатель в инжиниринговом
центра «Арт-Мех». Создана первая вер-
сия аванпроекта космического носителя,
идет доработка. Заключены договоры о
сотрудничестве с российскими произво-
дителями спутников «Спутнике» и
Quazar Space — эти компании выразили
заинтересованность в том, чтобы их
аппараты полетели на «Таймыре».
Ведется разработка системы управ-
ления, изготовлен её прототип.
Первые стендовые испытания дви-
гателя, а также испытания прототипа си-
стемы управления в полете запланирова-
ны на 2015 год. В августе проект будет
представлен на авиасалоне МАКС.
Дорожная карта по разработке
семейства ракет
1. «Таймыр орбитальный прото-
тип» — двухступенчатая космическая
ракета. Первая ступень — стандартный
УРБ-1, вторая ступень — минимально
необходимой размерности для выхода в
космос с ЖРД. Полезная нагрузка на низ-
кой околоземной орбите — около 4кг,
стартовая масса — 2345 кг. На первой
ступени — 9 двигателей с тягой 400 кг,
на второй ступени — один с тягой 100 кг.
2. «Таймыр-1 А» — трехступенча-
тая ракета. Первая ступень — УРБ-1 с 9
двигателями тягой по 400 кг. Стартовая
масса — 2583 кг, полезная нагрузка —
11 кг.
3. «Таймыр-1 Б» — трехступенчатая
ракета. Первая ступень — УРБ-1 с одним
ЖРД на 3,5 тонны тяги. Стартовая масса
— 2575 кг, полезная нагрузка — 13 кг.
73
4. «Таймыр-5» — трехступенчатая
ракета из блоков УРБ-1 (4 на первой и 1
на второй ступени) и одного УРБ-2.
Стартовая масса — 11200 кг, полезная
нагрузка —100 кг.
5. «Таймыр-7» — трехступенчатая
ракета из блоков УРБ-1 (6 на первой и 1
на второй ступени) и одного УРБ-2.
Стартовая масса — 15600 кг. Полезная
нагрузка на низкую околоземную орбиту
— 140 кг. ПН на солнечно-синхронную
орбиту — 95 кг.
Первый космический пуск планиру-
ется на I квартал 2020 года («Таймыр ор-
битальный прототип»).
Библиографический список:
1. Грабин Б.В., Давыдов О.И.,
Основы конструирования ракет-
носителей космических аппаратов-
Москва: Ордена Трудового Красного
Знамени издательство «Машинострое-
ние», 1991.-416 с.
2. Кобелев В.Н., Милованов А.Г.
Средства выведения космических аппа-
ратов; - Москва: Издательство
«РЕСТАРТ», 2009 - 525 с.
3. Балабух Л.И., Алфутов Н.А.,
Усюкин В.И. Строительная механика ра-
кет; - Москва: Изд-во «Высшая школа»,
1984.-391 с.
References:
1. Grabin В.V., Davydov O.I. General
course of space launch vehicle design; —
Moscow: ‘Mashinostroenie’ publishing
house, 1991.-416 p.
2. Kobelev V.N., Milovanov A.G.
Space launch vehicles; — Moscow: Restart
publishing house, 2009 — 525 p.
3. Balabuh L.I., Alfutov N.A.,
Usyukin V.I. Structural mechanics of rock-
ets; — Moscow: ‘Higher School’ Publishing
house, 1984 — 391 p.
MODULAR ULTRA-LIGHT ROCKET FAMILY ‘TAYMYR’ FOR 13-140 KG PAY-
LOAD RANGE TO LOW-EARTH ORBIT
©2015 A.M. Ilin1, A.V. Suvorov1
1 Lin Industrial LLC
Modular space launcher family is suited for nano-to-micro payloads range. It will provide operationally re-
sponsive spacelift and lower-cost space launch due to ecofriendly non-cryogenic fuel components reduce operation-
al costs, simple and relatively low-cost pressure-fed fuel system and proprietary innovative vehicle guidance system.
Key words: Ultra-light rocket, nanosatellite, microsatellite, private spaceflight, hydrogen peroxide, small
satellites
Информация об авторах:
Ильин Александр Михайлович, генеральный конструктор ООО «Лин Индастри-
ал», 115035 Россия, Москва, ул. Садовническая, д. 76/71, стр. 1, т. 8-495-220-99-32,
mail@spacelin.ru.
Область научных интересов: сверхлегкие ракеты-носители.
Суворов Андрей Михайлович, главный конструктор систем управления ООО
«Лин Индастриал», 115035 Россия, Москва, ул. Садовническая, д. 76/71, стр. 1,
т. 8-495-220-99-32, mail@spacelin.ru.
Область научных интересов: системы управления PH.
Ilin Aleksandr Mikhaylovich, Lin Industrial CEO, 115035, Russia, Moscow, Sadovnich-
eskaya, 76/71, str. 1, tel. 8-495-220-99-32, mail@spacelin.ru.
Area of research: ultra-light space launchers.
Suvorov Andrey Valerievich, Lead engineer for rocket guidance systems, 115035,
Russia, Moscow, Sadovnicheskaya, 76/71, str. 1, tel. 8-495-220-99-32, mail@spacelin.ru.
Area of research: space launcher guidance systems.
74
УДК 629.76
ТЕХНОЛОГИИ СНИЖЕНИЯ ТЕХНОГЕННОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ
ПУСКОВ РАКЕТ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ НА
ОКРУЖАЮЩУЮ СРЕДУ
©2015 Я.Т. Шатров1, Д.А. Баранов2, В.И. Трушляков3
'Центральный научно-исследовательский институт машиностроения, г. Королёв
2 АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара
3 Омский государственный технический университет, г. Омск
Приведены технологии снижения техногенного воздействия пусков ракет космического назначения
(РКН) на окружающую среду на основе снижения площадей районов падения отработанных ступеней (ОС)
путём их управляемого спуска с орбит и траекторий выведения, сжигания в атмосфере створок головного
обтекателя (СГО) и хвостового отсека (ХО). Управляемый спуск ОС осуществляется за счёт активной бор-
товой системы спуска, использующей невыработанные остатки жидкого топлива в баках. Сжигание СГО,
ХО основано на введение в состав их конструкций пиротехнических составов.
Ключевые слова: ракета, снижение, техногенное воздействие, газификация, спуск, пиротехнический
состав
В основу приводимых ниже техно-
логий снижения техногенного воздей-
ствия пусков РКН на окружающую среду
положены основные концепции сниже-
ния техногенного воздействия пусков
РКН, основанные на:
- прекращение поступления в низ-
коорбитальное околоземное космическое
пространство отработанных орбитальных
ступеней РКН после выполнения ими
своей миссии путём их оперативного и
управляемого спуска в заданные районы
падения на поверхности Земли [1];
- сокращение количества и площа-
дей районов падения ОС при их спуске с
траекторий выведения [2] за счёт их
управляемого спуска;
- обеспечение сжигания или мелко-
дисперсного диспергирования отделяю-
щихся частей (СГО, ГО) при их полёте на
траектории спуска до высот 5 км за счёт
добавления в состав конструкций СГО,
ХО пиротехнических смесей [3].
Реализация первых двух направле-
ний основывается на использовании
энергетических ресурсов, находящихся в
невырабатываемых остатках компонен-
тов жидкого ракетного топлива в баках
ОС. Технология извлечения этих ресур-
сов базируется на основе подачи в
топливные баки горячих газов (теплоно-
сителей) и последующее использование
продуктов газификации из каждого бака
(испарившийся компонент топлива + газ
наддува + теплоноситель) в газореактив-
ной системе утилизации (сброс без хими-
ческого взаимодействия или с химиче-
ским взаимодействием, т.е. сжигание в
камере газового ракетного двигателя).
Системы газификации остатков
жидких компонентов топлива с необхо-
димыми запасами газогенерирующих со-
ставов, система утилизации и система
управления составляют активную борто-
вую систему (АБСС) спуска ОС. По
предварительным оценкам масса АБСС
может составлять до 3 -5 % от массы
конструкции «сухой» ОС, при этом масса
АБСС для нижних ОС меньше, чем масса
АБСС орбитальных ОС. Это отличие
обусловлено тем, что для нижних ступе-
ней АБСС решает задачи ориентации и
стабилизации ОС и в какой-то мере сме-
щение координат точки падения ОС. Для
ОС орбитальных ступеней дополнитель-
но возникает задача реализации манёвра
перехода с орбиты выведения на орбиту
спуска и + задачи, решаемые для нижних
ступеней.
Наличие АБСС позволяет обеспе-
чить не только решение приведённых
выше задач по снижению техногенного
75
воздействия пусков РКН, но в ряде
случаев позволяет повысить (до 5 - 7%)
массу выводимой полезной нагрузки за
счёт снятия ограничений по районам па-
дения ОС.
Управляемый спуск нижних ОС с
использованием АБСС позволяет обеспе-
чить точность привода ОС в район паде-
ния с площадью не более 0,5 - 1,0 кв. км
с практически полной выработкой остат-
ков топлива.
С другой стороны, наличие СГО,
ХО требуют выделения значительных
районов падения, превышающих в не-
сколько раз существующие площади для
районов падения ОС. Поэтому встаёт во-
прос о разработки технологий по карди-
нальному решению проблемы районов
ХО, СГО. В качестве решения указанной
проблемы предлагается рассмотрение
возможности их сжигание за счёт подачи
дополнительного тепла и использования
кислорода воздуха [3].
Предварительные оценки по реали-
зации процесса сжигания СГО, ХО, изго-
товленных из сплава АМг, с использова-
нием кислорода атмосферы показывают
возможность подвода необходимого ко-
личества теплоты для начала процесса
горения СГО, ХО путём использования
пиротехнических составов массой до 5 -
6% от массы сжигаемого тела (СГО, ХО).
В качестве пиротехнических составов
рассматривались существующие и вы-
пускаемые отечественной промышленно-
стью составы, в частности, КСЮз+Mg,
| КСЮз +А1, КС1О4 +Ti, КС1О4 +А1, Fe2O31
так и смеси двух порошков металлов
(63% Al+Ti) [3]. Исходя из условия ис-
пользования кислорода атмосферы фор-
мируется схема применения пиротехни-
ческих составов, а именно, на нисходя-
щей части траектории спуска в слоях ат-
мосферы с достаточным содержанием
кислорода.
Предлагаемые технологии сниже-
ния техногенного воздействия пусков
РКН с маршевыми ЖРД основаны на
едином методическом подходе - подаче
необходимого количества теплоты для
обеспечения фазового перехода веще-
ства: испарение жидких остатков топлива
в баках ОС и горение СГО, ХО с исполь-
зованием кислорода атмосферы. В обеих
случая необходимо дополнительное
использование высокоэнергетических
материалов, в первом случае - газогене-
рирующие составы, а во втором - пиро-
технические.
Проведённые исследования по раз-
работке предлагаемых технологий пока-
зывают реальную возможность суще-
ственного снижения техногенного воз-
действия пусков РКН с маршевыми ЖРД
в части прекращения поступления круп-
ногабаритного космического мусора в
низкоорбитальное околоземное космиче-
ское пространство в виде отработанных
орбитальных ступеней РКН и кардиналь-
ного сокращения районов падения на по-
верхности Земли.
Для оценки конечных массовых и
финансовых затрат на реализацию пред-
лагаемых технологий необходимо прове-
дение дополнительных исследований, ко-
торые предлагается провести на базе мо-
дификации РКН «Союз-2.1.в» в рамках
ОКР федеральной космической програм-
мы 2016 - 2025.
Библиографический список:
1. Шатров Я.Т., Баранов Д.А.,
Трушляков В.И., Куденцов В.Ю. Опреде-
ление направлений разработки методов,
технических решений и средств сниже-
ния техногенного воздействия на окру-
жающую среду для реализации на борту
космических средств выведения/ Вестник
Самарского аэрокосмического универси-
тета- №1 (25), 2011, с. 38-49.
2. Макаров Ю.Н., Шатров Я.Т.,
Баранов Д.А., Трушляков В.И. Разработ-
ка активной бортовой системы спуска
верхних ступеней ракеты космического
назначения с маршевым ЖРД на кисло-
роде-керосине. Сравнительный анализ с
существующими системами спуска
ступеней РКН/ Труды 64-го Междуна-
родного астронавтического конгресса.
Пекин, 23 - 28 сентября 2013 г. IAC-13.
А6.4.10.
3. Trushlyakov V., Lempert D., Zarko
V. The use of thermite-incendiary composi-
tions for burning of fairing of space launch
76
vehicle И Использование термитно-
зажигательных смесей для сжигания
обтекателей ракет космического назначе-
ния. 18th International Seminar “New
Trends in Research of Energetic Materials.
2015. v.2. pp. 901-904. Pardubice, Czech
Republic, April 15 - 17, 2015
References:
1. Shatrov Ya., Baranov D.,
Trushlyakov V., Kudentsov V. Identification
of the development of methods, technical
solutions and technology to reduce the an-
thropogenic impact on the environment for
the implementation of on-board space
launch vehicles / Bulletin of the Samara
Aerospace University - №1 (25), 2011, p.
38-49.
2. Trushlyakov V., Makarov Yu.,
Shatrov Ya., Baranov D. Development of an
autonomous onboard deorbiting system of
SLV upper stages with LPE on oxygen- ker-
osene. Benchmark analysis with existing
systems of the deorbiting of the upper stag-
es/ Proceedings of the 64th International Astro-
nautical Congress. Beijing, 23 - 28 September
2013 IAC-13. A6.4.10.
3. Trushlyakov V., Lempert D., Zarko
V. The use of thermite-incendiary composi-
tions for burning of fairing of space launch
vehicle // 18th International Seminar “New
Trends in Research of Energetic Materials.
2015. v.2, pp. 901-904. Pardubice, Czech
Rpublic, April 15-17,2015
TECHNOLOGY OF REDUCE OF TECHNOGENIC IMPACT OF SPACE LAUNCH
VEHICLE ON ENVIRONMENT
©2015 Ya.T. Shatrov1, D.A. Baranov2, V.I. Trushlyakov3
Central Research Institute of Machine Building, Korolev
2JSC «SRC «Progress», Samara
3Omsk State Technical University, Omsk
The technology of reducing the impact of space launch vehicle on the environment through reducing the size
of the area fall spent stages (SS), controlled deorbit and launching trajectories, burning in the atmosphere wings
fairing and the tail section. Controlled deorbit SS carried by active onboard deorbit system using unused remnants
of the liquid propellants in the tanks. Burning wings fairing and the tail section based on the injection of the pyro-
technic compositions of their construction.
Keywords: SLV, reduction, technogenic impact, gasification, descent, pyrotechnic composition
Информация об авторах:
Шатров Яков Тимофеевич, д.т.н., начальник отдела ЦНИИмаш, 141070, Россия,
г. Королёв, Пионерская 4, т. 5134960, ecologrcd@tsniimash.ru.
Область научных интересов: снижение техногенного воздействия пусков ракет
космического назначения (РКН) на окружающую среду.
Баранов Дмитрий Александрович, заместитель генерального конструктора, глав-
ный конструктор по средствам выведения АО РКЦ «Прогресс», 443009, Россия, г. Самара,
ул. Земеца, 18
Область научных интересов: проектирование, конструирование и эксплуатация РКН.
Трушляков Валерий Иванович, д.т.н., проф., профессор кафедры Авиа-и ракето-
строения Омского государственного технического университета, 644050, Россия, г.Омск,
пр. Мира, 11.
Область научных интересов: теория и методы проектирования ракетных средств вы-
ведения.
77
Shatrov Yakov Timofeevich, head of the Department of TsNIImash, 141070, Russia,
Korolev, Pioneer st. 4, 5134960, ecologrcd@tsniimash.ru.
Area of research: reduction of anthropogenic impact launches space launch vehicle (SLV)
on the environment.
Baranov Dmitriy Alexandrovich, deputy general designer, chief designer of launch vehi-
cles of JSC «SRC «Progress», 443009, Russia, Samara, Zemetsa st. 18.
Area of research: design, construction and exploitation SLV.
Trushlyakov Valeriy Ivanovich, professor, doctor of technical sciences, professor of
chair of Avia & rocketbuilding, OmSTU, 644050, Russia, Omsk, Mira pr.,11.
Area of research: theory and methods of design of SLV.
78
УДК 551.466
ЗАДАЧИ ФУНДАМЕНТАЛЬНОЙ НАУКИ В РАЗВИТИИ ОБОРОННОГО
СЕКТОРА РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ
©2015 В.Ю. Корчак, С.В. Куприянов, Г.И. Леонович
Секция прикладных проблем при Президиуме РАН
На примере Секции прикладных проблем при Президиуме РАН показаны организация и сопровожде-
ние фундаментальных исследований в интересах воздушно-космической обороны.
Ключевые слова: фундаментальная наука,
космическая оборона.
Потенциал фундаментальной науки
выявляется и практически реализуется
посредством организации и проведения
ориентированных фундаментальных,
прогнозных и поисковых исследований
(ФППИ), предшествующих начальным
стадиям жизненного цикла технических
средств и технологий - прикладным
научно-исследовательским и опытно-
конструкторским работам (далее - при-
кладные НИОКР). В сфере ФППИ конку-
рируют научные школы и генерируемые
ими новые научные проекты - инициати-
Секция прикладных проблем, космонавтика, воздушно-
вы «снизу-вверх» - со сравнительно
высоким риском отрицательного резуль-
тата, требующие квалифицированной
экспертной оценки государством и биз-
несом и особого внимания к возможности
получения прорывных (революционных)
результатов. Соотношение количества
ФППИ, прикладных НИОКР и полно-
масштабных разработок, заканчиваю-
щихся созданием финального продукта
составляет по мировому опыту ориенти-
ровочно 100:10:1 (рис. 1).
Рис. 1. Этапы реализации результатов фундаментальных исследований
Роль космического сегмента науки
и технологий является ведущей и опреде-
ляющей прогресс во всех сферах челове-
космонавтике вносят и будут вносить
представители естественнонаучных спе-
ческой деятельности. Необходимо
учитывать, что весомый вклад в развитие
шестого технологического уклада в
циальностей академических институтов и
университетов, активно сотрудничающие
79
с ВПК. Следует отметить, что ведущие
предприятия отечественной промышлен-
ности, одним из которых в Поволжском
регионе является АО "РКЦ "Прогресс",
начали в последние годы быстро реаги-
ровать на вызовы времени и проявлять
интерес как к отечественным, так и к
мировым достижениям в области
прикладной науки и новых прорывных
технологий.
Ключевыми факторами шестого
уклада принято выделять от пяти до два-
дцати наиболее перспективных прорыв-
ных технологий начала XXI века, среди
которых неизменно присутствуют
направления, относящиеся к космиче-
скому сектору:
- компьютерно-управляемые про-
цессы производства и функционирования
ракетно-космической техники на всех
этапах жизненного цикла;
- микроминиатюризация и мульти-
функционализация информационно-
коммуникационных, сенсорных и испол-
нительных устройств с высокой степенью
точности;
- автономные интеллектуальные
модули и космические аппараты (КА), в
том числе мультиагентные системы;
- альтернативные и комбинирован-
ные источники энергии, способы ее вы-
сокоэффективной транспортировки,
энергосбережение, соблюдение экологи-
ческих норм;
- биотехнологические разработки в
интересах пилотируемой космонавтики;
- нанотехнологии широкого спек-
тра применения.
В последние десятилетия бурно
развиваются методы и средства решения
оборонных задач из космоса. Это задачи
наземного, воздушного, подводного и
надводного наблюдения, целеуказания,
навигации и связи, оценки гидрометеооб-
становки. Цель развития отечественных
фундаментальных космических исследо-
ваний - выход российской науки на
ведущие позиции в ключевых направле-
ниях наук о космосе, а в долгосрочной
перспективе - завоевание и удержание
позиций одного из мировых лидеров в
основных научных дисциплинах о космо-
се [1]. В нашей стране исторически
сложилось так, что показатели ФППИ и
обеспечиваемых ими разработок новей-
ших техник и технологий во многом
определяют перспективы и направления
реализации военно-технической полити-
ки государства, в том числе, в области
оборонного сектора российской космо-
навтики. Именно результаты ФППИ
создают научный задел, являющийся
основой прироста военно-технического
потенциала государства, и позволяют не
допустить критического отставания
России в области создания перспектив-
ных образцов вооружения и военной тех-
ники (ВВТ) для воздушно-космической
обороны (ВКО). Научный задел в свою
очередь является фундаментом для
проведения прикладных научных иссле-
дований и технологических разработок
по широкому спектру научно-
технических направлений, а впослед-
ствии и опытно-конструкторских работ
по созданию образцов ВВТ ВКО и их
составных частей [2].
В настоящее время Секция при-
кладных проблем при Президиуме РАН
является основным связующим звеном
между Минобороны России, Российской
академией наук и организациями Высшей
школы. На нее возложено решение
широкого круга задач: мониторинг
результатов фундаментальных исследо-
ваний, проводимых в стране; выявление
важнейших научно-технических и техно-
логических достижений с целью их
использования в интересах разработки
перспективных образцов вооружения и
военной техники, поиска новых форм и
способов вооруженной борьбы; форми-
рование предложений в проекты госу-
дарственной программы вооружения и
государственного оборонного заказа в
части фундаментальных, прогнозных и
поисковых исследований; разработка
долгосрочных прогнозов развития прио-
ритетных направлений науки в интересах
обороны страны; обоснование приори-
тетных направлений ФППИ в интересах
обороны страны и безопасности государ-
ства [2, 3].
80
Последние две задачи выделяются
особенно, поскольку документы, разраба-
тываемые в ходе их решения, входят в
состав единой системы исходных данных
для программно-целевого обеспечения
реализации военно-технической полити-
ки Российской Федерации, представляю-
щей собой взаимоувязанный информаци-
онный массив исходных данных, необхо-
димый и достаточный для проработки
перспектив развития системы вооруже-
ния РФ (в том числе ВВТ ВКО) на пред-
стоящий программный период. Научное
прогнозирование является основным
средством научно-обоснованного управ-
ления развитием науки и техники.
Прогнозирование на долгосрочную пер-
спективу достижимых результатов науч-
ных исследований и технологических
разработок базируется на комплексном
анализе ресурсных возможностей и огра-
ничений (финансовых, материальных,
сырьевых, производственно-технологи-
ческих, кадровых и др.) Это позволяет
определять возможные мировые техноло-
гические прорывы; прогнозировать по-
тенциальные технологические угрозы от-
ставания России от ведущих стран; опре-
делять приоритетные направления разви-
тия науки, технологий и техники; форми-
ровать перечни базовых (критических)
технологий федерального и отраслевого
уровня в интересах обороны и обеспече-
ния безопасности страны, международ-
ного научно-технического и военно-
технического сотрудничества.
В 2013-2015 г.г. Российской акаде-
мией наук при участии Секции приклад-
ных проблем разработан прогноз, кото-
рый позволил оценить потенциал отече-
ственной науки по недопущению крити-
ческих уровней технологического отста-
вания от ведущих стран мира и возмож-
ности парирования возникающих угроз
безопасности, выявить возможность
получения новых научных достижений и
технических решений, направленных на
создание перспективных образцов ВВТ, а
также определить приоритетные направ-
ления развития фундаментальной и при-
кладной науки в интересах обороны
страны и безопасности государства. К
числу приоритетных направлений ФППИ
в интересах обороны и безопасности Рос-
сийской Федерации относятся все крити-
ческие военные технологии [2]. В испол-
нении данного документа на предстоя-
щий программный период самое актив-
ное участие приняли институты РАН,
ВУЗы, научно-исследовательские орга-
низации промышленности и Миноборо-
ны (в том числе ВКО).
Необходимо отметить, что у Секции
сложились плодотворные творческие
контакты с научными школами и пред-
приятиями оборонно-промышленного
кластера Самарского региона, в том чис-
ле связанными с ВКО [4]. Поволжским
отделением Секции, созданным в 1994 г.,
в регионе ведется непрерывный монито-
ринг научных достижений, выявляются и
выдвигаются на конкурс ФППИ перспек-
тивные и прорывные темы исследований,
проводящихся в ИСОИ РАН, СФ ФИАН,
ИПУСС РАН, СГАУ, СамГУ, СамГТУ,
ПГУТИ и в других НИУ региона. За это
время организован и сопровожден ряд
НИР ("Идафис», «Плеск», «Разведение -
М», «Эстафета -Ф» и мн. др.), результаты
которых впоследствии внедрены в ОКР,
выполненных для АО "РКЦ "Прогресс"
по заказам организаций МО РФ и Феде-
рального космического агентства. В
частности, получили дальнейшее разви-
тие математические модели, алгоритмы и
программные комплексы управления
маршрутами космической съемки с учетом
рельефа поверхности Земли. Существен-
ные результаты получены в разработке
теории расчета высоконагруженных
узлов трения, в создании высокоточных
оптико-электронных систем, ракетных
двигателей малой тяги, адаптивных
систем управления ракетами-носителями
и многое другое.
На сегодняшний день перед косми-
ческой отраслью возникают новые вызо-
вы оборонного и экономического харак-
тера, которые наряду с решением ранее
поставленных задач требуют от фунда-
ментальной науки поиска и активизации
катализаторов ускоренного развития
таких направлений, которые позволят в
кратчайшие сроки решить проблему
81
импортозамещения в особо важных узлах
и агрегатах космической техники и аппа-
ратуры с последующим переходом на
практически полную отечественную эле-
ментную базу. И здесь как никогда важна
та закрепленная высочайшими достиже-
ниями тесная связь между наукой, про-
мышленностью и обороной, которая
всегда была, есть и будет неотъемлемым
принципом развития отечественной кос-
монавтики.
Библиографический список:
1. Путин В.В. Основы государ-
ственной политики Российской Федера-
ции в области космической деятельности
на период до 2030 года и дальнейшую
перспективу, -http://rekod.ru/press/osnov-
GP-1RKD/?PRINT=Y
2. Буренок В.М., Ивлев А.А.,
Корчак В.Ю. Развитие военных техноло-
гий XXI века: проблемы, планирование,
реализация. Тверь: Издательство
ООО «КУПОЛ», 2009. - 624 с.
3. Козланжи В.Г., Корчак В.Ю.,
Лапшов В.С. Влияние технологического
совершенствования вооружения и воен-
ной техники на формы и способы воору-
женной борьбы. / Вестник академии
военных наук, № 1, 2011.
4. Корчак В.Ю., Леонович Г.И.,
Тужиков Е.З. Концепция регионального
инновационного научно-промышленного
кластера по производству унифици-
рованных базовых модулей и
комплексированию разнопрофильных
автономных мобильных платформ/
Стратегическая стабильность, № 3, 2013.
References:
1. Putin V.V. Principles of State
Policy of the Russian Federation in the field
of space activities for the period until 2030
and beyond, -http: //rekod.ru/press/osnov-
GP-IRKD/? PRINT = Y
2. Burenok V.M., Ivlev A.A.,
Korczak V.Y. Development of military
technologies of the XXI century: problems,
planning, implementation. Tver: Izd Ltd.
"dome", 2009. - 624 p.
3. Kozlanzhi VG, Korczak VY,
noodles VS The impact of technological
improvements in weapons and military
equipment to the forms and methods of war-
fare. / Bulletin of the Academy of Military
Sciences, № 1, 2011.
4. Korchak V., Leonovich G., Tuzhi-
kov E. The concept of the regional innova-
tive scientific and industrial cluster on pro-
duction of the unified basic modules and
equipment of diversified autonomous mobile
platforms./ Strategic stability, № 3, 2013.
PROBLEMS OF FUNDAMENTAL SCIENCE IN THE DEVELOPMENT OF
DEFENSE SECTOR RUSSIAN COSMONAUTICS
©2015 V.Y. Korczak, S.V. Kupriyanov, G.I. Leonovich
Section of Applied Problems of the Presidium of the Russian Academy of Sciences.
The formation of the organization and support of fundamental research in the interests of the aerospace de-
fense by example Section of Applied Problems of the Presidium of the Russian Academy of Sciences
Key words: fundamental science, Section of Applied Problems RAS, aerospace defense.
82
Информация об авторах:
Корчак Владимир Юрьевич, д.э.н., профессор, Председатель Секции прикладных
проблем при Президиуме РАН, 119333, г. Москва, ул. Губкина, 3, т. (495) 135-02-09,
lak2004@yandex.ru.
Область научных интересов: целевое планирование Вооруженных сил.
Куприянов Сергей Васильевич, к.ф.-м.н., доцент, Главный научный сотрудник
Секции прикладных проблем при Президиуме РАН, 119333, г. Москва, ул. Губкина, 3,
т. (495) 135-72-41, svk321 @vandex.ru.
Область научных интересов: целевое планирование Вооруженных сил.
Леонович Георгий Иванович, д.т.н., профессор, начальник Поволжского отделения
Секции прикладных проблем при Президиуме РАН, 443001, г. Самара, пер. Студенческий,
ЗА, (846) 334-48-10, leogil@mail.ru.
Область научных интересов: целевое планирование Вооруженных сил.
Authors:
Korczak Vladimir Yuryevich, doctor of economics, professor, Chairman of the Section
of Applied Problems of the Presidium RAS, 119333, Moscow, st. Gubkin, 3, tel.:
(495) 135-02-09. lak2004@yandex.ru.
Research interests: target planning of the Armed Forces.
Kupriyanov Sergey Vasilievich, candidate of physical and mathematical sciences, associ-
ate professor, chief scientific officer of the Section of Applied Problems of the Presidium RAS,
119333, Moscow, st. Gubkin, 3, tel.: (495) 135-72-41, svk321 @vandex.ru.
Research interests: target planning of the Armed Forces.
Leonovich Georgy Ivanovich, doctor of technical sciences, professor, head of the Volga
Department Section of Applied Problems of the Presidium RAS, 443001, Samara, trans.
Studenchesky, ЗА, (846) 334-48-10, leogil@mail.ru.
Research interests: target planning of the Armed Forces.
83
УДК 531.3
МЕТОДИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ РАЗРАБОТКИ ПРОБЛЕМНО-
ОРИЕНТИРОВАННОЙ СИСТЕМЫ ВЫБОРА ОСНОВНЫХ ПРОЕКТНЫХ
ПАРАМЕТРОВ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
© 2015 Стратилатов Н.Р.1, Куренков В. И.2, Кучеров А.С.2, Якищик А.А.2
'АО «РКЦ «Прогресс»
2 Самарский государственный аэрокосмический университет
имени академика С. П.Королёва (национальный исследовательский университет)
Изложены методические основы разработки автоматизированной системы, позволяющей в интерак-
тивном режиме изменять постановки проектных задач, проводить уточнения проектных параметров и опе-
ративно получать необходимые результаты для формирования проектного облика космических аппаратов
дистанционного зондирования Земли. Приведены иллюстрирующие примеры.
Космический аппарат, постановки проектных задач, заимствуемые элементы, входные и выходные
параметры, многовариантность, формализация, автоматизация проектирования, проблемно-
ориентированная система, теория графов.
В процессе начального этапа проек-
тирования космических аппаратов (КА)
дистанционного зондирования Земли
(ДЗЗ) возникает множество вопросов,
связанных с уточнением и увязкой про-
ектных параметров, которые должны
обеспечивать выполнение основных це-
левых задач КА. Это связано с изменени-
ем характеристик каких-либо элементов
бортовых систем применительно к проек-
тируемому КА, с необходимостью разра-
ботки новых элементов или использова-
нию заимствованных, возвратов к преж-
ним проектным решениям и др.
Проектные характеристики различ-
ных составных частей КА, как правило,
связаны между собой множеством урав-
нений различного типа в явной и неявной
форме, в виде алгоритмов и др. При тра-
диционном подходе делается постановка
задачи проектирования (что дано и что
определить), пишется соответствующий
алгоритм решения и разрабатывается
программное обеспечение. Однако, при
изменении постановок задач (например,
принято решение об использовании на
проектируемом КА солнечной батареи с
другого типа КА), алгоритм решения за-
дачи и программное обеспечение должны
меняться, что требует дополнительных
затрат.
В данной статье показана возмож-
ность автоматизированной постановки и
решения проектных задач по выбору
основных проектных характеристик КА
ДЗЗ. Одним из перспективных путей
решения подобного рода задач является
разработка специального инструмента-
рия, называемой проблемно-
ориентированной системой (ПОС) авто-
матизированного проектирования. Изло-
жение материала сопровождается про-
стыми примерами.
К числу преимуществ такой систе-
мы относятся:
реализация автоматической
проверки корректности, разрешимости
рассматриваемой проектной задачи и
нахождения последовательности её
решения;
обеспечение согласования
(«увязки») массогабаритных, энергетиче-
ских, ресурсных, и других характеристик
целевой аппаратуры, бортовых обеспечи-
вающих систем и КА в целом без прове-
дения множества итераций;
- возможность получения значений
массогабаритных, инерционных, энерге-
тических и других проектных параметров
КА, обеспечивающих получение задан-
ных целевых характеристик, т.е. оптими-
зации основных проектных характери-
стик КА в неявной форме;
обеспечение многовариантной
постановки и решения задач проектиро-
84
вания на заданном множестве парамет-
ров;
- возможность использования в
процессе проектирования КА заимствуе-
мых систем и элементов, т.е. реализации
методов синтеза на основе улучшения
характеристик прототипов и на основе
использования готовых платформ с уста-
новкой целевой аппаратуры;
- осуществление связи ПОС с
системами твердотельного моделирова-
ния и специализированными программа-
ми, моделирующими процесс
функционирования КА. Это позволяет
выполнять автоматизированное
формирование проектного облика КА, а
также оценку различных характеристик
КА, таких как периодичность, оператив-
ность и т.п.
Процесс постановки и решения за-
дачи в ПОС автоматизированного проек-
тирования включает следующие этапы:
1) задание параметров, характери-
зующих объект проектирования, и зави-
симостей между ними;
2) постановка проектной задачи;
3) проверка корректности задачи;
4) определение для каждой пере-
менной уравнения, из которого она мо-
жет быть найдена;
5) разбиение математической моде-
ли на отдельные частные модели;
6) поиск последовательности реше-
ния задачи;
7) получение численных значений
выходных параметров.
Реализацию этапов будем иллю-
стрировать простейшими примерами.
1.Задание параметров, характери-
зующих объект проектирования, и за-
висимостей между ними.
При этом могут рассматриваться
различные проектные задачи, определён-
ные на одном и том же множестве основ-
ных параметров, характеризующих лета-
тельный аппарат КА, но различающиеся
своей постановкой. В качестве примера
рассмотрим следующие две альтернатив-
ные задачи.
Задача 1. Определить параметры
комплексной двигательной установки
(КДУ), предназначенной для придания
заданной полезной нагрузке необходимой
характеристической скорости.
Задача 2. Определить массу полез-
ной нагрузки, которой с помощью суще-
ствующей КДУ может быть сообщена
необходимая характеристическая
скорость.
Обе рассматриваемые задачи харак-
теризуются единым множеством пара-
метров:
тклу ~ масса КДУ, заправленной
компонентами топлива;
nij. - масса топлива, заправленного
в КДУ;
тк - масса конструкции КДУ;
- стартовая масса КА;
тпи - масса полезной нагрузки (за
нее принят КА без КДУ);
- удельный импульс топлива и
двигателя;
5 - конструктивная характеристика
КДУ (рассматриваемой как ракетный
блок);
Vx - потребная характеристическая
скорость для проведения манёвров;
z - число Циолковского;
р - отношение стартовой массы КА
к массе полезной нагрузки.
Параметры являются элементами
множества
U :U = {т0,тпи,игь,тТ,тк,ДУ,w,z,s,р}
Зависимости, связывающие указан-
ные параметры, для последующей фор-
мализации постановки задачи в терминах
ПОС, обозначим буквами vc числовыми
индексами:
(аП
v, : z = ехр - ;
w J
5-1
v2-p = z—;
s-z
V3-mKA =тпнР',
У4:тКДУ=тК/1-т1111; (•)
5-1
v5:mr=-------т
s
vb-mK=mKjiy~mT
85
Указанные зависимости в теории
проблемно-ориентированных систем
принято называть отношениями. В дан-
ном случае имеется множество отноше-
ний V = {v,,z = 1,б}
Совокупность множеств U и V
образует математическую модель КДУ.
Связь между элементами модели показа-
на на схеме, приведенной на рис. 1.
Под вершины нижнего ряда схемы
приведены соответствующие им зависи-
мости (1).
z = ехр (Kr/Лд) р = z (2 -1)/ (s - z) ткл- тпнр
ткду - ткл - тпн тт ~ ткду (-S -1) / s тк - ткду - т?
Рис. 1. Схема связей между параметрами и отношениями математической модели
2. Постановка проектной задачи.
Постановка задачи осуществляется
путём выделения из множества парамет-
ров U подмножества входных парамет-
ров Uex (заданных величин) и множества
выходных параметров Ueblx (искомых
величин).
В задаче 1 даны: - масса
полезной нагрузки; Ууд - удельный
импульс топлива и двигателя; 5 - кон-
структивная характеристика КДУ; Vx-
потребная характеристическая скорость
для проведения манёвров.
Необходимо определить: /иаду -
массу заправленной КДУ; тг - массу
топлива, заправленного в КДУ; шк- мас-
су конструкции КДУ; тКА - стартовую
массу КА.
Таким образом,
U ex = Jуд’ } ’
^вЫх={'«едУ’/иг»^,^}-
В задаче 2 даны значения таду, тг,
тк, Vx, Jyff; необходимо определить
значения tnK/i, mm, s.
Следовательно, здесь
Uвх = {тКДУ ’ тТ > тК ’ ’ ^УД } ’
ивЫх={тКА^ПН^}.
3. Проверка корректности задачи.
Как известно [1], задача поставлена
корректно, если число уравнений в
составленной математической модели не
превышает числа переменных.
Входные параметры являются кон-
стантами, и после подстановки их значе-
ний в уравнения математической модели
в этих уравнениях останутся только обо-
значения параметров-переменных
(выходных параметров и результатов
промежуточных вычислений). Поэтому
удаление из модели обозначений вход-
ных параметров позволяет проверить её
корректность.
На рис. 2 и 3 приведены схемы свя-
зей между переменными и отношениями
моделей для задачи 1 и задачи 2. Они
получены из схемы, представленной на
рис. 1, в результате исключения из неё
вершин, соответствующих входным
параметрам. Для задачи 2 исключена
также вершина v6, соответствующая
шестому уравнению, которое при данной
постановке задачи превратилось в тожде-
ство. Заливкой на рис. 2 и 3 выделены
выходные параметры.
86
Рис. 2. Схема связей между переменными и отношениями для задачи 1
z = exp (Ух/Jy^) p=z(s-V)/(s- z)
гпка = тпнр
тпкду — Мкл - тпн тт ~ ткду ($ -1) / 5
Рис. 3. Схема связей между переменными и отношениями для задачи 2
Можно видеть, что для обеих рас-
сматриваемых задач число переменных
равно числу отношений (1), следователь-
но, задачи поставлены корректно.
4. Определение для каждой пере-
менной уравнения, из которого она
может быть найдена.
Каждая переменная, используемая в
задаче, может фигурировать в нескольких
уравнениях. Но, при данном наборе ис-
ходных данных, найдена она может быть
только из одного уравнения или системы
уравнений. В корректной задаче суще-
ствует хотя бы один полный набор пар
типа «уравнение-переменная», ставящий
в соответствие каждой переменной урав-
нение (систему уравнений), из которых
она может быть выражена [1].
Указанный набор пар для задачи 1
приведен на рис. 3, где утолщёнными ли-
ниями показаны связи в каждой паре.
Рис.4. Набор пар «уравнение-переменная» для задачи 1
При этом в задаче 1 существует
только один вариант полного набора; при
любом другом варианте получаются не-
используемые уравнения и переменные,
не связанные ни с одним из уравнений.
Так, для варианта, приведенного на
рис. 5, переменная тк не связана ни с
одним из уравнений модели и не может
быть найдена, а первое из уравнений не
связано ни с одной переменой, т.е. не
87
определено, какая переменная из него
может быть получена.
Рис.5. Некорректный набор пар «уравнение-переменная» для задачи 1
Для задачи 2 существуют два вари-
наборов пар «уравнение-
переменная», представленные
и 7.
на рис. 6
анта полных
Рис.6. Набор пар «уравнение-переменная» для задачи 1 (вариант 1)
Можно видеть, что пары z------>ц,
р----->t>2 и 5--->v5 определены одно-
значно, но пары -------------->v3 и
ры --------->vA и тпн----->t>3 ; при этом
набор пар по-прежнему останется пол-
ным.
Рис.7. Набор пар «уравнение-переменная» для задачи 1 (вариант 2)
88
На практике поиск полного набора
пар осуществляется с помощью методов
теории графов, рассмотренных ниже.
5. Разбиение математической мо-
дели на отдельные частные модели.
Математическая модель объекта
проектирования может включать десятки
и сотни уравнений, поэтому для решения
проектной задачи необходимо опреде-
лить, какие из уравнений, входящих в ма-
тематическую модель (общую систему
уравнений), образуют подсистемы урав-
нений и, следовательно, должны решать-
ся совместно, а какие являются отдель-
ными уравнениями.
Выделить подсистемы уравнений
можно, сравнив все возможные варианты
полных наборов пар «уравнение-
переменная». Подсистемы образуются
теми подгруппами пар, в которых связи
между уравнениями и переменными от
набора к набору изменяются.
В задаче 1, для которой существует
единственный полный набор пар, все
уравнения являются независимыми, что
касается задачи 2, то в ней имеется под-
система уравнений, которая на рис. 8 вы-
делена прямоугольником.
Рис.8. Подсистема уравнений в задаче 2
6. Поиск последовательности
решения задачи.
После разделения математической
модели на подсистемы уравнений и неза-
висимые уравнения необходимо опреде-
лить последовательность их решения.
Будем обобщенно называть каждую под-
систему или одиночное уравнение бло-
ком; уравнения, образующие каждый та-
кой блок, решаются независимо от дру-
гих. Задача данного этапа состоит в том,
чтобы упорядочить набор выделенных
блоков таким образом, чтобы, переходя
последовательно от одного из них к дру-
гому, можно было найти решение для
каждого блока.
Последовательности решения задач
1 и 2 приведены на рис. 9 и 10 соответ-
ственно, где каждый блок выделен пря-
моугольником. Стрелка, исходящая из
вершины, соответствующей каждому
уравнению, обозначен тот факт, что при
решении данного уравнения будет полу-
чено значение переменной, в которую эта
стрелка входит. Стрелка же, исходящая
из вершины соответствующей той или
иной переменной, показано, что найден-
ное значение этой переменной использу-
ется в уравнении, в вершину которого
стрелка входит.
89
Рис.9. Последовательность решения задачи 1
Рис. 10. Последовательность решения задачи 2
Можно видеть, что для первой
задачи уравнения должны решаться
последовательно, в порядке их записи в
системе (1). Для решения же второй зада-
чи вначале решаются первое и пятое
уравнения, полученные значения пере-
менных z и s подставляются во второе
уравнение, а затем решается система,
состоящая из третьего и четвертого урав-
нений, для чего используется найденное
значение р .
Для поиска полного набора пар
также эффективно использование
методов теории графов.
7. Получение численных значе-
ний выходных параметров.
Данный этап реализуется с помо-
щью численных методов решения урав-
нений.
Описанная выше методика разра-
ботки ПОС автоматизированного проек-
тирования может быть реализована с
использованием методов теории мно-
жеств и теории графов [1,2], что позволя-
ет в дальнейшем автоматизировать
процесс решения проектных задач.
Рассмотрим методы теории графов,
используемые для решения задачи, со
ссылкой на описанные этапы решения.
Построение двудольного графа
(этап 3). В терминах теории графов,
схема связей между параметрами и
отношениями математической модели
объекта проектирования, приведенная на
рис. 1, представляет собой двудольный
граф G = (J7, И, Е). Множество рёбер Е
этого графа обладает тем свойством, что
одна из вершин каждого ребра принад-
лежит множеству U (далее - м-вершина),
а другая - множеству V (v-вершина).
После удаления из графа G вершин,
соответствующих входным параметрам, в
нём остаются остаются только и-
вершины, принадлежащие подмножеству
U' = U\Uex, и v-вершины, принадлежа-
щие подмножеству V'={ v: U(v) с U'},
где U(у)- множество переменных, свя-
занных отношением v, а также соответ-
90
ствующие ребра Е' с Е . Проверка кор-
ректности поставленной задачи выполня-
ется на полученном графе
Построение паросочетания
(этап 4). Построение рассмотренного
выше набора пар «переменная-
отношение» выполняется в результате
решения задачи о паросочетании. Паро-
сочетанием называется такое подмноже-
ство М ребер графа, в котором никакие
два ребра не имеют общей вершины.
Паросочетание, имеющее наибольшее
число ребер, называется максимальным, а
паросочетание, содержащее наибольшее
возможное число рёбер графа - полным.
Доказано, что класс задач АГ = ((/’, Г')
корректно определен тогда и только то-
гда, когда в его графе существует полное
паросочетание Л/; такое паросочетание
соответствует полному набору пар
«переменная-отношение».
Задача о построении максимального
паросочетания может быть сведена к
задаче о нахождении максимального
потока в транспортной сети. Для опреде-
ления такой сети к множеству вершин
двудольного графа G' = (£/',К',Е')необ-
ходимо добавить две фиктивные верши-
ны, 5 (источник) и t (сток), задать на
рёбрах графа направления от 5 к t
(рис. 11,12) и присвоить каждому из рё-
бер единичный вес. Максимальный поток
полученной транспортной сети из вер-
шины 5 в вершину t может быть найден с
помощью известных методов - например,
метода Форда-Фалкерсона [3].
Совокупность рёбер, обеспечиваю-
щая протекание максимального потока,
образует максимальное паросочетание.
На рис. 11 и 12 представлены транспорт-
ные сети и максимальное паросочетание
для проектных задач 1 и 2 соответствен-
но. Рёбра максимального паросочетания
изображены утолщёнными линиями.
Рис. 11. Транспортная сеть и максимальное паросочетание для задачи 1
91
Рис. 12. Транспортная сеть и максимальное паросочетание для задачи 2
Можно видеть, что полученные па-
росочетания соответствуют полным
наборам пар, показанным соответственно
на рис. 4 и 6.
Нахождение сильносвязных ком-
понент графа (этап 5). Нахождение не-
зависимых подсистем уравнений выпол-
няется в результате определения так
называемых сильносвязных компонент
графа, которые соответствуют ранее рас-
смотренным блокам. Поиск сильносвяз-
ных компонент графа может быть выпол-
нен с помощью алгоритма Косарайю [4].
Рассмотренный укрупнённый алго-
ритм решения проектной задачи с
использованием проблемно-ориентиро-
ванной системы был реализован в
программном комплексе, разработанном
на языке программирования Java. Ком-
плекс позволяет ставить и решать
проектные задачи, в которых фигурируют
сотни параметров и уравнений; в
перспективе возможности комплекса
ограничиваются только вычислительны-
ми возможностями компьютера.
Комплекс даёт возможность рассчиты-
вать проектные параметры как отдельных
систем, так и КА в целом.
Для иллюстрации результатов его
работы на рис. 13 показано диалоговое
окно, в котором приведен результат
расчёта массогабаритных характеристик
КА ДЗЗ.
Программный комплекс позволяет
вести обмен данными с системами
твердотельного моделирования и специа-
лизированными программами расчёта
целевых показателей КА.
Выводы.
1. Предложены методические осно-
вы разработки автоматизированной
системы, позволяющей в интерактивном
режиме изменять постановки проектных
задач, проводить уточнения проектных
параметров и оперативно получать необ-
ходимые результаты для формирования
проектного облика космических аппара-
тов дистанционного зондирования Земли.
2. Рассмотренная методика решения
проектной задачи с использованием про-
блемно-ориентированной системы реали-
зована в программном комплексе, разра-
ботанном на языке программирования
Java.
3. Использование проблемно-
ориентированной системы позволяет, по
сути дела, реализовать при выборе ос-
новных проектных параметров КА так
называемую концепцию точного попада-
ния без составления целевых функций и
решения задач математического
программирования.
92
Рис. 13. Результат расчёта характеристик КА ДЗЗ
Библиографический список:
1. Друшляков Ю.И. Теоретические
основы программирования: учебное
пособие [Текст] / Ю.И. Друшляков,
И.В. Ежова. - М.: МАИ, 1986. - 60 с.
2. Оре О. Теория графов. - М.:
Наука, 1968.-358 с.
3. Кормен, Томас X. и др. Алгорит-
мы: построение и анализ, 3-е изд. / Кор-
мен, Томас X. и др. - М.: ООО «И.Д. Ви-
льямс», 2013. - 1328 с.
4. Седжвик Р. Фундаментальные ал-
горитмы на C++. Часть 5: Алгоритмы на
графах: Пер. с англ. / Роберт Седжвик. —
СПб.: ДиаСофтЮП, 2002. — 496 с.
5. Alexander S. Kucherov, Vladimir I.
Kurenkov, Artem A. Yakishik. Spacecraft
Designing with the Aid of Problem-Oriented
System Integrated with 3D Design Sys-
tem//Proceedings of 6th International
Conference on Recent Advantages in Space
Technologies. June 12-14, 2013, Istanbul,
Turkey. - P. 523-526.
References:
1. Drushlyakov U. I. Teoreticheskie
osnovi programmirovania: uchebnoe
posobie / U. I.Drushlyakov, LV.Ezova. - M.:
MAI, 1986. - 60 s. [Drushlyakov U. I.
Theoretic foundations of computer
programming / U. I.Drushlyakov, LV.Ezova.
- M.: MAI, 1986.-60 p.]
2. Ore O. Teoriya graphov - M.:
Nauka, 1968. - 358 s. [Ore O. Graph theory
M.: Nauka, 1968.-358 p.]
3. Kormen D., Nomas H. i dr. Algo-
ritmy: postroenie i analis, 3-e izd.-M.: ООО
“I.D. Wilyams”, 2013.-1328 s. [Kormen D.,
Nomas H. et al. Algorithms: composition
and analysis, 3-d ed. ,-M.: PubL House “I.D.
Wilyams”, 2013.-1328 p.
4. Sedgewick R. Algorithms in C++,
Third Edition.- PubL House “DiaSoft”,
2001.-496 p.
5. Alexander S. Kucherov, Vladimir I.
Kurenkov, Artem A. Yakishik. Spacecraft
Designing with the Aid of Problem-Oriented
System Integrated with 3D Design Sys-
tem//Proceedings of 6th International Con-
ference on Recent Advantages in Space
Technologies. June 12-14, 2013, Istanbul,
Turkey. - P. 523-526.
93
METODOLOGICAL BASIS OF ENGINEERING OF SPACECRAFT
AUTOMATED DESIGN PROBLEM-ORIENTED SYSTEM
© 2015 N.R. Stratilatov1, V.I. Kurenkov2, A.S. Kucherov2, A.A. Yakishik2
*JSC «SRC «Progress», Samara
2 Samara State Aerospace University, Samara
The subject is methodological basis of the automated design system engineering. The system provides inter-
active variation of the design tasks setting, detailing of design parameters, and on-line determination of results nec-
essary for formation of land-remote satellites conceptual design. Illustrative examples are provided.
Spacecraft, design tasks setting, borrowed elements, input and output parameters, multivariance, formaliza-
tion, problem-oriented system.
Информация об авторах:
Стратилатов Николай Ремирович, кандидат технических наук, главный конструк-
тор, начальник отделения АО «РКЦ «Прогресс», e-mail: mail@samspace.ru.
Область научных интересов: проектирование, моделирование целевого функциони-
рования, надежность ракет-носителей и космических аппаратов наблюдения.
Куренков Владимир Иванович, доктор технических наук, профессор, профессор
кафедры летательных аппаратов Самарского государственного аэрокосмического универ-
ситета, e-mail: kvi.48@mail.ru.
Область научных интересов: проектирование, моделирование целевого функциони-
рования, надежность ракет-носителей и космических аппаратов наблюдения.
Кучеров Александр Степанович, кандидат технических наук, доцент, начальник
учебного отдела Самарского государственного аэрокосмического университета, e-mail:
ask@ssau.ru.
Область научных интересов: проектирование, моделирование целевого
функционирования и надежность космических аппаратов наблюдения, исследование
операций.
Якищик Артём Андреевич, аспирант кафедры летательных аппаратов Самарского
государственного аэрокосмического университета, e-mail: vakischik@mail.ru.
Область научных интересов: проектирование, моделирование целевого функциони-
рования ракет-носителей и космических аппаратов наблюдения.
Stratilatov Nikolay Remirovich, candidate of technical sciences, chief designer, head of
design division of JSC SRC Progress, e-mail: mail@samspace.ru.
Area of research: design, modeling the target operation and reliability of spacecraft,
operational research.
Kucherov Alexander Stepanovich, candidate of technical sciences, associate professor,
head of academic division, Samara State Aerospace University, e-mail: ask@ssau.ru.
Area of research: design, modeling the target operation and reliability of spacecraft,
operational research.
Kurenkov Vladimir Ivanovich, doctor of technical sciences, professor, professor of the
spacecraft department of Samara State Aerospace University, e-mail: kvi.48@mail.ru.
Area of research: design, modeling the target operation, reliability of carrier rockets and
observation spacecraft.
Yakischik Artyom Andreevich, postgraduate of the spacecraft department of Samara
State Aerospace University, e-mail: vakischik@mail.ru.
Area of research: design, modeling the target operation of carrier rockets and observation
spacecraft.
94
УДК 629.7
ОЦЕНКА ПЕРСПЕКТИВ РЕАЛИЗАЦИИ НА ПРАКТИКЕ
ПРОМЫШЛЕННОГО КОСМИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА
©2015 О.Ф. Садыков2, А.И. Шулепов*
'Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика
С.П. Королёва (Национальный исследовательский университет), г. Самара
2АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара
Разработан проект промышленного космического комплекса по производству изделий в услови-
ях космического пространства. На основе промышленного комплекса и космической транспортной си-
стемы рассмотрена космическая система.
Ключевые слова: Авиационно-космический комплекс, межорбитальный буксир, ядерная энерге-
тическая установка, промышленный модуль
С начала космической эры человек
искал возможность практического ис-
пользования свойств космического про-
странства во благо себе. Это и невесо-
мость, и глубокий вакуум, и низкие тем-
пературы. Использование этих свойств
позволит изготовить продукцию с замеча-
тельными характеристиками, превыша-
ющие характеристики земных аналогов.
Космическая система (КС) - мно-
гофункциональная космическая система,
в которой и орбитальные средства, и
средства выведения многократного ис-
пользования. Структурная схема КС
представлена на рис. 1.
Многофункциональность КС скла-
дывается из функций систем, составляю-
щих её. Каждая система КС спроектиро-
вана для решения своих задач независимо
от задач, которые поставлены перед КС в
целом.
Основные принципы, используе-
мые при проектировании КС.
1. Промышленный принцип. Пере-
ход с экспериментальной и опытной
аппаратуры на многоразовую и многоце-
левую промышленную аппаратуру
серийного образца, используемую на
Земле и в космосе.
2. Финансовый принцип. Экономи-
ческая целесообразность, высокая рента-
бельность и быстрая окупаемость для
частных инвесторов. Данный принцип
используется при проектировании КС в
целом и её систем по отдельности.
3. Принцип безопасности. Полное
обеспечение экологической безопасности
и безопасности персонала при работе с
ядерными элементами на Земле, на орби-
тах ближнего и дальнего космоса.
4. Принцип законности. Государ-
ство подготавливает перечень законов,
обязательных условий и правил работы в
данной сфере деятельности и является
гарантом их соблюдения. Перечень зако-
нов, условий и правил работы обязателен
для исполнения всеми сторонами.
Состав КС:
1. Промышленный Космический
Комплекс;
2. Космическая Транспортная Си-
стема;
3. Центр Управления Полетом.
95
Рис. 1 Структурная схема КС
(Двухсторонние стрелки показывают взаимосвязь составных частей КС)
Рис. 2 ПКК
Рис. 3 МБ
Рис. 4 АКК
96
Промышленный Космический
Комплекс.
Промышленный Космический
Комплекс (ПКК) - многофункциональ-
ный многоразовый космический ком-
плекс по производству разнообразной
продукции в условиях космического про-
странства, изготовление которой на Зем-
ле не возможно или не целесообразно.
Компоновочная схема ПКК показана на
рис. 2.
Состав ПКК.
1. Промышленно-Энергетический
Орбитальный Комплекс (ПЭОК-3-01);
2. Единая Система Контроля (ЕСК)
(входит в состав ЦУП КС).
Промышленно-Энергетический Ор-
битальный Комплекс (ПЭОК-3-01) - мо-
дульное орбитальное средство, выпол-
ненное из набора промышленного и энер-
гетического модулей и несущих кон-
струкций с коммуникациями, узлами
крепления и стыковки, обеспечивающи-
ми его функционирование, целостность
конструкции, возможность соединения и
разделения модулей, их замену при тех-
ническом обслуживании и ремонте.
Единая Система Контроля (ЕСК) -
совокупность взаимосвязанных техниче-
ских и программных средств, обеспечи-
вающих реализацию автоматизирован-
ных процессов контроля состояния бор-
товой аппаратуры и целевого оборудова-
ния на ПЭОК-3-01, и управления их
функционированием, а также для приема
всей информации с орбитального ком-
плекса, ее регистрации, полной обработ-
ки, хранения и представления потребите-
лям.
Промышленное производство на
ПЭОК состоит из 3 направлений:
1. Космическая металлургия;
2. Полупроводниковые материалы;
3. Медико-биологические препара-
ты.
Состав Промышленно-Энергети-
ческого Орбитального Комплекса
(ПЭОК-3-01).
1. Промышленный Модуль (ПМ);
2. Энергетический Модуль (ЭМ);
3. Единый Бортовой Комплекс
Управления Промышленно-Энергети-
ческим Орбитальным Комплексом (ЕБКУ
ПЭ ОК-3-01) (входит в состав ЕСК).
Промышленный Модуль (ПМ) -
Модуль орбитального комплекса ПЭОК-
3-01, где совокупность взаимосвязанных
технических и программных средств,
обеспечивают реализацию автоматизиро-
ванных процессов производства, кон-
троля и складирования продукции со-
гласно целевой аппаратуре.
ПМ состоит из логистического
(ЛМ), производственного (ПМ) и обеспе-
чивающего (ОМ) модулей. С помощью
комплекса транспортного оборудования с
программным обеспечением ЛМ произ-
водится перенос материалов с ОМ в раз-
личные производственные модули. В
производственном модуле комплекс це-
левого оборудования с программным
обеспечением проводит технологическую
операцию, согласно целевому оборудова-
нию. По окончанию технологической
операции, оборудование ЛМ транспорти-
рует материал либо в следующий произ-
водственный модуль согласно техноло-
гическому маршруту, либо в ОМ.
По плану работы ПМ или по коман-
де от внешнего источника с ОМ происхо-
дит выгрузку готового материала в гру-
зовой отсек орбитального самолета АКК.
Энергетический Модуль (ЭМ) -
Модуль орбитального комплекса ПЭОК-
3-01, предназначенный для генерирова-
ния и накопления энергии, ее преобразо-
вания, стабилизации и обеспечивающий
коммуникацию с потребителями энергии.
Основой ЭМ является ядерная энергети-
ческая установка. На сегодняшний день
рассматриваются два класса ЯЭУ для
применения в космосе: первый класс -
создание космической платформы с ЯЭУ,
основанной на турбомашинном принципе
выработки энергии. Данную платформу
проектируют и изготавливают Центр
Келдыша в кооперации с предприятиями
госкорпорации “Росатом” для проекта
“Транспортно-Энергетический Модуль” с
ЯЭУ электрической мощности от 500 до
1000 кВт. Второй класс - космические
платформы с ЯЭУ термоэлектрического и
термоэмиссионного типа. КБ “Арсенал”
проектирует и изготавливает данный вид
97
платформы, в ОАО “Красная Звезда” раз-
работан и испытан в части ключевых
технологий параметрический ряд тер-
моэмиссионных ЯЭУ второго поколения
с значениями полезной электрической
мощности от 30 до 500 кВт.
Космическая транспортная система.
Космическая транспортная система
(КТС) - многоразовая космическая си-
стема, предназначенная для выполнения
транспортных функций.
Многократность использования
КТС заключается в повторном примене-
нии основных узлов подсистем КТС по-
сле комплекса испытаний и проверок
(при необходимости).
Многофункциональность КТС за-
ключается в исполнении большого круга
транспортных функций, а именно:
1. Доставка ПГ с поверхности Зем-
ли на опорную орбиту в 200 км.;
2. Доставка ПГ с опорной орбиты на
другие орбиты;
3. Доставка ПГ на орбитальное
средство;
4. Доставка ПГ на планеты Солнеч-
ной системы;
(в п. 1-4 подразумевается возвраще-
ние средств выведения и средств достав-
ки в исходные точки отправки).
7. Спасение космонавтов в экстрен-
ных случаях.
Состав КТС:
1. Многоцелевая Авиационно-
Космическая Система (МАКС);
2. Орбитальная Группировка
Межорбитальных Буксиров (ОГМБ);
3. ЦУП КТС (входит в состав ЦУП
КС).
МАКС и ОГМБ могут работать и в
единой системе, дополняя друг друга, и
по отдельности, решая частные задачи.
Многоцелевая Авиационно-
Космическая Система.
Многоцелевая Авиационно-
Космическая Система (МАКС) - косми-
ческая система, предназначенная для
транспортировки полезного груза с по-
верхности Земли на орбиту высотой 200
км (опорная орбита).
Состав МАКС:
1. Авиационно-Космический Ком-
плекс (АКК);
2. Наземный Комплекс Управления
ОГМБ (НКУ ОГМБ) (входит в состав
ЦУП КТС);
3. Наземный Специальный Ком-
плекс ОГМБ (НСК ОГМБ) (входит в со-
став ЦУП КТС).
Авиационный космический ком-
плекс (АКК) - космический комплекс, в
котором средством выведения и старто-
вым комплексом орбитальных техниче-
ских средств является самолет. АКК
принципиально новый вариант вывода
полезной нагрузки на орбиту Земли.
Принципиальная схема работы АКК сле-
дующая. Самолет-носитель (СН) с раке-
той космического назначения на своём
борту взлетает на высоту 10-12 км. На
данной высоте происходит разделение
РКН с СН. На РКН включаются РД и
РКН выводят ПГ на заданную орбиту. СН
после разделения с РКН совершает по-
садку на аэродром для следующего за-
пуска. Данная схема двухступенчатая:
СН - 1 ступень, РКН с ПГ - 2 ступень.
Состав АКК.
1. Самолет - носитель;
2. Внешний топливный бак;
3. Орбитальный самолет.
Первая ступень АКК - тяжелый
транспортный реактивный самолет - но-
ситель (СН) грузоподъёмностью 200
тонн. Вторая ступень - внешний топлив-
ный бак и беспилотный орбитальный са-
молет. Компоновочная схема АКК пока-
зана на рис. 4.
Орбитальная Группировка Межор-
битальных Буксиров.
Орбитальная Группировка Межор-
битальных Буксиров (ОГМБ) - космиче-
ский комплекс, предназначенный для
транспортировки полезного груза на вы-
сокие орбиты с опорной орбиты.
Состав ОГМБ.
1. Группировка Межорбитальных
Буксиров, количеством от 1 до N (N - це-
лое число);
2. Наземный Комплекс Управления
ОГМБ (НКУ ОГМБ) (входит в состав
ЦУП КТС);
98
3. Наземный Специальный Ком-
плекс ОГМБ (НСК ОГМБ) (входит в со-
став ЦУП КТС).
Межорбитальный буксир (МБ) -
транспортное орбитальное средство,
предназначенное для буксировки полез-
ных грузов. МБ выполнено из набора мо-
дулей и несущих конструкций с комму-
никациями, узлами крепления и стыков-
ки, обеспечивающими его функциониро-
вание, целостность конструкции, воз-
можность соединения и разделения мо-
дулей, их замену при техническом об-
служивании и ремонте. Компоновочная
схема МБ показана на рис. 3.
МБ имеет две модификации, разли-
чающиеся по классу ракетных двигате-
лей. Первая модификация - МБ с жид-
костным РД, вторая модификация - МБ с
плазменными РД.
Источник электроэнергии на борту
МБ - ядерная энергетическая установка,
соответствующая требуемой мощности.
Приборно-агрегатный модуль - мо-
дуль МБ, предназначенный для размеще-
ния аппаратуры и элементов системы
управления, телеметрической и обеспе-
чивающей аппаратуры и агрегатов. Кон-
структивно-компоновочная схема при-
борно-агрегатного модуля не зависит от
модификации МБ.
Объединенная двигательная уста-
новка и система коррекции МБ устанав-
ливаются в соответствии с модификаци-
ей.
План работа космической системы.
1. Подготовка АКК и старт. Вывод
ОС с ПГ на опорную орбиту (200 км.).
2. На данной орбите находится (или
в ближайшее время подойдет) межорби-
тальный буксир. Модификация межорби-
тального буксира будет зависеть от вре-
мени доставки ПГ на орбиту назначения.
На опорной орбите происходит стыковка
ОС с МБ.
3. Транспортировка ОС на орбиту
назначения с помощью средств МБ.
4. На орбите назначения происхо-
дит стыковка ОС с обеспечивающим мо-
дулем ПКК. Загрузка ПГ на борт про-
мышленного модуля и выгрузка готовой
продукции из ПМ на борт ОС.
5. Расстыковка ОС с ОМ ПКК.
6.1 Плановая работа ПКК.
6.2 Транспортировка ОС на опор-
ную орбиту с помощью средств МБ.
7. Расстыковка ОС с МБ.
8.1 Посадка ОС с ПГ на поверх-
ность Земли в автоматическом режиме.
8.2 Дальнейшие передвижения МБ
будет зависеть либо от заложенной в
ЦЭВМ МБ программы передвижения,
либо от команд, передаваемых от внеш-
них источников.
9. Доставка готовой продукции за-
казчику/потребителю.
Библиографический список:
1. Лозино-Лозинский Г.Е.,
Братухин А.Г. "Авиационно-космические
системы". - М.: Изд-во МАИ, 1997. -
419 с.: ил.;
2. Гущин В.Н. “Основы устройства
космических аппаратов”, “Машинострое-
ние”, 2003 г.;
3. Сердюк В.К. “Проектирование
средств выведения космических аппара-
тов”, “Машиностроение”, 2009 г.;
4. Дмитриев В.Г., Каргопольцев
В.А., Маврицкий В.И., Вермель В.Д. и др.
"Проблемы создания перспективной
авиационно-космической техники".
М.: ФИЗМАТЛИТ, 2005 г.
References:
1. Lozino-Lozinski G.E.,
Bratukhin A.G. "Aerospace Systems". - M .:
Publishing House of the MAI, 1997. -
419 p.: ill.;
2. Guschin V. N. "the Basis of the
device of space vehicles”, "Engineering",
2003;
3. Serdjuk V. К “Designing of means
of the ascent of space vehicles”, "Engineer-
ing", 2009;
4. Dmitriev V. G., Kargopoltsev V. A.,
Mavritsky V. И, Vermel V. D., etc. "Prob-
lems of creation of perspective aerospace
engineering." - M: PHYSMATHEMLIT,
2005.
99
ESTIMATION OF PROSPECTS OF REALIZATION IN PRACTICE OF THE INDUS-
TRIAL SPACE COMPLEX
©2015 O.F. Sadykov2, A.I. Shulepov1
’Samara State Aerospace University
2 JSC «SRC «Progress», Samara
The project of an orbital complex is developed for manufacture of materials, half-finished products and fin-
ished articles in the conditions of space: a high vacuum, weightlessness, low temperatures. Also versions transport
and a power system are considered.
Key words: The aerospace complex, interorbital tug, nuclear power plant, industrial unit
Информация об авторах:
Садыков Олег Фирдависович, инженер-конструктор 3 категории АО «РКЦ
«Прогресс», аспирант кафедры Летательных Аппаратов, СГАУ, 443086, Россия, г. Самара,
Московское ш. 34, т. 8-927-704-9427, oleg sadykov@bk.ru.
Область научных интересов: авиационно-космические системы, космические энер-
гетические системы, космическое производство.
Шулепов Александр Иванович, доцент, доцент кафедры Летательных Аппаратов,
СГАУ, 443086, Россия, г. Самара, Московское ш. 34, т. 267-46-88.
Область научных интересов: авиационно-космические системы, ракетные двигатели
малой тяги.
Sadykov Oleg Firdavisovich, design engineer 3 categories, JSC "SRC" Progress", gradu-
ate student Flight Vehicles, SSAU, 443086, Russia, Samara, Moscow highway, 34,
tel.: 8-927-704-9427,oleg sadykov@bk.ru.
Area of research: Aerospace systems, power systems, processing of materials in space.
Shulepov Alexander Ivanovich, senior lecturer, senior lecturer of chairs of flight vehicles,
SSAU, 443086, Russia, Samara, Moscow highway, 34, tel.: 267-46-88.
Area of scientific interests: aerospace systems, rocket engines of small thrust.
100
УДК 778.533(088.8)
ПРОЕКТИРОВАНИЕ АДАПТИВНОГО К ДЕЙСТВИЮ
ГРАДИЕНТОВ ТЕМПЕРАТУР РАЗМЕРОСТАБИЛЬНОГО
КОРПУСА КОСМИЧЕСКОГО ТЕЛЕСКОПА
©2015 Р.Н. Ахметов, Н.Р. Стратилатов, А.Н. Шайда, А.С. Нонин, А.С.Ткаченко
АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара
Изложен метод проектирования размеростабильных корпусов космических телескопов, позволяющий
получить простые и надежные корпуса космических телескопов адаптивные к действию градиентов темпе-
ратур.
Ключевые слова: размеростабильный корпус, телескоп
В современной космической техни-
ке при проектировании и создании кос-
мических телескопов (КТ), работающих
при различных температурах, возникает
термооптическая аберрация увеличения и
расфокусировки оптической системы, за
счет изменения размеров силового кор-
пуса, связывающей оптическую систему.
Особенно актуальна эта задача при
разработке ферм силовых космических
телескопов КА дистанционного зондиро-
вания Земли.
Одним из путей уменьшения изме-
нения размеров корпусов КТ, обуслов-
ленных воздействием неравномерного
поля температур, является использование
конструктивных элементов, выполнен-
ных из материалов с низким коэффици-
ентом линейного расширения, типа ИН-
ВАР, а=0,8-10‘6 1/°С, у=8,2 г/см3, высоко
термостабильный композиционный мате-
риал на основе углепластиков типа
КМУ-4Л, а=110'6 1/°С, 7=1,6 г/см3.
Уменьшить температурные дефор-
мации можно также за счёт создания тре-
буемого теплового режима, обеспечива-
ющего снижение перепадов температур
на корпус телескопа, за счёт применения
активных и пассивных средств обеспече-
ния теплового режима [1].
Однако указанные способы умень-
шения изменения размеров приводят к
усложнению конструкции, снижению её
надёжности и, как правило, к увеличению
массы. Применение неметаллических ма-
териалов на основе углепластиков не
позволяет в полной мере обеспечить до-
статочную геометрическую стабильность
корпуса конструкции телескопа по таким
параметрам как длина и ширина, по-
скольку эти характеристики напрямую
зависят от значения коэффициентов ли-
нейного расширения применяемого по-
лимерного композитного материала, ко-
торые являются нестабильными, хотя и
имеет малую величину.
Таким образом, существует потреб-
ность в простом и надёжном способе
обеспечения размерной стабильности
корпусов КТ.
Задача решается путем снижения
веса, упрощения технологии изготовле-
ния, уменьшения стоимости изготовле-
ния с обеспечением стабильности про-
дольных и поперечных линейных разме-
ров фермы силовой КТ в неравномерном
поле температур без увеличения дефоку-
сировки КТ. Предлагаемая ферма силовая
КТ состоит из продольных, поперечных и
диагональных цилиндрических размеро-
стабильных при действии температур
стержней, соединенных между собой в
узлах пересечения, при этом продольные,
поперечные и диагональные стержни вы-
полнены составными, соединенными
между собой торовой эллиптической
оболочкой по большей оси, при этом то-
ровая эллиптическая оболочка заполнена
термометрической жидкостью, причем
геометрические размеры каждого из со-
ставных цилиндрических стержней, то-
ровой эллиптической оболочки, характе-
ристики применяемых материалов и фи-
101
зические свойства термометрической
жидкости связаны соотношением:
4,26 • Ь(р - ЗаД(0,06а4 + R[ 5?)
11 а2(1
где L - суммарная длина любого из со-
ставных стержней; Ь, а - малая и большая
полуоси поперечного сечения торовой
эллиптической оболочки; R/ - радиус
срединной поверхности торовой эллип-
тической оболочки; 3/ - толщина торовой
эллиптической оболочки; об, аг - коэф-
фициенты линейного расширения мате-
риала торовой эллиптической оболочки и
стержня соответственно; ft - коэффициент
объемного расширения термометриче-
ской жидкости; р - коэффициент Пуассо-
на материала торовой эллиптической
оболочки; г] - коэффициент, учитываю-
щий упругость торовой оболочки в ме-
стах ее соединения с цилиндрическими
стержнями.
Библиографический список:
1. Фомин Г.Е. Проектирование
адаптивных к действию градиентов тем-
ператур размеростабильных силовых
конструкций летательных аппаратов
[Текст]/ Фомин Г.Е., Шайда А.Н.,
Байкин В.Д./ Полет,- 2000,- №06,- С.
42-45.
2. Биткин В.Е. Особенности проек-
тирования стержневых размеростабиль-
ных крупногабаритных космических кон-
струкций [Текст] / Биткин В.Е., Сальни-
ков И.В., Шайда А.Н./ Сборник научно-
технических статей по ракетно-
космической тематике,- 1991,- С. 43-49.
3. Фомин Г.Е. Проектирование раз-
мерностабильных стержневых конструк-
ций рефлекторов антенн, адаптивных к
действию градиентов температур [Текст]
/ Фомин Г.Е., Шайда А.Н./ Сборник
научно-технических статей по ракетно-
космической тематике.- 1991.- С. 61-64.
References:
1. Fomin G.E. Designing of dimen-
sionstable spacecraft load-bearing units
adapted to temperature gradient effect. /
Fomin G.E., Shayda A.N., Baykin
V.D./Polet.-2000.-N6.-P.42-45.
2. Bitkin V.E. Designing characteris-
tics of rod, dimensionstable and bulky space
constructions. /Bitkin V.E., Salnikov I.V.,
Shaida A.N. /Collected scientific and tech-
nical papers on space-rocket subject.-1991.-
P.43-49.
3. Fomin G.E. Designing of dimen-
sionstable rod reflector-type parasitics con-
structions, adapted to temperature gradient
effect. /Fomin G.E., Shayda A.N. / Collected
scientific and technical papers on space-
rocket subject.-1991 .-P.61 -64.
DEVELOPMENT OF LOAD-BEARING FRAMES OF SPACE TELESCOPES WITH
INVARIABLE DIMENSIONS ADAPTIVE TO TEMPERATURE GRADIENTS
©2015 R.N. Ahmetov, N.R. Stratilatov, A.N. Shayda, A.S. Nonin, A.S. Tkachenko
JSC «SRC «Progress», Samara
The article describes a method used to design dimensionstable frames of space telescopes. The mentioned
method allows to have simple and robust frames of space telescopes, which may be adapted to temperature gradients
impact.
Key words: dimensionstable frame, telescope
102
Информация об авторах:
Ахметов Равиль Нургалиевич, д.т.н., первый заместитель генерального директора
- генеральный конструктор АО «РКЦ «Прогресс».
Стратилатов Николай Ремирович, к.т.н., главный конструктор - начальник отде-
ления проектных и научно-исследовательских разработок КК и КА АО «РКЦ «Прогресс».
Шайда Анатолий Николаевич, ведущий инженер-конструктор АО «РКЦ
«Прогресс», т. 228-91-52
Область научных интересов: проектирование адаптивных к действию градиентов
температур и анизотропных конструкций.
Нонин Александр Сергеевич, заместитель начальника отдела АО «РКЦ
«Прогресс», аспирант кафедры автоматических систем энергетических установок, СГАУ,
443086, Россия, г. Самара, Московское ш. 34, т. 8-927-701-63-51, aleksandr-nonin@mail.ru.
Область научных интересов: проектирование перспективных конструкций ракетно-
космической техники.
Ткаченко Александр Сергеевич, ведущий инженер-конструктор АО «РКЦ «Про-
гресс», т. 8-927-655-01-44, tkachenko-as@bk.ru.
Область научных интересов: проектирование перспективных конструкций ракетно-
космической техники.
Ahmetov Ravil Nurgalievich, doctor of technical sciences, the first deputy of the general
director - general designer.
Stratilatov Nikolay Remirovich, candidate of technical sciences, chief designer - head of
space systems and satellites design and research division, JSC SRC ’’Progress”.
Shayda Anatoly Nikolaevich, leading design engineer, JSC SRC ’’Progress”.
Area of search: designing of adapted to temperature gradient effect and anisotropic con-
structions.
Nonin Alexander Sergeevich, deputy chief of department, graduate student of Automatic
systems of energy devices of Samara State Aerospace University, aleksandr-nonin@mail.ru,
tel. 8-927-701-6351.
Area of search: designing of perspective space-rocket equipment constructions.
Tkachenko Alexander Sergeevich, leading design engineer, JSC SRC “Progress”,
tkachenko-as@bk.ru, tel. 8-927-655-0144.
Area of search: designing of perspective space-rocket equipment constructions.
103
УДК 629.78
МЕТОДИКА РАЗМЕЩЕНИЯ ВНЕШНИХ УСТРОЙСТВ КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ ДЗЗ С УЧЁТОМ ЦЕЛЕВОГО ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ
©2015 Р.Н. Ахметов1 , Л. Б. Шилов1 , В.И. Куренков2, А.А.Якищик2
'АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара
2Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика
С.П.Королёва (национальный исследовательский университет), г. Самара
В работе представлена методика, позволяющая проводить выбор мест и углов установки внешних
устройств космических аппаратов (КА) дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ). Оценка критериальных
параметров при размещении внешних устройств КА осуществляется с помощью программного обеспечения,
построенного на основе моделирования целевого функционирования КА с учётом программных и
стохастических разворотов.
Ключевые слова: космический аппарат, дистанционное зондирование Земли, целевые характеристики,
проектные характеристики, внешние устройства, критериальные параметры, моделирование, целевое
функционирование, программное обеспечение
Современные космические аппара-
ты (КА) детального оперативного ди-
станционного зондирования Земли (ДЗЗ)
характеризуются наличием большого ко-
личества внешних устройств. К таким
элементам относятся солнечные батареи,
радиаторы охлаждении, звёздные датчи-
ки, антенны высокоскоростной радиоли-
нии, передающие устройства межспутни-
ковой лазерной системы передачи ин-
формации, антенны системы спутнико-
вой навигации и др.
Одной из важных задач на началь-
ных этапах проектирования является
размещение внешних устройств на кор-
пусе КА, оказывающих существенное
влияние на проектный облик КА и целе-
вые характеристики космической систе-
мы (КС) (производительность съёмки,
оперативность доставки видеоинформа-
ции на Землю, точность привязки коор-
динат снимка и др.), а также на частные
показатели эффективности бортовых си-
стем (среднесуточная мощность солнеч-
ной батареи, мощность системы терморе-
гулирования и др.).
Решение задачи размещения внеш-
них устройств на КА зависит от множе-
ства факторов, в т.ч. от особенностей це-
левого функционирования КА. Особен-
ности задачи заключаются в сложном
программном угловом движении КА во-
круг центра масс в процессе орбитально-
го полёта, поскольку снимаемые участки
земной поверхности произвольным обра-
зом расположены относительно трассы
полёта КА в полосе обзора. В результате
в процессе полёта стохастически меняет-
ся положение ВУ относительно внешних
объектов (ВО) как астрофизических
(Солнце, звезды), так и искусственных
(спутник-ретранслятор, навигационные
спутники). Соответственно изменяется
эффективность функционирования внеш-
них устройств в течение орбитального
полета КА. Для солнечных батарей (СБ)
и радиаторов охлаждения (РО) изменяет-
ся освещенность Солнцем, для антенных
устройств (АУ) - зона радиовидимости,
для звездных датчиков (БОКЗ) - зона об-
зора звездного неба. Таким образом, воз-
никают задачи выбора мест установки
ВУ на КА с учетом их функционирования
в условиях переменного положения при
работе КА.
Аналитическим путем решить та-
кую задачу практически не удается, по-
этому на начальных этапах проектирова-
ния, как правило, используется эмпири-
ческий подход. Отметим, что известны
аналитические модели для выбора опти-
мального угла установки неориентируе-
мых солнечных батарей КА [1], однако
эти модели пригодны только для солнеч-
104
но-синхронных орбит и не учитывают
стохастический характер разворотов КА
при целевом функционировании.
В целом, существующие методики
решения данной задачи имеют ограниче-
ния по номенклатуре рассматриваемых
внешних устройств КА, по количеству
учитываемых факторов, не позволяют
проводить оценку критериальных пара-
метров в динамике, в том числе не позво-
ляют учитывать стохастический характер
разворотов КА в процессе целевого
функционирования. Предлагаемый алго-
ритмический подход к размещению
внешних устройств на низкоорбитальных
КА наблюдения в литературе не встреча-
ется.
Целью работы является создание
методического и программного обеспе-
чения для выбора на начальных этапах
проектирования мест установки и про-
странственной ориентации внешних
устройств на КА ДЗЗ на основе модели-
рования орбитального движения и разво-
ротов КА по целевому функционирова-
нию с учётом назначения каждого от-
дельного устройства, взаимного экрани-
рования и критериев выбора.
В качестве критериев использова-
лись:
максимальное среднесуточное
значение косинуса угла между нормалью
к плоскости панели СБ и направлением
на Солнце (cos а —> max).
максимальное среднесуточное
значение относительного времени
нахождения антенны ВРЛ в зоне радио-
видимости с НППИ (7^”/ —> max );
- максимальное значение среднесу-
точное значение относительного времени
нахождения оптических головок МЛСПИ
в зоне радиовидимости со спутником-
ретранслятором (Тм™сПИ —> max).
- максимальное значение среднесу-
точного относительного времени попада-
ния звёздного неба в поле зрения оптиче-
ского блока звёздного координатора
(С^тах);
- максимальное значение среднесу-
точного относительного времени види-
мости с борта КА не менее заданного (к)
количества навигационных спутников
(Т>к max ).
В работе использованы методы
имитационного моделирования орби-
тального движения, оценки условий це-
левого функционирования, программных
и случайных разворотов КА ДЗЗ, взаимо-
действия с другими объектами орбиталь-
ной группировки. Для решения частных
задач использовались методы твёрдо-
тельного моделирования, методы объект-
но-ориентированного программирования,
аналитические и статистические методы
моделирования.
Ниже представлены сведения о не-
которых разработанных моделях для вы-
бора мест и углов установки внешних
устройств КА ДЗЗ.
1. Математические модели и ал-
горитм для оценки среднесуточного
косинуса угла (альфа) между направле-
нием на Солнце и нормалью к плоско-
сти панели солнечных батарей (СБ).
Разработаны модели для неподвиж-
ных панелей СБ, расположенных произ-
вольно на корпусе КА, в том числе и мо-
дели для неориентированного полёта.
Расчётные схемы представлены на рис. 1.
На этом рис. введены следующие обозна-
чения: п - единичный вектор (вектора)
нормали к плоскости панели СБ; S -
единичный вектор направления на Солн-
це; гУ и у - углы тангажа и крена КА; уи
- угол поворота панели по крену;
ОБхБуБгБ - базовая система координат
КА. Оптическая ось телескопа совпадает
с осью О, А'..
b о
В качестве базовых были выбраны
известные модели, которые усовершен-
ствованы, во-первых, с точки зрения при-
вязки к конкретным конструктивным
схемам и базовым координатам КА и, во-
вторых, с точки зрения осуществления
расчёта среднего косинуса угла альфа в
базовой системе координат КА, а не в не-
подвижной геоцентрической (что требует
меньшего количества пересчёта коорди-
нат точек конструкции КА), в-третьих, в
разработке самостоятельных алгоритмов,
105
Рис. 1. Схемы для расчёта среднесуточного угла альфа
Рис. 2. Расчётные схемы КА с радиатором охлаждения
106
применимых в задачах имитационного
моделирования.
2. Математические модели и ал-
горитмы для оценки критериального
параметра при выборе предпочти-
тельных мест установки радиаторов
охлаждения.
Расчётные схемы КА с радиатором
охлаждения показаны на рис. 2.
На каждом шаге имитационного
моделирования орбитального полёта и
программных разворотов КА в базовой
системе координат определяются косину-
сы углов £ между единичным вектором
направления на Солнце 5 и векторами
пи. В конце оценивается относительное
время воздействия Солнца на РО (со
средним косинусом угла £ в каждый
момент времени) за время (t) имитации
полёта КА
7'ro"(/)=-E(A,cosr«<)=77^E д,ЁЕл,сох<,
4=0 * • <*ро /=() \ /1 /О J
3. Модели и алгоритмы для оцен-
ки критериального параметра при вы-
боре мест установки устройств высо-
коскоростной радиолинии (ВРЛ).
Расчётные схемы КА с ВРЛ и ви-
димости наземных пунктов приёма ин-
формации (НППИ) показаны на рис. 3.
Рис. 3. Расчётные схемы КА с ВРЛ и видимости НППИ
107
В базовой системе координат КА
строится единичный вектор а к плоско-
ния направленной антенны КА наблюде-
ния и НППИ в условиях взаимной види-
сти полупространства, в котором антен- мости Тр™ =tPB/t.
ны не затенены элементами конструкции
КА. В каждый момент времени имитации
орбитального движения рассчитываются
координаты единичного вектора у
направления луча от КА ДЗЗ к НППИ и
проверяется условие их взаимной види-
мости с учётом степени затенения антенн
корпусом КА и его элементами. Рассчи-
тывается относительное время нахожде-
< >рбмга КА
Рис. 4. Расчётная схема КА с МЛСПИ и схема орбитального движения СР
В базовой системе координат КА
строятся единичные вектора а к плоско-
сти полупространства, в котором головки
МЛСПИ не затенены элементами кон-
струкции КА. Если условие взаимной ви-
димости выполняется, то определяются
координаты СР и КА ДЗЗ в геоцентриче-
ской гринвичской системе координат и
рассчитываются координаты единичного
вектора F направления луча от КА ДЗЗ к
СР. Определяется относительное время
4. Модели и алгоритмы для оцен-
ки относительного времени взаимной
видимости передающих устройств
МЛСПИ и спутника-ретранслятора.
Расчётная схема КА с оптическими
головками МЛСПИ и схема орбитального
движения спутника-ретранслятора (СР)
показаны на рис. 4.
радиовидимости КА ДЗЗ и СР
Тот" -1 It
'ср 1ср/1 •
5. Модели и алгоритмы для оцен-
ки критериального параметра при вы-
боре мест и углов установки звёздных
координаторов (БОКЗ).
Расчётная схема КА с БОКЗ и схема
для оценки попадания Земли в апертуру
звёздного датчика показаны на рис. 5.
108
Рис. 5. Расчётная схема КА с БОКЗ и схема затенения звёздного датчика
Рассчитывается относительное вре-
мя попадания звёздного неба в поле зре-
ния БОКЗ
пОтн
БОКЗ
t t
/=<)<=0
t
где Д/(.; и Д/.(. соответственно шаги рас-
чёта по времени, когда солнечные лучи и
Земля попадали в поле зрения БОКЗ.
Расчёт производится с учётом воз-
можности попадания Солнца и Земли в
поле зрения БОКЗ (с помощью расчётов
координат вектора направления оптиче-
ской оси датчика <т и единичного векто-
ра направления на Солнце (X).
6. Модели и алгоритм для оценки
критериального параметра при выборе
предпочтительных мест установки
антенн системы спутниковой навига-
ции (ССН).
Расчётная схема КА с антеннами
ССН и схема для оценки видимости
навигационных спутников (НС) показаны
на рис. 6.
109
Рис. 6. Расчётная схема КА с антеннами ССН и видимости СР
Построены модели для оценки фак-
та взаимной видимости антенн ССН КА и
НС. Рассчитывается относительное время
видимости с антенных устройств КА
наблюдения не менее к НС:
Г>* =(X^Z>*)A ’ где ’ приращение
только тех шагов расчёта по времени, в
которых выполнялось условие видимости
более заданного количества НС.
Для использования моделей, приве-
дённых выше, проведено совершенство-
вание методического обеспечения моде-
лирования целевого функционирования
космических аппаратов ДЗЗ. Некоторые
их таких моделей приведены ниже.
Модели для определения факта
нахождения КА в световом пятне.
Ранее использовалась модель, в ко-
торой для определения границ светового
пятна следовало проводить массу допол-
нительных расчётов.
На рис. 7 слева представлена схема для
построения более экономичной модели.
Область поверхности Земли, находящей-
ся в световом пятне, располагается внут-
ри подвижного конуса с вершиной в цен-
тре Земли и образующими, направлен-
ными на границу светового пятна. Полу-
чено условие нахождения точки D на по-
верхности Земли с координатами (pD и
/lD в световом пятне с углом полураство-
ра, равным центральному углу Земли
асп
|arccos[sin(^z ) sin(^, ) + cos(^z ) cos(^n J -cos^, — zlz)j| < acu ’
где (p7 и - координаты центра свето-
вого пятна.
110
Рис. 7. Схемы для оценки нахождения КА в световом пятне и в тени
Модель для определения факта
нахождения КА в тени Земли.
Расчётная схема представлена на
рис. 7 справа. Учитывая, что центр свето-
вого пятна (точка Z) и центр области тени
(точка 7) находятся на диаметрально про-
тивоположных сторонах поверхности
Земли, получаем условие нахождение КА
в тени
|arccos[sin (р,.) sin (<рк,) + cos (<р,) cos( <рк) • cos (Лк, - Я,. )]| < аТ
Модели и алгоритмы для оценки
взаимной видимости КА.
Здесь представлены математические
модели и алгоритмы для оценки взаим-
ной видимости КА, в которых не требу-
ется определять пространственные коор-
динаты спутника-ретранслятора и решать
трансцендентные уравнения. Такие моде-
ли относительно просты и применимы в
составе комплекса для имитационного
моделирования орбитального полета и
целевого функционирования космиче-
ских аппаратов.
Построены следующие модели и
алгоритмы для оценки:
- взаимной видимости КА ДЗЗ и
навигационного спутника (НС);
видимости спутника-
ретранслятора с низкоорбитального
КА ДЗЗ;
- взаимной видимости двух КА на
основе трассировки луча видимости.
Расчётные схемы приведены на
рис. 8.
111
Рис. 8. Расчётные схемы для оценки взаимной видимости КА
Разработано программное обеспе-
чение (ПО) для расчёта критериальных
параметров при размещении внешних
устройств КА ДЗЗ. В качестве базового
использовано программное обеспечение
[2], разработанное для оценки целевых
показателей эффективности КА ДЗЗ.
Программа разработана в среде програм-
мирования Delphi ХЕ2 с использованием
объектно-ориентированного подхода,
может быть использована только в опе-
рационной среде Windows. Для трехмер-
ной визуализации использовалась плат-
форма создания приложений FireMonkey.
С помощью данного ПО можно
проводить оценки критериальных пара-
метров для установки СБ, РО и внешних
устройств ВРЛ, МЛСПИ, БОКЗ и ССН и
количества навигационных спутников,
видимых с борта КА ДЗЗ. ПО предусмат-
ривает возможность построения твёрдо-
тельных моделей КА и внешних
устройств, визуализацию процесса полё-
та, программных и разворотов КА, име-
ющих стохастический характер. Резуль-
таты расчёта представляются в окнах
программы в виде интегральных значе-
ний критериальных параметров и в виде
графиков в зависимости от времени ими-
тации орбитального полёта и целевого
функционирования КА ДЗЗ, в том числе
в виде математического ожидания, дис-
персии, функций распределения и плот-
ности распределения, а также в виде ди-
намически изменяющихся диаграмм. На
рис. 9 приведены окно редактора для со-
здания упрощенной твёрдотельной моде-
ли КА и окно задания параметров орбит
КА, СР и НС.
112
Рис. 9. Окна редактора модели КА и задания параметров орбит
Проведено тестирование программ-
ного обеспечения. Показана адекватность
используемых моделей на основе:
- проверок совпадения результатов
расчёта с помощью разработанных про-
грамм и вручную для многих частных
расчётных случаев;
- визуализации трёхмерных моделей
КА, орбитального полёта и целевых раз-
воротов:
- проверок непротиворечивости ре-
зультатов при отслеживании изменения
результатов при смещении исходных
данных.
Приведены результаты апробации
предлагаемой методики.
На рис. 10 в качестве примера при-
ведены твёрдотельные упрощенные мо-
дели КА ДЗЗ с различной ориентацией
панелей СБ. Схемы поворотов панелей
солнечной батареи КА изображены на
рис. И. Углы установки плоскости пане-
лей СБ равны 0 (рис. И, а), +30°
(рис. 11, б) и -30° (рис. 11, в).
Рис. 10. Схемы расположения панелей СБ на КА
113
Табл. 1. Значения среднего косинуса угла альфа
Q,° Вид съёмки Среднесуточное значение cos а
Yu =-30" Г//=0" /„-+30"
30 На восходящем витке после полудня 0.220 0.371 0.429
210 На нисходящем витке после полудня 0.224 0.360 0.424
0 На восходящем витке в полдень 0.324 0.388 0.349
180 На нисходящем витке в полдень 0.309 0.386 0.343
-30 На восходящем витке до полудня 0.425 0.380 0.256
150 На нисходящем витке до полудня 0.428 0.368 0.249
Анализируя результаты, приходим к
выводу, что лучший угол установки па-
нелей СБ зависит от параметров орбит.
Например, при долготе восходящего узла
орбиты 30° лучший угол установки пане-
лей СБ равен +30°.
Выводы
1. Разработаны новые математиче-
ские модели и алгоритмы для оценки
критериальных параметров при выборе
предпочтительных мест установки и ори-
ентации внешних устройств КА ДЗЗ с
учётом назначения каждого отдельного
устройства, его геометрии, экранирова-
ния корпусом и другими внешними
устройствами КА.
2. Усовершенствованы существую-
щие и разработаны новые модели целево-
го функционирования космических аппа-
ратов ДЗЗ в части оценки условий функ-
ционирования КА при имитационном
моделировании орбитального движения и
разворотов КА ДЗЗ в процессе съёмки, в
том числе и разворотов, имеющих стоха-
стический характер.
3. Разработано новое программное
обеспечение для оценки критериальных
параметров при выборе предпочтитель-
ных мест установки и ориентации внеш-
них устройств КА ДЗЗ с учётом имита-
ции орбитального движения и разворотов
КА по целевому функционированию.
Проведена проверка адекватности разра-
ботанных моделей.
4. Разработана методика выбора
мест установки и ориентации внешних
устройств космических аппаратов ДЗЗ.
Достоверность результатов подтвержда-
ется результатами внедрения разработан-
ного методического и программного
обеспечения в практику проектирования
АО «РКЦ «Прогресс».
Библиографический список:
1. Дмитриев, Г.А. Выбор опти-
мального угла установки неориентиру-
емых солнечных батарей КА, находя-
щегося на круговой солнечно-
синхронной орбите [Текст] / Дмитриев
Г.А. - Москва: Институт космических
исследований РАН. // Материалы вто-
рой Всероссийской конференции «Со-
временные проблемы дистанционного
зондирования Земли из космоса»
(Москва, 16-18 ноября 2004 г.). С 91.
2. Куренков, В.И. Основы устрой-
ства и моделирования целевого функ-
ционирования космических аппаратов
наблюдения [Текст]: учеб, пособие
/ В. И. Куренков, В. В. Салмин, Б. А.
Абрамов. - Самара: Изд-вл СГАУ,
2007, - 296 с.
References:
1. Dmitriev, G.A. Selection of the
optimum installation angle of the non-
orientable solar panels of the spacecraft,
located in a circular sun-synchronous orbit
[Text] / Dmitriev G.A. - Moscow: Space
Research Institute of Russian Academy of
Sciences. // Proceedings of the second
Russian conference “Modem problems of
remote sensing of the Earth from space”
(Moscow, 16-18 November 2004). P.91.
2. Kurenkov, V.L Basics of the device
and modeling of target functioning of
observation spacecraft [Text] / manual /
V.I.Kurenkov, V.V.Salmin, B.A.Abramov. -
Samara: Publishing company SSAU, 2007, -
296p.
114
THE METHOD OF PLACEMENT OF EXTERNAL DEVICES OF SPACECRAFTS
REMOTE SENSING THE EARTH WITH CONSIDERATION TAKING INTO
ACCOUNTTARGET FUNCTIONING
©2015 R.N. Ahmetov1, L.B. Shilov1, V.I. Kurenkov2, A.A. Yakishchik2
1 JSC «SRC «Progress»,Samara
2Samara State Aerospace University named after academician
S.P. Korolev (National Research University), Samara
The paper presents a methodology that allows to choose locations and installation angles of the external
devices of spacecrafts remote sensing the Earth. Evaluation of the criteria parameters at the location of external
devices of spacecrafts is carried out using software based on simulation of target functioning of spacecraft taking
into account program and stochastic reversals.
Key words: spacecraft, remote sensing of the Earth, target characteristics, design characteristics, external
devices, criteria parameters, simulation, target Junctioning, software
Информация об авторах:
Ахметов Равиль Нургалиевич - доктор технических наук, Первый заместитель
Генерального директора - Генеральный конструктор АО «РКЦ «Прогресс» (г. Самара),
E-mail: csdb@samtel.ru.
Область научных интересов: проектирование, конструирование, отработка и
эксплуатация ракетно-космической техники.
Шилов Лев Борисович - заместитель главного конструктора - заместитель
начальника отделения АО «РКЦ «Прогресс» (г. Самара), E-mail: shillev58@vandex.ru.
Область научных интересов: проектирование космических аппаратов
дистанционного зондирования Земли.
Куренков Владимир Иванович, доктор технических наук, профессор, профессор
кафедры космического машиностроения Самарского государственного аэрокосмического
университета, e-mail: kvi.48@mail.ru.
Область научных интересов: проектирование, моделирование целевого
функционирования, надежность ракет-носителей и космических аппаратов наблюдения.
Якищик Артём Андреевич, аспирант кафедры космического машиностроения
Самарского государственного аэрокосмического университета, e-mail: vakischik@mail.ru.
Область научных интересов: моделирование целевого функционирования
космических аппаратов наблюдения.
Ahmetov Ravil Nurgalievich - doctor of technical Sciences, First Deputy of General
Director - General designer JSC “SRC “Progress”, (Samara), e-mail: csdb@samtel.ru.
Research interests: designing, engineering, development and operation of rocket and space
technology.
Shilov Lev Borisovich - Deputy of chief designer, Deputy of head of Department JSC
“SRC “Progress”, (Samara), e-mail: shillev58@vandex.ru.
Research interests: designing of spacecraft remote sensing the Earth/
Kurenkov Vladimir Ivanovich, doctor of technical Sciences, Professor, Professor of
space engineering at Samara State Aerospace University, e-mail: kvi.48@mail.ru.
Research interests: designind, simulation of target functioning, the reliability of boosters
and observation spacecrafts.
Yakishchik Artem Andreevich, postgraduate student of the Department of space
engineering at Samara State Aerospace University, e-mail: vakischik@mail.ru.
Research interests: modeling of target functioning of observation spacecrafts.
115
УДК 621.396.6:629.78
ПРОБЛЕМНЫЕ ВОПРОСЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ СБОЕУСТОЙЧИВОСТИ И
ОТКАЗОУСТОЙЧИВОСТИ ИЗДЕЛИЙ РАЗРАБОТКИ АО «РКЦ «ПРОГРЕСС»
ПРИ ВОЗДЕЙСТВИИ ТЗЧ И ВЭП КП
©2015 Е.А. Буренина, А.С. Дементьев, Е.В. Чурилин, А.А. Брагин
АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара
Приведены результаты решения и проблемные вопросы задачи обеспечения сбоеустойчивости и от-
казоустойчивости изделий разработки АО «РКЦ «Прогресс и их бортовой аппаратуры, а также программно-
го обеспечения вычислительных средств бортовых систем.
Ключевые слова: тяжелые заряженные частицы и высокоэнергетичные протоны космического про-
странства, сбоеустойчивость, отказоустойчивость, программное обеспечение
Представлены основные результаты
работ, выполненных специалистами АО
«РКЦ «Прогресс» в обеспечение сбое- и
отказоустойчивости изделий и их БА при
воздействии тяжелых заряженных частиц
(ТЗЧ) и высокоэнергетичных протонов
(ВЭП) космического пространства (КП).
Совместная работа специалистов
АО «РКЦ «Прогресс» с ведущими специ-
алистами организаций промышленности
и МО РФ, а также испытательных цен-
тров позволила обеспечить отказоустой-
чивость БА и изделий разработки АО
«РКЦ «Прогресс» в целом к наиболее ча-
сто встречающимся видам одиночных
эффектов, а именно «тиристорным» эф-
фектам в КМОП ИС и пробоям подза-
творного диэлектрика в МДП - структу-
рах.
Продолжаются работы в части
обеспечения отказоустойчивости ЭКБ к
другим видам одиночных эффектов при
воздействии ТЗЧ и ВЭП КП.
Проводятся работы по обеспечению
сбоеустойчивости и отказоустойчивости
в условиях воздействия ТЗЧ и ВЭП КП
программного обеспечения, размещаемо-
го во встроенных вычислительных сред-
ствах бортовых систем изделий разработ-
ки АО «РКЦ «Прогресс». Представлены
результаты работ по обеспечению сбое-
устойчивости и отказоустойчивости мо-
дулей памяти БА разработки АО «НИИ
ТП».
PROBLEMS OF PROVIDING FAULT TOLERANCE OF PRODUCTS DEVELOPED
BY JSC SRC PROGRESS UNDER EXPOSURE OF HEAVY CHARGED PARTICLES
AND HIGH-ENERGY PROTONS IN SPACE
©2015 E.A. Burenina, A.S. Dement’ev, E.V. Churilin, A.A. Bragin
JSC «SRC «Progress», Samara
The article describes problems of providing fault tolerance of products developed by JSC SRC Progrecc and
their onboard equipment as well as software of onboard systems computing devices, and results of solving those
problems..
Keywords- heavy charged particles and heavy charged particles of space, fault tolerance, software
Информация об авторах:
Буренина Екатерина Андреевна, к.ф.-м.н., ведущий инженер-конструктор,
АО «РКЦ «Прогресс», 443009 Россия, г. Самара, ул. Земеца, 18 тел. 276-11-84,
csdb@samspace.ru.
116
Дементьев Александр Сергеевич, зам. начальника отдела, АО «РКЦ «Прогресс»,
443009 Россия, г. Самара, ул. Земеца, 18 тел. 276-11-84, csdb@samspace.ru.
Чурилин Евгений Валерьевич, начальник отдела, АО «РКЦ «Прогресс», 443009
Россия, г. Самара, ул. Земеца, 18 тел. 228-52-53, csdb@samspace.ru.
Брагин Алексей Александрович, инженер-конструктор 2 категории,
АО «РКЦ «Прогресс», 443009 Россия, г. Самара, ул. Земеца, 18 тел. 276-11-84,
csdb@samspace.ru.
Burenina, Ekaterina Andreevna, Cand. Sci. Phys.-Math., leading design-engineer,
JSC «SRC «Progress», 443009 Russia, Samara, ul. Zemetsa, 18, tel. 276-11-84,
csdb@samspace.ru.
Dement’ev, Aleksandr Cergeevich, deputy head of department, JSC «SRC «Progress»,
443009 Russia, Samara, ul. Zemetsa, 18, tel. 276-11-84, csdb@samspace.ru.
Churilin, Evgenii Valer’evich, head of department, JSC «SRC «Progress», 443009
Russia, Samara, ul. Zemetsa, 18, tel. 228-52-53, csdb@samspace.ru.
Bragin, Aleksei Aleksandrovich, design-engineer of the 2nd category,
JSC SRC Progress, 443009 Russia, Samara, ul. Zemetsa, 18, tel. 276-11-84,
csdb@samsnace.ru.
117
УДК 629.78
АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ КОМБИНИРОВАННЫХ БЛОКОВ ВЫВЕДЕНИЯ,
ВКЛЮЧАЮЩИХ ХИМИЧЕСКИЙ РАЗГОННЫЙ БЛОК И ЭЛЕКТРОРЕАКТИВ-
НЫЙ ТРАНСПОРТНЫЙ МОДУЛЬ, В ЗАДАЧАХ ТРАНСПОРТИРОВКИ ПОЛЕЗ-
НЫХ НАГРУЗОК НА ГЕОСТАЦИОНАРНУЮ ОРБИТУ
© 2015 В.В. Салмин, К.В. Петрухина, А.С. Русских, А.А. Кветкин
Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего
образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени
академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)", г. Самара
Рассмотрены комбинированные схемы выведения полезных нагрузок на геостационарную орбиту.
Проведен анализ проектно-баллистических параметров схем выведения космического аппарата на целевую
орбиту с помощью ракет-носителей легкого, среднего и тяжелого классов. Разработана трехмерная модель
комбинированного блока выведения и проверены условия его размещения с полезной нагрузкой под голов-
ным обтекателем ракеты-носителя.
Ключевые слова: космический аппарат, комбинированная двигательная установка, химический раз-
гонный блок, электрореактивный транспортный модуль, геостационарная орбита
Актуальной проблемой космиче-
ской техники является увеличение масс
полезных нагрузок, выводимых на рабо-
чую орбиту с помощью блока выведения,
входящего в состав космической транс-
портной системы.
Использование на космическом ап-
парате (КА) комбинации двигателей
большой и малой тяги обеспечивает воз-
можность доставки на целевые орбиты
КА со значительно большей массой по-
лезной нагрузки (ПН), чем при использо-
вании традиционных средств выведения.
Анализ показывает, что существен-
ный выигрыш в массе полезной нагрузки
достигается в такой области параметров
космического маневра, где химический
разгонный блок и электрореактивный
транспортный модуль доставляют на ра-
бочую орбиту примерно одинаковые по-
лезные нагрузки. Применительно к раз-
личным типам космических маневров по-
казано, что повышение эффективности
космической транспортной системы за
счет использования комбинированных
схем выведения значительно для переле-
тов на геостационарную орбиту (ГСО),
причем при существенной разнице в
наклонениях орбит выведения и геоста-
ционарной.
Проводилась сравнительная оценка
общей продолжительности перелёта и
массы полезной нагрузки, выводимой на
ГСО с использованием только двигателя
малой тяги, только двигателя большой
тяги и их комбинации (рис. 1).
При перелётеКА на ГСО с двигате-
лем большой использовался разгонный
блок «Бриз-М» (относительная масса по-
лезной нагрузки на целевой орбите со-
ставляет 0,15 за время около 3-х суток) и
разгонный блок «Фрегат» (относительная
масса полезной нагрузки на целевой ор-
бите составляет 0,11 за время около 3-х
суток).
Из рисунка 1 видно, что в диапазоне
времён от 50 до 90 суток применение
комбинированной схемы перелёта явля-
ется более предпочтительным по сравне-
нию с использованием двигателей боль-
шой и малой тяги по отдельности (отно-
сительная масса полезной нагрузки уве-
личивается до 0,25...0,30).
118
Рис. 1 - Зависимость относительной массы ПН, выводимой на ГСО, с использованием только
двигателя большой тяги - ДБТ (1 - разгонный блок «Бриз-М», 2 - разгонный блок «Фрегат»),
только двигателя малой тяги - ДМТ) и их комбинации - КДУ
Проведены расчеты проектно-
баллистических параметров при перелете
КА с КДУ на ГСО с помощью ракет-
носителей легкого, среднего и тяжелого
классов.
В качестве ракеты-носителя тяже-
лого класса рассматривалась PH
«Протон» (рис. 2) и разгонный блок
«Бриз».
Рис. 2 - PH «Протон»
В табл. 1 приведены тактико-технические характеристики PH «Протон-М».
Табл. 1 - Тактико-технические характе] ристики PH «Протон-М» [1]
Характеристика «Протон-М»
Состав PH 3 ступени
Стартовая масса РКН, т ~ 702
Масса ПН: на опорной орбите (Нкр=200 км, i=51,6°) на ГПО (коммерческие КА) на ГСО (федеральные КА) ~ 22 т свыше 6,0 (с РБ «Бриз-М»); 6,6 т (с КВРБ) до 3,7 т (с РБ «Бриз-М»); до 4,0 т (с КВРБ)
Основные технико-экономические характеристики РБ «Бриз-М» в составе
PH «Протон-М» приведены в табл. 2.
119
Табл. 2 - Основные технико-экономические характеристики РБ «Бриз-М» [1]
N п/п Характеристики РБ «Бриз-М»
1 Стартовая масса, т 21,706
2 Конечная масса, т 2,087
3 Сухая масса полностью собранного блока, т 2,316
- в т.ч.нижний сбрасываемый отсек 0,4
- ДТБ 0,916
4 Масса полезного груза, выводимого на ГСО, т
по 7-часовой схеме выведения 2,97
по 10-часовой схеме выведения 3,18
5 Компоненты топлива (окисл./горючее) АТ/НДМГ
6 Масса заправляемого топлива, т 19,79
7 Длина/диаметр, м 3,159/4,0
8 Индекс двигателя С5.98
9 Тяга ДУ в вакууме, т 2,0
10 Удельный импульс ДУ в вакууме, с 325,5
11 Максимальное количество запусков ДУ до 8
12 Продолжительность функционирования в космиче- ском пространстве, час до 48
В качестве ракеты-носителя среднего класса рассматривалась PH «Союз-2.1а»
(рис. 3) с разгонным блоком «Фрегат».
Рис. 3 - PH «Союз-2.1а»
1 - космический аппарат; 2 - обтекатель; 3 - устройство стыковки;
4, 12, 15 - баки горючего; 5 - отсек системы управления и телеметрической системы; 6, 10, 13 - баки окис-
лителя; 7 - корпус PH; 8 - межступеннаяпроставка; 9 - отсек оборудования; 11, 14 - межбаковый отсек; 16,
19 - баки с водородом; 17 - корпус; 18 - бак с азотом; 20 - аэродинамический руль; 21 - рулевой механизм;
22 - маршевый двигатель.
Технические характеристики ракеты-носителя «Союз-2.1а» приведены в табл. 3.
120
Табл. 3 - Технические характеристики PH «Союз-2.1а»
№п/п Характеристики PH Союз-2.1а
1 Количество ступеней 3
2 Стартовая масса, т 307,2
3 Начальная масса, т
I ступени 171,85
II ступени 96,7
III ступени 25,4
4 Мпн, выводимая на орбиту, т Нп/На=224/262км, i=62,8 град. Нп/На=204/280 км, i=81,4 град. Нп/На=510/40000км, i=62,8 град. ГСО (оценка) 7,95 7,57 2,48(с РБ «Фрегат») 0,7
5 Масса конструкции, т 24,32
6 Длина PH, м 46,3
7 Максимальный поперечный размер, м 10,3
Внешний вид разгонного блока «Фрегат» представлен на рис. 4.
Рис. 4 - Внешний вид разгонного блока «Фрегат»
Основные массогабаритные характеристики РБ «Фрегат» приведены в табл. 4.
Табл. 4 - Основные массогабаритные характеристики РБ «Фрегат» [2]___
Характеристика Величина
1. Начальная масса при максимальной заправке, кг -6385
2. Конечная масса РБ, кг -950
3. Габаритные размеры, м • высота • диаметр (описанный) -1,5 -3,35
качестве ракеты-носителя легкого класса рассматривалась РЬ «Днепр» (рис. 5).
Технические характеристики PH «Днепр» приведены в табл. 5 [3].
Табл. 5 - Технические характеристики PH «Днепр»
Характеристика Величина
Стартовая масса, т 211
Компоненты топлива амил + гептил
Количество ступеней 3
Диаметр PH, м 3
Длина PH, м 34
Полетная надежность 0,97
121
Головной
-текатепь
Газодинамически
--------ЗЯРан
Пе е*однси
----*—отсек
Ад штер с КА
3-я ступень
2-я ступень
Рис. 5 - PH «Днепр»
1-я ступень
Существенно увеличить энергети-
ческие возможности PH «Днепр» позво-
ляет разгонный блок - автономный кос-
мический буксир (АКБ).
Принцип построения АКБ модуль-
ный наращиваемый с целью создания оп-
тимальной конфигурации АКБ в зависи-
мости от решаемых задач.
АКБ имеет три основные конфигу-
рации:
• АКБ-3 - с двигательной установ-
кой на основе ЖРД (рис. 6);
• АКБ-1 - это АКБ-3 дополненный
отделяемой твердотопливной двигатель-
ной установкой (ТДУ) (рис. 6);
• АКБ-2 - переходная конфигура-
ция, включает ТДУ и элементы ДУ
АКБ-3.
\KK-3
\КЬ-1
Рис. 6 - Автономный космический буксир и космическая головная часть PH «Днепр» с АКБ
122
Основные характеристики АКБ приведены в табл. 6.
Табл. 6- Основные характеристики АКБ
Наименование характеристик АКБ-1 АКБ-2 АКБ-3
Орбиты (траектории) вы- ведения Высокоэллиптические, геопереходные, гео- стационарная, от- летные траектории к Луне, Марсу, точкам либрации Высокоэллиптические Круговые высотой до 2000км и эллиптические с высотой апоцентра до 15000км. Для группы КА предусмотренавоз- мож-ность расстановки
Масса сухая, кг 790 720 450
Габариты, мм: • диаметр • высота 1950 2880 1950 2880 1950 910
ДУ:
Маршевый двигатель:
• тип; РДТТ ЖРД РДТТ ЖРД
• тяга, Н 112000 4500 112000 4500
• удельный им- пульс, с 310 322,5 310 322,5
• система подачи топлива Пневмона- сосная + вытесни- трпьиаа Пневмонасосная + вытеснительная
• топливо ОПАЛ АТИН+Н лмг ОПАЛ АТИН+НДМГ
• заправка 2000-2400 150-500 2000-2400 150-500
• число включений 1 до 10 1 до 10
Двигатели ориентации и стабилизации
• тип ЖРД ЖРД ЖРД
• количество 8 8 8
• тяга, Н 111 111 111
• удельный им- пульс (пост/имп) 243/180 243/180 243/180
• система подачи вытеснительная вытеснительная вытеснительная
• топливо АТИН+НДМГ АТИН+НДМГ АТИН+НДМГ
• число включений до 10 000 до 10 000 до 10 000
Время автоном- ного полета, сут. ДО 10 до 10 до 10
Система управления •Бесплатформенная инерциальная навигационная; •8 ЖРД малой тяги •Бесплатформенная инерциальная навигационная; • 8 ЖРД малой тяги •Бесплатформенная инерциальная навигаци- онная; •8 ЖРД малой тяги
Телеметрическая система Выбирается Выбирается «Сириус» на первых пусках
БРК на базе БРК «Парус- 028» на базе БРК «Парус- 028» на базе БРК «Парус- 028» (на первых запус- ках БРК не предусмот- рен)
123
В табл. 7 приведены результаты
расчетов проектно-баллистических пара-
метров при перелете КА с КДУ на ГСО с
помощью ракет-носителей легкого, сред-
него и тяжелого классов. КДУ включает в
себя химический разгонный блок и элек-
трореакгивный транспортный модуль
(ЭРТМ).
Основными элементами ЭРТМ яв-
ляются блок электроракетных двигате-
лей, система хранения и подачи топлива,
двигательная установка системы ориен-
тации и стабилизации, солнечные батареи
и их панели, корпус. Именно эти элемен-
ты ЭРТМ и определяют его проектный
облик и габаритно-массовые характери-
стики. Их выбор осуществлялся из суще-
ствующих и хорошо зарекомендовавших
себя в ходе эксплуатации узлов и агрега-
тов.
В качестве двигателей ЭРТМ вы-
браны стационарные плазменные двига-
тели СПД-140 разработки ОКБ «Факел»,
рабочим телом которых служит ксенон.
Для его хранения использованы баллоны
производства ФГУП «НИИмаш». Для
обеспечения блока выведения необходи-
мой электроэнергией устанавливаются
наиболее эффективные солнечные бата-
реи на основе арсенида галлия, произво-
димые ОАО «Сатурн».
Анализ результатов расчета пока-
зал, что использование комбинированно-
го блока выведения позволяет доставить
ракетой-носителем среднего класса «Со-
юз-2.б» на геостационарную орбиту по-
лезную нагрузку массой до 2400 кг,
например, КА на базе универсальной
космической платформы «Экспресс-
1000» и «Экспресс-1000Н».
По полученным данным была раз-
работана трехмерная модель комбиниро-
ванного блока выведения (рисунки 7-9) и
проверены условия его размещения с по-
лезной нагрузкой под головным обтека-
телем ракеты-носителя (рис. 10).Для ди-
намических, параметрических расчетов и
3D моделирования использовались со-
временные программные комплексы и
пакеты разработки, такие как
PRO/ENGINEER и другие.
Рис. 7 - Компоновка ЭРТМ и разгонного блока «Фрегат»
124
Рис. 8 - Конструкция ЭРТМ и солнечные батареи
Рис. 9 - ЭРТМ со сложенными солнечными батареями
Рис. 10 - Окончательная сборка космической головной части под обтекателем ракеты-носителя «Союз-
2.16» диаметром 4.11 м и длиной 11,433 м.
125
126
Таблица 7 - Проектно-баллистические параметры выведения КАна ГСО с помощью ракет-носителей разных классов
PH тяжелого класса «Протон»+ЭРТМ-1 PH среднего класса «Союз— 2.1а» (грузоподъемностью 6900 кг)+ЭРТМ-2 PH легкого класса «Днепр»+ЭРТМ-3
Стартовая масса КА, кг 21706 6900 3700
Тяга одного ЭРД (СПД-140), мН 280 280 280
Удельный импульс ЭРД, с 2600 2600 2600
Потребляемая мощность одного ЭРД, кВт 6 6 6
Количество рабочих ЭРД 26 8 4
Площадь солнечных батарей (Ga-As), м* 565,2 173,9 87,0
Высота начальной орбиты, км 350 350 350
Наклонение начальной орбиты, град. 51,5 51,5 51,5
Большая полуось промежуточной орбиты, км 30000 28000 28000
Эксцентриситет промежуточной орбиты 0,2 0,5 0,5
Долгота восходящего узла промежуточной орбиты, град. 60 60 60
Результаты расчета
Время перелета, сут. 63,185 51,550 43,054
Начальное ускорение, мм/с2 0,769 0,999 1,112
Время пребывания КА в радиационных поясах Земли, сут. 18,211 13,325 18,60
Время пребывания в тени Земли, сут. 0 0 0
Характеристическая скорость (для ЭРД), км/с 4,587 4,890 5,048
Масса КА на промежуточной орбите, кг 9467,118 2242,001 1007
Масса энергоустановки, кг 1560 480 240
Масса ЭРДУ, кг 46,800 14,400 7,200
Масса системы подачи и хранения рабочего тела ЭРДУ, кг 109,073 27,381 12,657
Масса полезной нагрузки, кг 4773 993 415
Табл. 8 - Проектно-баллистические параметры выведения КАна ГСО с помощью PH
«Союз-2-16» (с грузоподъемностью 8250 кг)
Исходные данные
Двигатель СПД-140 СПД-140Д
Начальная масса КА, кг 8250
Масса рабочего запаса ХРБ, кг 3164
Конечная (сухая масса) ХРБ, кг 980
Тяга двигателя ХРБ, Н 20000
Удельная тяга двигателя ХРБ, с 328
Тяга одного ЭРД, мН 290 180
Удельный импульс ЭРД, с 1170 2750
Потребляемая мощность одного ЭРД, кВт 4,5 4,8
Масса одного ЭРД, кг 8,5 8,5
Количество рабочих ЭРД 8
Коэффициент резервирования ЭРД 1,5
Удельная масса энергоустановки, кг/кВт 10
Удельная масса системы подачи и хранения рабочего тела 0,02
Относительная масса конструкции КА (после отделения ХРБ) 0,1
Высота начальной орбиты, км 200
Наклонение начальной орбиты, град. 51,5
Большая полуось промежуточной орбиты, км 12000
Эксцентриситет промежуточной орбиты 0,3
Баллистические параметры перелета
Время перелета, сут. 108,7 186,1
Моторное время, сут. 108,7 186,1
Количество витков 267 445
Характеристическая скорость (для ЭРД), км/с 3,152 6,153
Проектные параметры перелета
Масса КА на промежуточной орбите, кг 4207
Масса энергоустановки, кг 360 384
Масса ЭРДУ, кг 102 102
Масса системы подачи и хранения рабочего тела ЭРДУ, кг 25,1 17,2
Масса рабочего тела ЭРДУ, кг 1255 858
Масса конструкции, кг 421
Масса полезной нагрузки, кг 2044 2425
Полная тяга, мН 2320 1440
Начальное ускорение, мм/с2 0,551 0,342
Время пребывания КА в радиационных поясах Земли, сут. 18,211 13,325
Площадь солнечных батарей, м2 130 139
127
Исходя из результатов, представ-
ленных в табл.х7 и 8, можно сделать вы-
воды:
• При использовании PH тяжелого
класса «Протон» только с РБ «Бриз-М»
масса полезной нагрузки, доставляемой
на геостационарную орбиту, при реали-
зации трехимпульсной схемы выведения
составляет порядка 3000 кг. В случае же
использования ЭРТМ-1 на этапе довыве-
дения КА с промежуточной орбиты на
целевую массу полезной нагрузки можно
увеличить до 3500-4500 кг при средней
продолжительности перелета 50-60 суток,
или даже до 6000 кг за время порядка 100
суток.
• При использовании PH среднего
класса «Союз-2.1а» только с РБ «Фрегат»
масса полезной нагрузки, доставляемой
на геостационарную орбиту, составляет
около 700 кг. В случае же использования
ЭРТМ-2 на этапе довыведения КА с про-
межуточной орбиты на целевую массу
полезной нагрузки можно увеличить до
800 кг при средней продолжительности
перелета 50 суток, или даже до 1700 кг за
время порядка 90 суток.
• При использовании PH легкого
класса «Днепр» только с АКБ доставить
полезный груз на геостационарную орби-
ту невозможно. В случае же использова-
ния ЭРТМ-3 на этапе довыведения КА с
промежуточной орбиты на целевую масса
полезной нагрузки может составлять по-
рядка 250 кг при средней продолжитель-
ности перелета 35 суток, или до 1100 кг
за время порядка 130 суток.
• При выводе ПН на PH «Союз-
2.1 б»(табл. 8) существует возможность
вывода 2425 кг на ГСО, что соответству-
ет двум спутникам связи на платформе
«Экспресс 1000К» (по 1200 кг) или одно-
го «Экспресс 1000SH» (2200 кг).
Библиографический список:
1. http://www.federalspace.ru/465/
2. http://ffegat-bav.narod.ru/Fregat.htm
3. http://www.kosmotras.ru/rn dnepr/
References:
1. http://www.federalspace.ru/465/
2. http://fregat-bav.narod.ru/Fregat.htm
3. http://www.kosmotras.ru/rn dnepr/
ANALYSIS OF THE EFFECTIVENESS OF THE COMBINED BUSTERS, INCLUDING
CHEMICAL UPPER STAGE AND THE ELECTRO-TRANSPORT MODULE, THE
TASK OF TRANSPORTING PAYLOADS INTO GEOSTATIONARY ORBIT
© 2015 V.V. Salmin, K.V. Petrukhina, A.S. Russkikh, A.A. Kvetkin
Samara State Aerospace University, Samara
Considered combined scheme launch payloads into geostationary orbit. The analysis of design-ballistic cir-
cuit parameters of spacecraft to the target orbit by launch vehicles light, medium and heavy classes. The developed
three-dimensional model of the combined busters and checked the conditions of his placement with payload under
nose fairing of a rocket.
Key words: the spacecraft, combined propulsion system chemical upper stage, the electro-transport module,
the geostationary orbit
Информация об авторах:
Салмин Вадим Викторович, д.т.н., профессор, заместитель заведующего кафедрой
космического машиностроения СГАУ, 443 086, Россия, г. Самара, Московское ш. 34, т. 8
(846) 267-46-88, sputnik@ssau.ru.
Область научных интересов: полеты с малой тягой, электрореактивные двигатели,
теория оптимального управления, синтез сложных технических систем.
Петрухина Ксения Вячеславовна, к.т.н., доцент кафедры космического машино-
строения СГАУ, 443 086, Россия, г. Самара, Московское ш. 34, т. 8 (846) 267-46-92,
kseniya 10.05@mail.ru,
128
Область научных интересов: полеты с малой тягой, электрореактивные двигатели,
теория оптимального управления.
Русских Антон Сергеевич, инженер кафедры космического машиностроения
СГАУ, 443 086, Россия, г. Самара, Московское ш. 34, т. 8 (846) 267-46-92,
toher007@mail.ru.
Область научных интересов: полеты с малой тягой, электрореактивные двигатели,
проектирование космических аппаратов.
Кветкин Александр Александрович , инженер кафедры космического машино-
строения СГАУ, 443 086, Россия, г. Самара, Московское ш. 34, т. 8 (846) 267-46-92,
emancipee 163 @yandex.ru.
Область научных интересов: полеты с малой тягой, электрореактивные двигатели,
проектирование космических аппаратов
Salmin Vadim Viktorovich, doctor of technical Sciences, Professor, Deputy head of the
Department of space engineering SSAU, 443 086, Russia, Samara, Moskovskoe sh. 34,
t. 8 (846) 267-46-88, sputnik@ssau.ru.
Research interests: flying low-thrust, electric propulsion, optimal control theory, the syn-
thesis of complex technical systems.
Petrukhina Ksenia Vyacheslavovna, Ph. D., associate Professor of space engineering
SSAU, 443 086, Russia, Samara, Moskovskoe sh. 34, T. 8 (846) 267-46-92,
kseniya 10.05@mail.ru.
Research interests: flying low-thrust, electric propulsion, optimal control theor.
Russkikh Anton Sergeevich, engineer of the Department of space engineering SSAU, 443
086, Russia, Samara, Moskovskoe sh. 34, T. 8 (846) 267-46-92, toher007@mail.ru.
Research interests: flying low-thrust, electric propulsion, spacecraft design.
Kotkin Alexander Alexandrovich, engineer of the Department of space engineering
SSAU, 443 086, Russia, Samara, Moskovskoe sh. 34, T. 8 (846) 267-46-92,
emancipee 163 @yandex.ru.
Research interests: flying low-thrust, electric propulsion, spacecraft design.
129
УДК 778.533(088.8)
ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ КОНСТРУКТИВНОЙ СХЕМЫ РАЗМЕРОСТАБИЛЬНОГО
КОРПУСА КОСМИЧЕСКОГО ТЕЛЕСКОПА ПРИ ТЕПЛОВОМ ВОЗДЕЙСТВИИ
© 2015 Ю.В. Потапова, А.Н. Шайда
АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара
Изложен метод проектирования корпусов космических телескопов, позволяющий получить простые и
надёжные силовые фермы, адаптивные к действию градиентов температур.
Ключевые слова: Рсимеростабильная ферма, телескоп
В современной космической техни-
ке при проектировании и создании сило-
вых конструкций корпусов космических
телескопов серьёзной проблемой, наряду
с сохранением прочности и обеспечением
жёсткости, является обеспечение их раз-
мерной стабильности в заданном направ-
лении в условиях воздействия значитель-
ных перепадов температур и механиче-
ских нагрузок.
Одним из путей уменьшения де-
формаций ферменных конструкций кор-
пусов космических телескопов в задан-
ном направлении, обусловленных воз-
действием неравномерного поля темпе-
ратур, является использование конструк-
тивных элементов, выполненных из ма-
териалов с низким коэффициентом ли-
нейного расширения (типа ИНВАР,
а=1-10'6 1/°С, у=8,2 г/см3) [1,4].
Уменьшить температурные дефор-
мации можно также за счёт создания тре-
буемого теплового режима, обеспечива-
ющего снижение перепадов температур
на конструкцию фермы телескопа, за счёт
применения активных и пассивных
средств обеспечения теплового режима
[3].
Однако указанные способы обеспе-
чения размерной стабильности приводят
к усложнению конструкции, снижению
её надёжности и, как правило, к увеличе-
нию её массы. Применение неметалличе-
ских материалов на основе углепластиков
не позволяет в полной мере обеспечить
достаточную геометрическую стабиль-
ность силовой конструкции телескопа,
поскольку эта характеристика напрямую
зависит от значения коэффициента ли-
нейного расширения применяемого по-
лимерного композитного материала, ко-
торый имеет конечную, хотя и малую,
величину.
Таким образом, существует потреб-
ность в простом и надёжном способе
обеспечения размерной стабильности
корпусов космических телескопов.
Рассматриваемый в настоящей ста-
тье метод проектирования адаптивных к
действию градиентов температур сило-
вой фермы апробирован в конструкциях
КА ДЗЗ, разрабатываемых ОАО «РКЦ
«Прогресс».
На рис. 1 изображён общий вид
фермы космического телескопа с высо-
кой геометрической стабильностью по
длине В и диаметру D при действии не-
равномерного поля температур.
130
Силовая ферма выполнена из про-
дольных, поперечных и диагональных
составных цилиндрических стержней,
соединенных между собой в узлах пере-
сечения.
На рис. 2 изображен общий вид со-
ставного размеростабильного стержня
силовой фермы.
Составной силовой стержень состо-
ит из цилиндрических стержней 1,2 дли-
ной /|, /2, толщиной 8], 82 и радиусами
срединной поверхности г\, гг. Цилиндри-
ческие стержни соединены между собой
биметаллическим кольцом с толщиной
слоев Н\, Нг и внутренним и наружным
диаметрами а, Ь.
При действии перепада температур
&=Т-То на составной стержень, цилин-
дрические стержни длиной Л, /2, удлиня-
ются (укорачиваются) на величины Д/i,
Д/г, а биметаллическое кольцо провора-
чивается на угол (р, перемещает свои края
на величину ДА в направлении противо-
положном сумме удлинений Д/= Д/| + Д/г.
На рисунках 3,4,5 изображен про-
цесс деформирования размеростабиль-
ных стержней от действия положитель-
ного и отрицательного перепадов темпе-
ратур соответственно.
Рис. 3
Исходя из рисунков 3,4,5:
ДА = т] с • sin (р » т] с <р,
где с=Ь-а.
т] - коэффициент, учитывающий упру-
гость стержней в местах их соединения с
биметаллическим кольцом.
Для определения ДА, считаем фор-
му кольца неизменной, тогда и сечение
кольца можно считать недеформирую-
щимся.
Возьмем точку О (рис. 5), располо-
женную на внутреннем радиусе а в сече-
нии колец. Тогда полное перемещение
сечения кольца может быть представлено
в виде последовательных перемещений
точки О вдоль оси симметрии, перпенди-
131
кулярно к ней и поворота на угол (р около
точки О.
Перемещение кольца вдоль оси
симметрии соответствует его перемеще-
нию как жесткого целого и не вызывает
его деформаций. Поэтому это перемеще-
ние не рассматриваем. Составляющую
перемещения перпендикулярную оси
симметрии обозначим через Д и переме-
щения вследствие поворота сечения во-
круг точки О - Д<р.
Д<р = у • (р.
Радиальное перемещение точки А
равно
Д 4- у • ср, а,
Окружное относительное удлине-
ние
Д 4- у • (р
е =---------
а 4- х
Окружное напряжение для первого
кольца равно
(к + у(р \
ог = I---------ДС) (0 < у
1 \а+х 1 /
<HJ
для второго кольца
(Ь + у(р \
<т2 = Е2 а *— a2&tj (—Н2 < у
<0)
Если разрезать кольцо осевой диа-
метральной плоскостью и рассмотреть
равновесие половины кольца, то очевид-
но, что в сечениях кольца (рис. 6) изги-
бающий момент М и нормальная сила N.
Следовательно
N= Iq Iq1 ai' dxdy +
f^°_H2O2-dxdy = 0, О"Ч-
ydxdy 4- f0C {°Hz a2 ydxdy = 0
Рис. 6
Подставляя в выражения N и М зна-
чения выражений и и, исключая Д,
определяем

^тах ”
1п-
а
(Е}Н~-Е2Н2)2
ЕсЕ2Н{Н2(Нх+Н2)
+ 4(Н,+Н2)
Очевидно, что ср будет наибольшим если
ЕгН1 = Е2Н$
Тогда С ЗД/(а, -о,)
’’"“'l/ 2(//,+//2)
а
Подставляя в выражение для ДК
значение фтах, определяем
ДК = г) • с • <ртах
при действии перепада температур Д/,
суммарные значения удлинения (укоро-
чения) цилиндрических стержней равно
Д£ = • ас kt + 12 ас At) = 4- /2)асДС
где LiA-z - длины цилиндрических
стержней
аст - коэффициент линейного расшире-
ния материала стержней.
Приравниваем значения выражений
ДА = ДК
Определяем соотношение геомет-
рических размеров стержней, биметалли-
ческого кольца и физико-механических
характеристик применяемых материалов.
. . с2 3At(a.-aA
(I, +1АаЫ = тр—----———
,п* 2(Я,+Н2)
а
и, введя обозначение 1г 4-12 = L, получа-
ем окончательное выражение для опреде-
ления потребной длины составного
стержня, размеростабильного от действия
температуры.
, Зс2
£ = /?——
lnb 2a.(Hl+HA
а
Учитывая, что силовая ферма со-
стоит из множества размеростабильных
от действия температуры составных
стержней, то и в целом она будет разме-
ростабильной по длине и по диаметру.
(ц, -уА
132
Предложенный метод проектирова-
ния позволяет создать размеростабиль-
ную адаптивную к действию температур
силовую ферму, обеспечивающую мини-
мальную дефокусировку телескопа при
действии температур.
Применение в силовой ферме кос-
мического телескопа составных стержней
позволяет уменьшить массу конструкции
и повысить термическую стабильность до
трех раз и более.
Область применения предлагаемой
конструкции не исчерпывается космиче-
ской техникой. Простота, надёжность,
технологичность и низкая стоимость поз-
воляют предположить, что данная кон-
струкция может найти широкое примене-
ние во всех случаях, когда нужно создать
размеростабильную в условиях воздей-
ствия неравномерного поля температур
конструкцию.
Библиографический список:
1. Ахметов Р.Н. Проектирование,
адаптивный к действию градиентов тем-
ператур размеростабильной силовой
фермы космического телескопа [Текст] /
Ахметов Р.Н., Стратилатов Н.Р.,
Шайда А.Н., Максимов С.В. / Научно-
технический сборник статей - 2012. -
Выпуск 1. Космическая техника и воору-
жение. Днепропетровск: ГП «КБ
«Южное».
2. Фомин Г.Е. Проектирование
адаптивных к действию градиентов тем-
ператур размеростабильных силовых
конструкций летательных аппаратов
[Текст]/ Фомин Г.Е., Шайда А.Н.,
Байкин В.Д./ Полет,- 2000.- №06.- С.
42-45.
3. Биткин В.Е. Особенности про-
ектирования стержневых размероста-
бильных крупногабаритных космических
конструкций [Текст]/ Биткин В.Е., Саль-
ников И.В., Шайда А.Н./ Сборник науч-
но-технических статей по ракетно-
космической тематике.- 1991,- С. 43-49.
4. Фомин Г.Е. Проектирование
размеростабильных стержневых
конструкций рефлекторов антенн, адап-
тивных к действию градиентов темпера-
тур [Текст]/ Фомин Г.Е., Шайда А.Н./
Сборник научно-технических статей по
ракетно-космической тематике.- 1991,- С.
61-64.
References:
1. R.N.Akhmetov, Design of tele-
scope force frame with stable dimensions
adaptive to temperature gradient [Text] /
R.N.Akhmetov, N.R.Stratilatov,
A.N.Shaida, S.V.Maksimov/ Scientific and
technical collection of articles- 2012. -
Edition 1. Space technology and armaments.
Dnepropetrovsk: GP «КВ «Yuzhnoe».
2. G.E.Fomin Design of spacecraft
load-bearing structures with stable dimen-
sions adaptive to temperature gradient
[Text]/ G.E. Fomin, A.N. Shaida,
V.D. Baikin/ Flight.- 2000,- №06,- 42-45p.
3. V.E. Bitkin Design features of
spacecraft large-size frame structures with
stable dimensions [Text]/ V.E. Bitkin,
I.V. Salnikov, A.N. Shaida/ Scientific and
technical collection of space rocket articles.-
1991,- 43-49p.
4. G.E.Fomin Design of reflector-
type antennas frame structures with stable
dimensions adaptive to temperature gradient
[Text]/ G.E.Fomin, A.N.Shaida/ Scientific
and technical collection of space rocket arti-
cles.- 1991,-61-64p.
THE CHOICE OF PARAMETERS OF THE CONSTRUCTIVE SCHEME
OF THE DIMENSIONALLY STABLE ENCLOSURE SPACE TELESCOPE
AT A THERMAL EFFECT
© 2015 Y.V. Potapova, A.N. Shaida
JSC «SRC «Progress», Samara
133
Design method of space telescope body with stable dimensions is considered which allows getting simple
and reliable power dimensions adaptive to temperature gradients.
Key words: Body with stable dimensions, telescope
Информация об авторах:
Потапова Юлия Валерьевна: Инженер - конструктор 2 категории АО «РКЦ «Про-
гресс», аспирант кафедры теплотехники и тепловых двигателей, СГАУ, 443 086, Россия, г.
Самара, Московское ш. 34, т. 8-927-706-32-07, Finkal987@mail.ru.
Область научных интересов: проектирование адаптивных к действию градиентов
температур и конструкций.
Шайда Анатолий Николаевич: Ведущий инженер - конструктор АО «РКЦ «Про-
гресс».
Область научных интересов: проектирование адаптивных к действию градиентов
температур и конструкций.
Authors details:
Yulia Valerjevna Potapova: Design Engineer, JSC «SRC «Progress», postgraduate stu-
dent of the Department of thermal engineering and heat engines of Samara State Aerospace Uni-
versity, 443 086, Russia, Samara, Moscow highway, 34, 8-927-706-32-07, Finka 1987@mail.ru.
Area of research: designing of structures adaptive to temperature gradients.
Anatoly Nikolaevich Shaida: principle engineer, JSC «SRC «Progress».
Area of research: designing of structures adaptive to temperature gradients.
134
УДК 629.7.08
ПЕРСПЕКТИВЫ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ БУКСИРА С ЭЛЕКТРОРАКЕТНОЙ
ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ МЕГАВАТТНОГО КЛАССА ДЛЯ
ГРУЗОСНАБЖЕНИЯ ЛУНЫ С КОСМОДРОМА «ВОСТОЧНЫЙ».
МЕТОДИКА ВЫБОРА ЕГО ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ.
© 2015 Д.А. Горопаев
Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный научно-
исследовательский институт машиностроения», г. Королев, Московская область
Приведены основные данные по перспективе использования многоразового межорбитального букси-
ра с электроракетной двигательной установкой мегаваттного класса и приведена методика выбора его про-
ектных параметров.
Ключевые слова: многоразовый межорбитальный буксир, электроракетная двигательная установка,
космодром «Восточный».
Для реализации перспективных
программ по исследованию и освоению
космического пространства необходимо
создание нового поколения космических
межорбитальных и межпланетных
средств с более эффективными энерго-
двигательными установками по сравне-
нию с существующими жидкостными ра-
кетными двигателями [2,3,4]. Одним из
наиболее перспективных путей решения
данной задачи является создание и внед-
рение в космическую технику межорби-
тальных и межпланетных буксиров
(ММБ) с электроракетными двигатель-
ными установками (ЭРДУ) для доставки
тяжелых полезных грузов на высокоэнер-
гетические орбиты, включая геостацио-
нарную орбиту (ГСО), орбиту искус-
ственного спутника Луны (ОИСЛ) и об-
ратно на орбиту искусственного спутника
Земли (ОИСЗ), Марсу при запусках с но-
вого космодрома «Восточный», а также
для реализации возможных других пер-
спективных космических проектов на
долгосрочный период (до 2050 года),
включая очистку околоземного космиче-
ского пространства от космического му-
сора, удаление с ГСО пассивных косми-
ческих аппаратов (КА), защиту Земли от
астероидной опасности, первый пилоти-
руемый полет к Марсу и др. [1,4]. Все эти
перспективные проекты не осуществимы
без мощной энергетики в космосе и соот-
ветствующей инфраструктуры на земле.
Создание первых форпостов и баз
на Луне до 2030 года предъявляют требо-
вания к средствам выведения России,
требующих разработки ракет носителей
(PH) с грузоподъемностью не менее 70 т,
ММБ с ЭРДУ и лунных взлетно-
посадочных комплексов.
К настоящему времени опублико-
вано несколько зарубежных проектов,
предполагающих использование ядерных
энергетических установок (ЯЭУ) с ЭРДУ
большой мощности в составе космиче-
ских транспортных средств [3], следует
также отметить, что перспективные ММБ
с СЭУ и ЭРДУ являются приоритетными
в перечне технологий NASA, необходи-
мых для осуществления продолжитель-
ных пилотируемых полетов в дальний
космос [2]. Предлагаются варианты ММБ
с СЭУ и ЭРДУ большой мощности для
поиска астероидов и операций по их от-
клонению с начальной траектории дви-
жения, даются оценки их высокой эффек-
тивности и низкой стоимости по сравне-
нию с использованием традиционных
средств выведения [5].
Библиографический список:
1. Гришин С.Д., Вахниченко В.В.,
Мухамеджанов М.Ж. Перспективы раз-
вития средств межорбитальной транспор-
тировки грузов. В трудах семнадцатых
чтений К.Э. Циолковского. М.: ИИЕТ АН
СССР, 1983.
2. Киселев А.И., Медведев А.А.,
Меньшиков В.А. Космонавтика на рубе-
135
же тысячелетий итоги и перспективы. М.:
Машиностроение, 2001.
3. Легостаев В.П., Лопота В.А. и др.
Луна - шаг к технологиям освоения Сол-
нечной системы. М.: ООО Айвори групп,
2011.
4. Черток Б.Е., Батурин Ю.М., Рай-
кунов Г. Г. и др. Космонавтика XXI века,
попытка прогноза развития до 2101 года.
М.: РТСофт, 2010.
5. Andrew V. Ilin. VASIMR Solar
Powered Missions for NEA Retrieval and
NEA Deflection, IEPC-2013-336.
References:
1. Grishin S, Vakhnichenko V., Mu-
hamedzhanov M. Perspectives of develop-
ment means for cargo interorbital transporta-
tion. 17th symposium K.E. Tciolkovsky.
Moscow, 1983.
2. Kiselev A, Medvedev A., Men-
shykov V. Cosmonautics at the turn of the
millennium result and prospects. Moscow:
Mashinostroenie, 2001.
3. Legostaev V., Lopota V. Moon -
step to technology exploitation Solar system.
M.: Avory group, 2011.
4. Chertok B., Baturin Y., Raykunov
G. Cosmonautics XXI century, attempt de-
velopment forecast till 2101 year. M.:
RTSoft, 2010.
5. Andrew V. Ilin. VASIMR Solar
Powered Missions for NEA Retrieval and
NEA Deflection, IEPC-2013-336.
PERSPECTIVES OF USAGE SPACE TUG WITH ELECTRIC ENGINE PROPULSION
SYSTEM OF MEGAWATT CLASS FOR MOON CARGO SUPPLY FROM COSMO-
DROME «VOSTOCHNY». METODIC OF CHOOSE ITS DESIGN OBJECTIVES.
© 2015 D.A. Goropaev
Federal State Unitary Enterprise TsNIIMash, Korolev
Present a main data for perspective usage space tug with electric engine propulsion system of megawatt class
for Moon cargo supply from cosmodrome “Vostochny” and present metodic of choose its design objectives.
Key words: reusable interorbital tug, electric engine propulsion system, «Vostochny» cosmodrome, design
objectives.
Информация об авторах:
Горопаев Дмитрий Александрович, начальник сектора отдела 1201 ФГУП
ЦНИИмаш, 141070, Россия, г. Королев, ул. Пионерская, д.4, т. 8(495) 513-54-84,
goropaev@yandex.ru.
Область научных интересов: проектно-поисковые и системные исследования пер-
спектив развития средств выведения.
Goropaev Dmitry Alexandrovitch, head of sector of department Federal State Unitary
Enterprise TsNIIMash, 141070, Russia, Korolev, Pionerskaya str., 4, t. 8(495) 513-54-84,
goropaev@yandex.ru.
Area of research: design-search and system researches of prospects of development of
means for space transportation
136
УДК 629.7.08
АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ СХЕМЫ ПОЛЕТА СТУПЕНИ С
РАКЕТНО-ДИНАМИЧЕСКОЙ СИСТЕМОЙ СПАСЕНИЯ НА ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ PH СРЕДНЕГО КЛАССА
© 2015 Д.С. Украинцев, Ю.Л. Кузнецов
Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный научно-
исследовательский институт машиностроения», г. Королев, Московская область
Рассмотрены возможные схемы полета отделяющейся части первой ступени, оснащенной ракетно-
динамической системой спасения. Приводятся результаты оценки изменения массы ПН, выводимой PH на
низкую околоземную орбиту и предельных значений аэродинамических и тепловых нагрузок ступени на
участке спасения в зависимости от схемы полета.
Ключевые слова: многоразовая ракета-носитель, система спасения, ракетный блок первой ступени,
ракетно-динамический маневр, Falcon-9
Одним из наиболее важных эксплу-
атационных показателей ракеты-носителя
(PH) как транспортного средства является
удельная стоимость выведения полезной
нагрузки (ПН) на целевую орбиту,
напрямую зависящая от затрат на изго-
товление PH. несмотря на большое коли-
чество попыток снизить стоимость запус-
ка PH, уровень цен на транспортные кос-
мические услуги продолжает оставаться
достаточно высоким, что существенно
тормозит темпы развития космичекой де-
ятельности. Одним из путей решения
данной проблемы является создание ра-
кетно-космических систем с элементами
многоразовости (многоразовых ракетно-
космических систем - МРКС), являю-
щихся предсказуемым этапом эволюции
ракетно-космической техники. Теорети-
чески многоразовые PH должны обладать
эксплуатационными преимуществами пе-
ред одноразовыми PH за счет сокращения
удельной стоимости выведения, обеспе-
чиваемой повторным использованием
матчасти.
В настоящее время большого про-
гресса в создании частично многоразо-
вых ракет-носителей достигла американ-
ская компания «SpaceX». Разработанная
ей концепция PH «Falcon-9» со спасаемой
первой ступенью предполагает примене-
ния ракетно-динамическй схемы спасе-
ния, включающей управляемый вход в
атмосферу и вертикальную посадку на
морскую платформу с помощью повтор-
ного включения части двигателей марше-
вой ДУ. В перспективе рассматривается
также возможность непосредственной
посадки первой ступени в районе старта
путем совершения ступенью после отде-
ления от PH маневра в вертикальной
плоскости с использованием маршевой
ДУ и части рабочего запаса топлива.
Очевидно, что установка ракетно-
динамической системы спасения первой
ступени, как и любой другой, приведет к
снижению энергетических возможностей
PH, в том числе и из-за обеспечения при-
емлемых условий (параметров движения
ступени на момент отделения от PH), не-
обходимых для ее безаварийного функ-
ционирования на участке спасения. С
этой точки зрения возникает необходи-
мость оценки энергетических затрат на
совершение различных вариантов ракет-
но-динамического маневра, в том числе и
с непосредственным возвращением и по-
садкой в район старта, с точки зрения
нагружения конструкции на участке спа-
сения, а также потерь в энергетике PH.
Последняя определяется массой ПН, вы-
водимой на опорную орбиту, например,
низкую околоземную орбиту (НОО) вы-
сотой 200 км при запуске с космодрома
мыс Канаверал.
В качестве сравниваемых выбраны
следующие типы посадки:
- №1 - спасаемая первая ступень без
отработки тормозного импульса при вхо-
де в атмосферу;
137
- №2 - спасаемая первая ступень с
отработкой тормозного импульса при
входе в атмосферу;
- №3 - спасаемая первая ступень с
возвратом в район старта.
В качестве эталона использовалась
скомпонованная по результатам балли-
стического проектирования типовая од-
норазовая кислородно-керосиновая двух-
ступенчатая PH среднего класса.
В результате расчета получены сле-
дующие результаты:
- Вариант №1 с минимальным ко-
личеством повторных включений ДУ.
Схема спасения предусматривает пассив-
ный полет первой ступени по баллисти-
ческой траектории после отделения от
PH, в процессе которого РСУ стабилизи-
рует ступень под углом атаки =180°, ди-
намическое торможение в атмосфере с
постоянным углом атаки и приземление
с помощью одного, центрально располо-
женного, ЖРД с регулируемой тягой,
обеспечивающего обнуление вертикаль-
ной скорости снижения. Посадочное
торможение начинается на высоте ~ 2 км
и относительной скорости 220 м/с, в
процессе которого расходуется 4.4 т топ-
лива. Раскрытие посадочных опор произ-
водится непосредственно перед посад-
кой. Таким образом, суммарная масса си-
стемы спасения, включающая расходуе-
мые запасы топлива и газов, составляет
7.45 т или 32 % от массы конструкции
одноразовой ступени. Установка системы
спасения уменьшает массу ПН, выводи-
мой на НОО на 8.6 %. Вход в атмосферу
отделившейся части первой ступени,
ориентированной в положение мини-
мального лобового сопротивления, а
также увеличение - на 1/3 ее массы при-
водит к более чем двукратному возраста-
нию аэротермодинамических нагрузок по
сравнению с одноразовой ступенью. Уве-
личение конвективных тепловых пото-
ков, действующих на конструкцию сопла
ЖРД ставит проблему их снижения с це-
лью сохранения работоспособности ДУ.
Что может быть в принципе обеспечено
установкой специальных защитных
устройств.
Для снижения аэротермодинамиче-
ских нагрузок целесообразно применение
схемы посадки №2, предусматривающий
применение тормозного импульса 840 м/с
при входе в атмосферу. Именно такой
схемой посадки обладает первая ступень
PH «Falcon-9». Благодаря применение
тормозного импульса конвективные теп-
ловые потоки снижаются более чем в 4
раза до 22 ккал/м2, а максимальное зна-
чение скоростного напора - с 18460 до
8560 кг/м2. Для совершения данного ма-
невра расходуется около 13 т топлива,
что снижает массу полезного груза до
23% относительно варианта с неспасае-
мой первой ступенью. При этом масса
ступени относительно одноразового ва-
рианта увеличивается на 88%.
Вариант посадки №3 является
наиболее совершенным вариантом с экс-
плуатационной точки зрения, поскольку
он не предполагает наличие выделенных
районов для посадки отработавшей сту-
пени. Тем не менее, при такой схеме по-
садки энергетические затраты будут су-
щественны и сопоставимы с потерями,
возникающими у многоразовых систем с
системой спасения самолетного типа.
Масса ступени увеличивается на 159%
относительно варианта с неспасаемой
ступенью, а масса полезного груза сни-
жается на 39%. При этом конструкция из
за больших углов входа в атмосферу ис-
пытывает большие скоростные напоры,
сопоставимые со значениями скоростно-
го напора, возникающего при посадке по
схеме №1, предусматривающей спуск по
баллистической траектории.
Библиографический список:
1. «Математическое моделирова-
ние многоразовых систем», В.В. Малы-
шев, Ю.Л. Кузнецов, К.А. Карп. Изда-
тельство МАИ, 2004 г.
2. « Основы проектирования ЛА.
Транспортные системы.» Под ред. Ми-
шина В.П., М., Машиностроение, 1985.
3. Дипломный проект Украинцева
Дмитрия Сергеевича «Создание многора-
зовой ракеты-носителя», МАИ каф. 601,
2015 г.
4. www.spacex.com - официаль-
ный сайт компании SpaceX.
138
References:
1 «Mathematical modeling of reusable
systems», V.V. Malishev, U.L. Kuznetsov,
K.A. Karp, MAI, 2004.
2. «Basics of aircraft designing.
Transportation systems.» V.P. Mishin edi-
tion,M., Mashinostroenie, 1985.
3. Degree project «Creation of reusa-
ble launch vehicle», Ukraintsev Dmitry,
MAI dept. 601,2015.
4. www.spacex.com - «SpaceX» offi-
cial website.
ANALIZING FIRST STAGE WITH REACTIVE LANDING SYSTEM FLIGHT
SCHEME INFLUENCE ON ENERGETICAL CHARACTERISTICS OF TWO-STAGE
MEDIUM CLASS LAUNCH VEHICLE.
© 2015 D.S. Ukraintsev, U.L. Kuznetsov
Federal State Unitary Enterprise TsNIIMash, Korolev
In this paper reviewed several possible flight schemes of separated part of the first stage, equipped with the
reactive saving system. Given estimates of transferring on low earth orbit payload mass changing and max aerody-
namic and heat loads of the first stage at the phase of saving depending on the flight scheme
Key words: reusable launch vehicle, saving system, first stage, reactive maneuver, Falcon-9.
Информация об авторах:
Кузнецов Юрий Леонидович, д.т.н., с.н.с., ведущий научный сотрудник отдела
1201 ФГУП ЦНИИмаш, 141070, Россия, г. Королев, ул. Пионерская, д.4,
т. 8(495)513-54-83.
Область научных интересов: проектно-поисковые и системные исследования средств
выведения.
Украинцев Дмитрий Сергеевич, инженер ФГУП ЦНИИмаш, 141070, Россия,
г. Королев, ул. Пионерская, д.4, т. 8(495) 513-54-84, Ukraintsev.dima@gmail.com.
Область научных интересов: проектно-поисковые и системные исследования средств
выведения.
Kuznetsov Uriy Leonidovich, doctor of technical sciences, senior research associate, head
science specialist of department 1201 of Federal State Unitary Enterprise TsNIIMash, 141070,
Russia, Korolev, Pionerskaya str., 4, t. 8(495) 513-54-84.
Area of research: design-search and system researches of space transportation systems.
Ukraintsev Dmitry Sergeevich, engineer of department 1201 of Federal State Unitary
Enterprise TsNIIMash, 141070, Russia, Korolev, Pionerskaya str., 4, t. 8(495)513-54-84,
ukraintsev.dima@gmail.com.
Area of research: design-search and system researches of space transportation systems.
139
УДК 629.7.08
ПУТИ РАЗВИТИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ СВЕРХТЯЖЕЛОГО КЛАССА
© 2015 В.В. Смирнов
Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный научно-
исследовательский институт машиностроения», г. Королев, Московская область
Приведены основные данные по перспективе использования ракеты-носителя сверхтяжёлого класса
и альтернативных средств выведения для запуска сверхтяжелых грузов и пилотируемых кораблей нового
поколения на высокоэнергетические орбиты, в том числе на низкую полярную орбиту Луны.
Ключевые слова: многоразовое средство выведения, космодром «Восточный», электроракетная
двигательная установка.
ВВЕДЕНИЕ
Решение проблемы надежной, без-
опасной и дешевой доставки сверхтяже-
лых автоматических и пилотируемых КА
на высокоэнергетические орбиты, в том
числе и низкую полярную орбиту Луны,
является одним из важнейших направле-
ний развития космической отрасли Рос-
сии, США и других стран.
Возможны следующие схемы опе-
ративной доставки грузов и ПТК на Лу-
ну:
1. Прямая схема, требующая разра-
ботки и содержания PH СТК, в за-
висимости от грузо-подъемности
PH разделяется на два вида:
а. «Аполлоновская» схема с пря-
мой посадкой на Луну, требу-
ющая PH с грузоподъемностью
130-150т на НОО;
Ь. Схема со стыковкой на орбите
Луны ПТК и ВПК, требующая
PH с грузоподъемностью 80-85т
на НОО;
2. схема со стыковкой заправленных
разгонных блоков тяжелого класса
на НОО с последующим переле-
том на Луну;
3. схема с выводом не заправленного
МБ СТК в качестве третьей PH ТК
с последующей заправкой на ОЗК.
Также возможна схема с ММБ, обору-
дованным маршевой ЯЭРДУ, это снизит
себестоимость доставки, но не обеспечит
оперативности.
ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ
• Доставка сверхтяжелых грузов на
140
высокие энергетические орбиты, в
том числе на геостационарную орби-
ту и к точкам либрации системы Лу-
на-Земля;
• пилотируемые миссии на Луну по
однопусковой или многопусковой
схемам;
• формирование на низкой околозем-
ной орбите сверхтяжелого комплекса
массой 400-600 т для пилотируемых
миссий на Марс.
ЭТАПЫ ЗАДАЧ СВЕРХТЯЖЕЛЫХ
КОМПЛЕКСОВ
Первый этап
Основными задачами 1 этапа явля-
ются выведение пилотируемого корабля
для облета Луны и на орбиту искусствен-
ного спутника Луны, а также обеспече-
ние экспедиций к 2030 году на поверх-
ность Луны (по двух пусковой схеме со
стыковкой пилотируемого корабля и
лунного взлётного-посадочного корабля
на орбите Луны) с использованием PH
СТК грузоподъемностью 80-85 т на низ-
кой околоземной орбите.
Второй этап
Основными задачами 2 этапа после
2030 года являются реализация экспеди-
ций на поверхность Луны по однопуско-
вой схеме и экспедиции к Марсу к 2045
году со сборкой экспедиционного ком-
плекса на низкой орбите массой 400-600 т
по многопусковой схеме с использовани-
ем PH СТК грузоподъемностью 130-150
т. На низкой околоземной орбите
ВОЗМОЖНЫЕ СХЕМЫ
ПРЯМАЯ СХЕМА
Прямые схемы выведения на ОИСЛ с
использование PH сверхтяжелого
класса:
1. двухпусковая схема выведения к
Луне с использованием PH СТК
грузоподъемностью на низкой ор-
бите 80-85 т со стыковкой ПТК
(масса 20 т) и ЛПВК (масса 30 т)
на низкую полярную орбиту ИСЛ;
2. однопусковая схема выведения
ПТК+ЛПВК массой 50 т на ОИСЛ
с использованием PH грузоподъ-
емностью на низкой орбите 130-
150 т.
Схемы с формированием сверхтяже-
лого разгонного комплекса на низкой
орбите по многопусковой схеме с ис-
пользованием PH тяжелого класса
грузоподъемностью 25-30 т (с авто-
матической стыковкой выведенных
кислородно-водородных МОБ на
околоземную орбиту):
1. двухпусковая схема выведения на
ОИСЛ ПТК и ЛПВК с последую-
щей стыковкой на этой орбите.
Для осуществления такой схемы
потребуется 2 разгонных комплек-
са из 3 состыкованных МОБ с об-
щей массой 60-65 т каждый;
2. однопусковая схема выведения на
ОИСЛ со стыковкой ПТК с ЛПВК
и разгонным комплексом на око-
лоземной орбите и общим переле-
том на ОИСЛ. Для осуществления
такой схемы потребуется форми-
рование разгонного комплекса из
6 состыкованных МОБ с общей
массой 120 т.
Схема с выводом кислородно-
водородного межорбитального бук-
сира сверхтяжелого класса в каче-
стве верхней ступени PH тяжелого
класса на НОО с последующей за-
правкой на ОЗК.
Использование многоразового
межорбитального буксира с электро-
ракетной двигательной установки с
высоким удельным импульсом 5000 -
7000 с
Сейчас рассматривается двух этап-
ный путь развития России в создании PH
СВТК для оперативной доставки грузов
на ОИСЛ и поверхность Луны:
1 этап - 80-85 т. Основными задача-
ми 1 этапа являются выведение пилоти-
руемого корабля для облета Луны и на
орбиту искусственного спутника Луны, а
также обеспечение экспедиций на по-
верхность Луны (по двухпусковой схеме
со стыковкой пилотируемого корабля и
лунного взлётного-посадочного корабля
на орбите Луны);
2 этап - 130-180 т. Основными зада-
чами 2 этапа являются реализация экспе-
диций на поверхность Луны по однопус-
ковой схеме и экспедиции к Марсу по
многопусковой схеме.
Экономический анализ показывает,
что стоимость пилотируемой миссии на
поверхность Луны с помощью PH СВТК
находится на уровне 30 млрд, рублей.
В СССР для реализации этих про-
грамм была создана PH сверхтяжелого
класса «Энергия», она состояла из цен-
трального кислород-водородного блока и
боковых кислород-керосиновых, количе-
ство которых менялось в зависимости от
необходимой энергетики. КБ «Южное»
во главе с генеральным конструктором
Уткиным Владимиром Фёдоровичем
обеспечили задел для создания PH СВТК
«Энергия», боковые блоки которой были
построены на базе PH «Зенит». Энерге-
тические возможности PH «Энергия»
обеспечивали грузоподъемность на НОО
- 105 т. и на ГСО (с использованием
КВРБ) - 18 т. Далее путём наращивания
количества боковых блоков энергетика
была увеличена до грузоподъемности на
НОО 200 т., ракета получила название
«Вулкан». Реализация этих программ
позволяла совершать полёты на Луну по
однопусковой схеме, что обеспечивало
максимальную безопасность пилотам и
необходимый уровень надежности до-
ставки автоматических грузов. Из-за не-
достаточного финансирования работы в
этом направлении были прекращены.
141
СХЕМА СО СТЫКОВКОЙ ЗАПРАВ-
ЛЕННЫХ РАЗГОННЫХ БЛОКОВ
ТЯЖЕЛОГО КЛАССА НА HOP С
ПОСЛЕДУЮЩИМ ПЕРЕЛЕТОМ НА
ЛУНУ
На НОО с помощью PH ТК выво-
дятся кислород-водородные разгонные
блоки с последующей общей стыковкой
на орбите, далее к ним стыкуется грузо-
вой или пилотируемый корабль с взлет-
но-посадочным комплексом. Общей
энергетики разгонных блоков хватит для
доставки ПГ на орбиту Луны.
Такая схема выгодна тем, что нет
необходимости в содержании дорогой PH
СВТК. С другой стороны такая схема
имеет негативные аспекты: ограниченное
количество стыковок РБ на НОО в силу
резкого уменьшения надежности, что не-
допустимо при пилотируемых экспеди-
циях, сложность в фазировании при по-
лете на полярную орбиту Луны:
• Вывод на околоземную орбиту
межорбитальных одноразовых бук-
сиров с последующей стыковкой и
формированием сверхтяжелого раз-
гонного комплекса массой 70-75т.
Вывод МОБ на орбиту осуществля-
ется с помощью PH ТК типа
Ангара-А5.
• Потребуется 6 пусков PH ТК с за-
правленными тяжелыми МБ, которые
смогут обеспечить выведение на ор-
биту Луны ПТК (20т) и ЛПВК (30т).
• На целевой орбите производится раз-
деление ПТК и ЛПВК и отработав-
шего сверхтяжелого разгонного ком-
плекса, с уводом на орбиту захороне-
ния.
СХЕМА С ВЫВОДОМ МБ СВТК В КА-
ЧЕСТВЕ ТРЕТЕЙ СТУПЕНИ PH ТК С
ПОСЛЕДУЮЩЕЙ ЕГО ЗАПРАВКОЙ
НА ОЗК.
На НОО формируется орбитальный
заправочный комплекс ОЗК. В качестве
верхней ступени PH ТК на орбиту выво-
дится сухой МБ с последующей заправ-
кой на ОЗК. Состав ОЗК для заправки
МБ, доставляющего грузы на Луну, мо-
жет быть реализован двумя вариантами
облика специализированных одноразо-
вых танкеров-заправщиков:
- доставки криогенных компонентов
топлива с Земли на борт ОЗК, используя
средства обеспечения перекачки крио-
генных компонентов в условиях невесо-
мости. Предполагается оснащение танке-
ра-заправщика необходимыми стыковоч-
ными узлами, системой хранения и сред-
ствами перекачки топлива в ОЗК.
- доставки и перекачки воды в усло-
виях невесомости в ОЗК для последую-
щего его расщепления и сжижения на
компоненты топлива (кислород-водород).
При такой схеме с одной стороны упро-
щается конструкция одноразового танке-
ра-заправщика, а с другой стороны
усложняется конструкция ОЗК. Добав-
ляются системы: разложения воды на
кислород и водород, сжижения, термо-
статирования. Анализ энергозатрат пока-
зывает, что для реализации подобных си-
стем потребуются десятки киловатт элек-
тричества.
1. Вывод на орбиту базирования
(400км) орбитального заправоч-
ного комплекса топлива массой ~
45-50 т. Доставка топлива осу-
ществляется по многопусковой
схеме с использованием одоно-
разовых танкеров-заправщиков.
2. Потребуется 2-3 пуска PH ТК для
вывода необходимой массы топ-
лива на орбиту ОЗК с помощью
танкеров-заправщиков. Осу-
ществляется перекачка компо-
нентов из танкера-заправщика на
борт орбитального заправочного
комплекса. Для перекачки КРТ
предполагается оснащение тан-
кера-заправщика необходимыми
стыковочными узлами, системой
сближения «Курс», системой
хранения и перекачки криоген-
ных компонентов топлива.
3. В плоскость орбиты ОЗК выво-
дится верхняя ступень PH ТК
совместно с КА. Верхняя ступень
PH ТК представляет собой МБ,
задачей которого является работа
на участке выведения на опор-
ную орбиту ОЗК в качестве
верхней ступени, после выведе-
142
ния стыковка с ОЗК, перекачка
компонентов на борт МБ, отсты-
ковка МБ от ОЗК, проверка си-
стем МБ, следующий этапом МБ
осуществляет стыковки с ПТК
или ЛПВК.
4. Двумя пусками МБ происходит
доставка на ОИСЛ ПТК и ЛПВК,
с последующей стыковкой.
5. На целевой орбите производится
разделение ПТК или ЛПВК от
МБ, увод отработавшего МБ на
орбиту захоронения.
Существенным критерием, по кото-
рому можно сделать выбор в пользу схе-
мы с ОЗК, являются экономия значитель-
ных средств, необходимых для создания
и эксплуатации PH СВТК.
Но с другой стороны требуются
значительные средства для создания и
эксплуатации ОЗК на низкой орбите, не
обеспечивается однопусковая схема вы-
ведения пилотируемых кораблей к Луне
(только со стыковкой ПКК с МБ на низ-
кой орбите ИСЗ, так как по условиям
безопасности ПКК с космонавтами на
борту не могут находиться на ОЗК при
заправке МБ), сложность фазирования с
полярной орбитой Луны.
При большом грузопотоке на Луну,
не требующего оперативности доставки,
возможна многопусковая схема с исполь-
зованием КА с электродвигательной
установкой. На первом этапе эксплуата-
ции ММБ с электродвигательной уста-
новкой пополнение запасов рабочего
топлива возможно путем замены топлив-
ных баков ММБ. На втором этапе экс-
плуатации считается целесообразным ре-
ализация возможности дозаправки с бор-
та ОЗК топливом многоразовые межор-
битальные буксиры с электроракетной
двигательной установкой. В этом случае
потребуется на порядок меньше топлива,
чем при заправке межорбитальных бук-
сиров с ЖРД.
ВЫВОДЫ
Достоинства Недостатки
Прямая схема Обеспечение требуемого уровня без- опасности и надежности, относитель- ная простота фазирования при полете на полярную орбиту Луны Высокая цена создания и содер- жания комплекса с PH СТК
Схемы со стыковками МОБ Возможность отказаться от создания и эксплуатации наземного сверхтяжелого комплекса Низкая надежность, безопасность и оперативность выполнения транспортной операции по срав- нению с прямой схемой выведе- ния с использованием РКН сверх- тяжелого класса.
Схема с ОЗК Возможность отказаться от создания и эксплуатации наземного сверхтяжелого комплекса Нерешенные вопросы хранения и перекачки криогенных компонен- тов в космосе для варианта с ОЗК, а также значительные затраты на реализацию самого ОЗК
Схема с бук- сиром с ЯЭР- ДУ Низкая удельная стоимость выведения грузов на ОИСЛ В полной мере не решены вопро- сы создания ЭУ и ЭРД больших мощностей, наземной отработки элементов ММБ. Низкая опера- тивность выведения
143
Библиографический список:
1. Гришин С.Д., Вахниченко В.В.,
Мухамеджанов М.Ж. Перспективы раз-
вития средств межорбитальной транспор-
тировки грузов. В трудах семнадцатых
чтений К.Э. Циолковского. М.: ИИЕТ АН
СССР, 1983.
2. Киселев А.И., Медведев А.А.,
Меньшиков В.А. Космонавтика на рубе-
же тысячелетий итоги и перспек-тивы.
М.: Машиностроение, 2001.
3. Легостаев В.П., Лопота В.А. и др.
Луна - шаг к технологиям освоения Сол-
нечной системы. М.: ООО Айвори групп,
2011.
4. Кобелев В.Н., Милованов А.Г.
Средства выведения космических аппа-
ратов
5. Федеральное космическое
агентство. Официальный сайт
www.federalspace.ru
References:
1. Grishin S., Vakhnichenko V.,
Muhamedzhanov M. Perspectives of devel-
opment means for cargo interorbital trans-
portation. 17th symposium K.E. Tciolkov-
sky. Moscow, 1983.
2. Kiselev A, Medvedev A.,
Menshykov V. Cosmonautics at the turn of
the millennium result and prospects. Mos-
cow: Mashinostroenie, 2001.
3. Legostaev V., Lopota V. Moon -
step to technology exploitation Solar system.
M.: Avory group, 2011.
4. Kobelev V.N., Milovanov A.G.
Spacecrafts launch vehicles
5. Federal Space Agency. Official site
of www.federalspace.ru.
DEVELOPMENT OF HEAVY-LIFT LAUNCH VEHICLES.
© 2015 V.V. Smirnov
Federal State Unitary Enterprise TSNIIMash, Korolev
Presented a main information about perspective usage of super-heavy launch vehicles and other launch ve-
hicles for super-heavy cargo and new generation manned spacecrafts transportation on high-energy orbits, including
low polar moon orbit.
Key words: reusable launch vehicle, «Vostochny» cosmodrome, electric engine propulsion system.
Информация об авторах:
Смирнов Владимир Владимирович, инженер отдела 1201 ФГУП ЦНИИмаш,
141070, Россия, г. Королев, ул. Пионерская, д.4, т. 8(495) 513-54-84, smimovvp@mail.ru.
Область научных интересов: проектно-поисковые и системные исследования пер-
спектив развития средств выведения
Smirnov Vladimir Vladimirovich, engineer of department 1201, Federal State Unitary
Enterprise TSNIIMash, 141070, Russia, Korolev, Pionerskaya str., 4, t. 8(495)513-54-84,
smimowp@mail.ru.
Area of research: design-search and system researches of launch vehicle development
144
УДК 629.7.08
ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ РАЗВИТИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ
© 2015 Ф.Ф. Дедус, И.И. Кузнецов, М.Ж. Мухамеджанов, А.Ю. Подтынных
Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный научно-
исследовательский институт машиностроения», г. Королев, Московская область
Приведены основные данные об этапности создания средств выведения и приоритетные направления
работ по ракетам-носителям, разгонным блокам и межорбитальным буксирам на космодроме «Восточный».
Ключевые слова: ракеты-носители, разгонные блоки, межорбитальные буксиры, космодром
«Восточный»
Стратегия развития средств выве-
дения определяет основные цели, задачи
и приоритетные направления работ по
ракетам-носителям, разгонным блокам и
межорбитальным буксирам. Средства
выведения являются неотъемлемой со-
ставляющей осуществления космической
деятельности. Для России это направле-
ние традиционно является приоритет-
ным, так как именно оно гарантирует не-
зависимый доступ в космос для решения
задач по исследованию и использованию
космического пространства в националь-
ных интересах и в реализации достигну-
тых соглашений в рамках международно-
го сотрудничества [1,2].
Эксплуатируемые средства выведе-
ния включают 3 типа ракет-носителей
(PH), 3 типа разгонных блоков (РБ) и
обеспечивает запуски космических аппа-
ратов (КА) с космодромов Байконур и
Плесецк:
- на орбиты различных наклонений,
высот и на отлетные траектории;
- массой до 22,0 т на низкие орбиты,
до 6,5 т на геопереходные к геостацио-
нарной (ГСО) орбите и до 3,2 т на ГСО.
Благодаря относительной деше-
визне и высокой надежности ракет-
носителей Россия занимает ведущие по-
зиции на мировом рынке пусковых услуг.
В период 1995 -2015 годы уровень ком-
мерческих пусков отечественных носите-
лей составил до ~40% от общего объема
пусковых услуг на мировом космическом
рынке.
В настоящее время обеспеченность
государственных интересов России и
уровень удовлетворения потребностей
страны в средствах выведения КА на ор-
биту недостаточны по причинам:
- недостаточной надежности суще-
ствующих СВ;
- зависимости решения ряда задач, в
частности, обеспечиваемых пусками тя-
жёлых PH типа «Протон-М», от внешней
политической и экономической конъюнк-
туры;
- отсутствия конкурентоспособной
отечественной элементной базы и, вслед-
ствие этого, зависимости отечественных
разработок СУ от закупок зарубежной
элементной базы.
Достижение и поддержание передо-
вого уровня мирового ракетостроения,
направленное на снижение удельной сто-
имости выведения полезного груза в кос-
мос, основано на постоянном совершен-
ствовании технологии работ с использо-
ванием высокоэффективных кислородно-
водородных компонентов топлива на ра-
кетных ступенях, усовершенствованной
элементной базы, композитных криоген-
ных топливных баков (в том числе круп-
норазмерных) и углепластиковых сухих
отсеков, а также повышения квалифика-
ции привлекаемых специалистов. Приме-
ром подобного подхода является подго-
товка серийного производства ряда зару-
бежных ракет-носителей типа «Atlas-V»,
«Delta-IV», «Falcon-1, -9», «Ariane-5,-6»,
«CZ-5».
Основные задачи развития средств
выведения на период до 2050 года [1]:
1. Завершение модернизации ком-
плексов с PH типа Р7А, создание КРК
«Ангара» с целью гарантированного
обеспечения задач в интересах Минобо-
145
роны России и социально-
экономического назначения, а также раз-
работка высокоэффективных РБ.
2. В обеспечение выполнения Указа
Президента Российской Федерации от 6
ноября 2007 года «О космодроме Во-
сточный» последовательное развертыва-
ние на нем космических ракетных ком-
плексов исходя из следующего приорите-
та: первоочередным для космодрома
«Восточный» обеспечить создание кос-
мического ракетного комплекса (КРК) с
PH «Союз-2» эт. 1а, 16 и 1в с готовно-
стью к пуску в декабре 2015 г. автомати-
ческих КА на ССО, высокоэллиптические
орбиты (ВЭО) и высококруговые орбиты.
Обеспечение готовности КРК с
PH «Ангара-А5» к 2021 г. для запусков
КА на высокоэнергетические орбиты и в
обеспечение пилотируемых программ, а
также создание к 2023 году КРК с
PH «Ангара-А5В» повышенной грузо-
подъемности для более эффективного
обеспечения потребностей запусков ав-
томатических аппаратов и в интересах
пилотируемых программ. Это должно
укрепить возможности российского при-
сутствия на мировом рынке пусковых
услуг и обеспечить возможность выведе-
ния по двухпусковой схеме с использова-
нием PH «Ангара-А5В», МОБ КВТК и
МОБ ДМ на орбиту искусственного
спутника Луны ПТК НП и ЛПВК с по-
следующей их стыковкой на ОИСЛ и по-
садкой на поверхность Луны.
3. Разработка космического ракет-
ного комплекса с ракетой-носителем
среднего класса нового поколения для
космодрома «Восточный», с энерго-
массовыми характеристиками, превы-
шающими энергомассовые харак-
теристики КРК с PH «Союз-2», с более
высокими показателями надежности, без-
опасности (безаварийности), обладающе-
го низкой стоимостью изготовления и
конкурентоспособностью на мировом
рынке пусковых услуг, разработка раз-
гонного блока МЛ на экологически чи-
стых компонентах топлива для PH сред-
него класса;
4. Формирование научно-техни-
ческого и технологического заделов в
обеспечение создания после 2035 года PH
и РБ сверхтяжелого класса и развитие
мощных ММБ с ЭРДУ с целью выведе-
ния модулей в обеспечение создания и
эксплуатации долговременной базы на
Луне и реализации пилотируемых полё-
тов на Марс в рамках международной ко-
операции.
Реализация Стратегии развития и
использования средств выведения в обес-
печение Федеральной космической про-
граммы на период до 2050 года позволит
решить принципиальные вопросы осу-
ществления Россией независимой косми-
ческой деятельности, предоставления
услуг по запускам в требуемом объеме и
надлежащего качества, заложить основы
для развития задач по изучению и освое-
нию небесных тел и планет Солнечной
системы, сохранить ведущие позиции
Российской Федерации в осуществлении
пилотируемых полетов.
Библиографический список:
1. Основные положения «Основ
государственной политики Российской
Федерации в области космической дея-
тельности на период до 2030 года и даль-
нейшую перспективу», утвержденные
Президентом Российской Федерации от
19 апреля 2013 года № Пр-906.
2. Федеральное космическое
агентство. Официальный сайт
www.federalspace.ru.
References:
1. Basic provisions «Bases of a state
policy of the Russian Federation in the field
of space activity for the period till 2030 and
further prospect», № Пр-906 approved by
the President of the Russian Federation of
April 19,2013.
2. Federal Space Agency. Official site
of www.federalspace.ru.
146
MAIN DIRECTIONS OF DEVELOPMENT OF GROUND SPACE INFRASTRUCTURE
OF THE VOSTOCHNY COSMODROME
© 2015 F.F. Dedus, LI. Kuznetcov, M.J. Mukhamedzhanov, A.Y. Podtynnykh
Federal State Unitary Enterprise TsNIIMash, Korolev
There is basic information about staging of creation launch vehicles and priority work ways of rocket sys-
tems, rocket upper-stages and ortital transfer vehicles at the spaceport «Vostochnyi».
Key words: launch vehicle, rocket upper-stages, ortital transfer vehicles, spaceport «Vostochnyi».
Информация об авторах:
Дедус Федор Флоренцевич, к.т.н., с.н.с., заместитель генерального директора (по
системным исследованиям) - начальник центра системного проектирования
ФГУП ЦНИИмаш, 141070, Россия, г. Королев, ул. Пионерская, д.4, т. 8(495) 513-44-00,
corD@tsniimash.ru.
Область научных интересов: проектно-поисковые и системные исследования пер-
спектив развития средств выведения и космодромов, организация программно-целевого
планирования космической деятельности
Кузнецов Игорь Иванович к.т.н. с.н.с. начальник комплекса 12 ФГУП ЦНИИмаш,
141070, Россия, г. Королев, ул. Пионерская, д.4, т. 8(495) 513-46-85,1 Kuz@inbox.ru.
Область научных интересов: проектно-поисковые и системные исследования средств
выведения и космодромов
Мухамеджанов Мурат Жалялетдинович к.т.н., начальник отдела 1201 ФГУП
ЦНИИмаш, 141070, Россия, г. Королев, ул. Пионерская, д.4, т. 8(495) 513-42-67,
OtdelSV 1201 @tsniimash.ru.
Область научных интересов: проектно-поисковые и системные исследования пер-
спектив развития средств выведения и средств межорбитальной транспортировки.
Подтынных Андрей Юрьевич, начальника сектора отдела 1201 ФГУП ЦНИИмаш,
141070, Россия, г. Королев, ул. Пионерская, д.4, т. 8(495) 513-42-67, Fe liks@mail.ru.
Область научных интересов: проектно-поисковые и системные исследования пер-
спектив развития средств выведения
Dedus Fedor Florentsevich, candidate of technical sciences, senior research associate, the
deputy CEO (on system researches) - the chief of the center of system design Federal State Uni-
tary Enterprise TsNIIMash, 141070, Russia, Korolev, Pionerskaya str., 4, t. 8(495) 513-44-00,
corp@tsniimash.ru.
Area of research: design-search and system researches of prospects of development of
means of removal and spaceports, organization of program and target planning of space activity
Kuznetsov Igor Ivanovich candidate of technical sciences, senior research associate,
Head of the complex 12 of Federal State Unitary Enterprise TsNIIMash, 141070, Russia,
Korolev, Pionerskaya str., 4, t. 8(495) 513-46-85,1 Kuz@inbox.ru.
Area of research: design-search and research system launch vehicles and space centers
Mukhamedzhanov Murat Zhalyaletdinovich candidate of technical sciences, Head of
department 1201 of Federal State Unitary Enterprise TsNIIMash, 141070, Russia, Korolev,
Pionerskaya str., 4, t. 8(495) 513-42-67, OtdelSV 1201 @tsniimash.ru.
Area of research: design-search and research system development prospects of launch ve-
hicles and means of transport inter-orbit.
Podtynnykh Andrey Yurevich Head of sector of department 1201 of Federal State Uni-
tary Enterprise TsNIIMash, 141070, Russia, Korolev, Pionerskaya str., 4, t. 8(495) 513-48-27,
Fe liks@mail.ru.
Area of research: design-search and research system development prospects of launch
vehicles.
147
УДК 629.786.2
ТРАНСФОРМИРУЕМЫЙ МОДУЛЬ. ВАРИАНТЫ КОНСТРУКЦИИ ОБОЛОЧКИ
© 2015 А.А. Чернецова, И.В. Оникийчук, И.М. Филиппов, А.Д.Бычков
ОАО «РКК «Энергия», г. Королев
В данной работе приведены промежуточные результаты работ по проекту «Создание прототипа
трансформируемого обитаемого космического модуля» и перспективы дальнейшей реализации проекта.
Проведен анализ возможных вариантов конструкции оболочки трансформируемого модуля.
Ключевые слова: трансформируемый модуль, многослойная трансформируемая оболочка, микро-
метеороидная защита
Одной из наиболее перспективных
возможностей увеличения полезного
герметичного объема модулей космиче-
ских станций является создание транс-
формируемых модулей (ТМ) со встроен-
ной противометеороидной защитой.
По сравнению с традиционными
жесткими модулями, ТМ обладает сле-
дующими преимуществами:
- значительное увеличение
диаметра и полезного объема в рабочем
положении при аналогичных габаритах в
транспортном положении;
- существенное улучшение
эргономики обитаемых отсеков;
- улучшенная защита экипажа от
микрометеороидов, частиц техногенного
мусора и ионизирующего излучения при
аналогичных массовых характеристиках.
В РКК «Энергия» ведется работа по
инвестиционному проекту «Создание
прототипа трансформируемого
обитаемого космического модуля» [1],
целью которой является освоение
технологии создания полноценных ТМ с
внутренним объёмом не менее 100 м3.
В качестве прототипа используется
проект NASA по модулю TransHab [2].
Основными задачами инвести-
ционного проекта являются:
- разработка методики проектро-
вания ТМ;
- разработка и экспери-
ментальное обоснование структуры,
состава и конструктивного исполнения
трансформируемой оболочки;
- изготовление масштабного
макета ТМ, экспериментальная отработка
критических проектно-конструкторских
решений;
- разработка и создание ТМ с
внутренним объёмом не менее 100 м3 ,
выводимого PH «Союз-2.1 б» в составе
ТГКМ на базе ПАО корабля «Прогресс».
На данный момент завершаются
проектно-поисковые и расчетно-
теоритические исследования, экспери-
ментальная отработка с использованием
образцов материалов и фрагментов обо-
лочки модуля.
В качестве основного варианта про-
рабатывается ТМ с мягкой (тканевой)
многослойной трансформируемой герме-
тичной оболочкой (рис. 1) [3].
148
Рис. 1. ЗВ-модель трансформируемого модуля.
В настоящее время ведутся экспе-
риментальные работы по данной техно-
логии. Создан упрощенный макет в мас-
штабе 1:10, завершается создание мас-
штабного макета 1:3.
Несмотря на простоту конструкции
оболочки и систем ее развертывания, этот
вариант имеет существенные недостатки,
в связи с чем параллельно ведётся поиск
альтернативных вариантов конструкции
оболочки и модуля в целом.
Введение жестких элементов, обра-
зующих поддерживающий оболочку кар-
кас, при помощи которого происходит
складывание и разворачивание оболочки,
позволяет:
- осуществлять развёртывание и
сохранять геометрию модуля в случае
разгерметизации оболочки;
- использовать оболочку упро-
щенного состава;
- механизировать складывание
оболочки, при этом не требуется усилий
для поджатия оболочки.
Анализ открытых источников ин-
формации выявил отсутствие ранее про-
веденных исследований по данному во-
просу.
В результате предварительного ана-
лиза был предложен ряд вариантов кон-
струкции оболочки, для которых затем
был проведён детальный анализ, в ре-
зультате которого для дальнейшей про-
работки выбраны следующие варианты:
- с жестким каркасом из рамок,
складывающихся веерным вращением (из
одинарных либо двойных (рис. 2) рамок);
- с каркасом из складывающихся
гибких рамок с радиальным раскрытием
каркаса.
Рис.2. Вариант а) в транспортном (оболочка условно не показана) и рабочем положениях.
149
Для принятия окончательного ре-
шения о выборе вариантов необходима
экспериментальная отработка на мас-
штабном макете ТМ.
Библиографический список:
1. Годовой отчет ОАО «РКК
«Энергия» им. С.П. Королева» за 2013
год. URL: http://www-
miror.rsc.energia.ru/ru/disclose/areports/are
ports_2013.pdf.
2. Kriss J. Kennedy, Jasen Raboin,
Gary Spexarth, Gerard Valle. Inflatable
Habitats// Gossamer Spasecraft: Membrane
and Inflatable Structures Technology for
Space Applications. AIAA. 2001.
P.527-552.
3. Основные положения «Создание
прототипа трансформируемого обитаемо-
го космического модуля».
References:
1. The year report RSC Energia for
2013. URL: http://www-
miror.rsc.energia.ru/ru/disclose/areports/are
ports_2013.pdf.
2. Kriss J. Kennedy, Jasen Raboin,
Gary Spexarth, Gerard Valle. Inflatable
Habitats// Gossamer Spasecraft: Membrane
and Inflatable Structures Technology for
Space Applications. AIAA. 2001.
P.527-552.
3. Basic positions «Creation of a pro-
totype of the transformed manned space
module».
THE TRANSFORMED MODULE. VARIANTS OF THE SHELL DESIGN
© 2015 A.A. Chernetsova, I.V. Onikijchuk, I.M. Filippov, A.D.Bychkov
S.P. Korolev rocket and space corporation «Energia», Korolev
In the given work intermediate results of works under the project «Creation of a prototype of the trans-
formed manned space module» and prospects of the further project realisation. The analysis of possible variants of a
design of a shell of the transformed module is carried out.
Keywords: the transformed module, a multilayered transformed shell, micrometeoroid protection.
Информация об авторах:
Чернецова Анна Анатольевна, инженер II категории РКК «Энергия»,
ул. Ленина 4А, г. Королев, Московская область, Россия, 141070, т. 8-916-646-25-03,
anna.chemetsova@rsce.ru.
Оникийчук Игорь Валерьевич, инженер РКК «Энергия», ул. Ленина 4А,
г. Королев, Московская область, Россия, 141070, т. 8-916-509-66-51,
igor.onikiychuk@rsce.ru.
Филиппов Илья Михайлович, начальник отделения РКК «Энергия»,
ул. Ленина 4А, г. Королев, Московская область, Россия, 141070, т. 8-903-122-28-76,
ilia.filippov@rsce.ru.
Бычков Андрей Дмитриевич, инженер II категории РКК «Энергия»,
ул. Ленина 4А, г. Королев, Московская область, Россия, 141070, т. 8-909-665-23-69,
andrey.bvchkovl 5@rsce.ru.
Chernetsova Anna Anatolevna, engineer, RSC Energia, 4A Lenin Street, Korolev, Mos-
cow Region, Russia, 141070, tel. 8-916-646-25-03, anna.chemetsova@rsce.ru.
Onikijchuk Igor Vaierevich, engineer, RSC Energia, 4A Lenin Street, Korolev, Moscow
Region, Russia, 141070, tel. 8-916-509-66-51, igor.onikiychuk@rsce.ru.
Filippov Ilya Mihajlovich, the chief of branch RSC Energia, 4A Lenin Street, Korolev,
Moscow Region, Russia, 141070, tel. 8-903-122-28-76, ilia.filipnov@rsce.ru.
Bychkov Andrey Dmitrievich, engineer, RSC Energia, 4A Lenin Street, Korolev, Mos-
cow Region, Russia, 141070, tel. 8-909-665-23-69, andrey.bvchkov 15@rsce.ru.
150
УДК 528.837:629.78. УДК 621.003.
МЕТОДИКА СРАВНИТЕЛЬНОЙ ОЦЕНКИ ЭФФЕКТИВНОСТИ КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ ДЗЗ С РАЗЛИЧНЫМИ ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫМИ
ТЕЛЕСКОПИЧЕСКИМИ КОМПЛЕКСАМИ
© 2015 Н.Н. Стратилатова1, В.И. Куренков2, А.С. Кучеров2, А.С. Егоров1.
'АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара
2Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика
С.П. Королёва (национальный исследовательский университет), г. Самара
Предлагается методика ранжирования оптико-электронных телескопических комплексов (ОЭТК) по
степени влияния на целевые характеристики космической системы (КС) наблюдения (линейное разрешение
на местности, периодичность наблюдения, производительность съёмки, оперативность доставки
видеоинформации и др.) с учётом возможного изменения проектных параметров космических аппаратов
(КА) дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) и затрат на реализацию новых проектов.
Методика основана на использовании программного обеспечения для предварительных оценок
массогабаритных и других проектных параметров КА ДЗЗ в зависимости от заданных целевых показателей
КС.
Ключевые слова: космический аппарат, дистанционное зондирование Земли, оптико-электронный
телескопический комплекс, целевые характеристики, проектные параметры, затраты, ранжирован
Введение
В настоящее время выбор новых
ОЭТК для внедрения определяется на
основе трудоёмких и длительных
исследований, в которых принимают
участие НИИ заказчика, ракетно-
космической отрасли, а также
предприятия, специализирующиеся на
создании ОЭТК и КА ДЗЗ.
На начальных этапах
проектирования космических аппаратов
(КА) дистанционного зондирования
Земли (ДЗЗ) обычно рассматриваются
альтернативные варианты оптико-
электронных телескопических
комплексов (ОЭТК). Казалось бы, чем
лучше показатель линейного разрешения
на местности (детальности) КА, тем
предпочтительнее использование
рассматриваемого ОЭТК в новых
проектах. Однако, если улучшение
показателя линейного разрешения на
местности связано с увеличением
габаритов и массы ОЭТК, то в некоторых
случаях могут измениться другие
целевые показатели КА ДЗЗ, а также
проектные параметры и экономические
показатели.
В настоящей статье предлагается
упрощенная методика предварительного
выбора ОЭТК на основе анализа влияния
его характеристик на целевые, массога-
баритные, энергетические и экономиче-
ские показатели космического аппарата
ДЗЗ. С помощью предлагаемой методики
можно оперативно провести анализ эф-
фективности внедрения того или иного
проектного решения, связанного с выбо-
ром ОЭТК.
Суть предлагаемой методики за-
ключается в следующем.
Выбор ОЭТК производится по по-
казателю значимости , представляю-
щему собой отношение приращения про-
гнозируемого показателя качества кос-
мических снимков от внедрения нового
ОЭТК ДИ^, к приращению затрат, обу-
словленных стоимостью внедрения ново-
го проектного решения с учётом затрат
на возможное изменение проектного об-
лика КА ДЗЗ ДИ7,, то есть
(О
В качестве исходных данных для
оценки качества космических снимков
используются статистические данные по
целевым характеристикам КА ДЗЗ (ли-
нейное разрешение на местности, коли-
чество спектральных диапазонов, точ-
151
ность привязки снимков к геодезическим
координатам, размеры кадра, радиомет-
рическое разрешение - уровень квантова-
ния или число градаций яркости изобра-
жения, периодичность съёмки заданного
района, оперативность получения ин-
формации, производительность, и др.).
В качестве исходных данных для
оценки расхода от реализации новых
ОЭТК с учётом возможного изменения
проектного облика КА ДЗЗ используются
статистические данные по стоимости
разработки КА ДЗЗ и затратам на пуско-
вые услуги с учётом используемой раке-
ты-носителя.
Для оценки приращения целевых
характеристик и изменения массогаба-
ритных и энергетических характеристик
КА ДЗЗ задаются целевыми показателями
космической системы наблюдения, пред-
полагаемой к разработке или модерниза-
ции. При необходимости выбирается
прототип КА ДЗЗ, проводится оценка
влияния внедрения того или иного ОЭТК
на проектный облик КА.
При существенных изменениях
проектного облика КА (массы, габаритов,
энергопотребления) вместо модерниза-
ции необходимо как бы формировать но-
вый облик КА, что делается на основе
разработанной ранее методики и с помо-
щью специального программного обес-
печения.
Оценка приращения затрат на реа-
лизацию проектов с альтернативными
вариантами ОЭТК осуществляется на ос-
нове анализа статистических данных по
КА с аналогичными целевыми и проект-
ными характеристиками.
Ниже приводится более подробное
изложение этапов реализации предлагае-
мой методики в упрощенной постановке.
Анализ статистических данных
по КА ДЗЗ.
В табл. 1 приведены некоторые це-
левые и проектные характеристики, по-
лученные после сбора и обработки стати-
стических данных по семи КА ДЗЗ. Про-
черки в ячейках таблицы означают, что
по соответствующим характеристикам
нет данных.
Представленные в табл, показатели
линейного разрешения на местности (де-
тальности), соответствуют размеру эле-
ментарного фотоприёмника изображения
- пикселя. Заметим, что в некоторых ис-
точниках линейное разрешение на мест-
ности - это суммарная ширина чёрной и
белой полос на мире при минимальной
различимости этих полос, а размерность
такого показателя м/(два пикселя).
Разброс показателя периодичности
наблюдения зависит от широты располо-
жения снимаемого объекта, в табл, он
представлен в виде интервала значений.
Стоимость создания КА «Ресурс-П»
приведена как экспертная оценка авторов
на основе сравнительной оценки по зару-
бежным КА.
Отметим, что характеристики в
табл, собраны из различных источников,
данные которых иногда противоречивы.
Эти характеристики использованы лишь
для проверки работоспособности предла-
гаемой методики.
Оценка качества космических
снимков.
Качество космических снимков
определяется несколькими составляю-
щими, определяющими их потребитель-
ские свойства. Проектные характеристи-
ки КА ДЗЗ при определении качества
снимков как бы остаются за скобками.
Поэтому, прежде всего, из всех характе-
ристик необходимо выделить лишь те,
которые в той или иной мере определяют
качество снимков. В данном исследова-
нии выделены следующие характеристи-
ки: детальность, количество спектров
наблюдения, градация изображения
(квантование сигнала), точность коорди-
натной привязки снимков, периодичность
наблюдения заданного района, ширина
захвата аппаратуры наблюдения и произ-
водительность съёмки). Характеристика
оперативности передачи видеоинформа-
ции на наземные пункты приёма не рас-
сматривалась в связи с отсутствием дан-
ных.
Интегральную (комплексную)
оценку качества снимка будем оценивать
так:
(2)
152
где W, - частный показатель качества;
- удельный вес частного показателя;
п - количество рассматриваемых част-
ных показателей.
Табл. 1. Основные характеристики КА ДЗЗ и качества космических снимков
Характеристика Наименование КА ДЗЗ
IKONOS Quick- Bird-2 World- View-1 GeoEye-1 World- View-2 Pleiades - la, lb Ресурс-П -№1,№2
Год запуска 1999 2001 2007 2008 2009 2011 2012 2013 2014
Масса КА, кг 726 1028 2500 1955 2800 970 6275
PH Athena-2 Delta-2 Delta -2 Delta-2 Delta-2 Союз-2СТ Союз-2- 16
Детальность, Пх, м/пиксель: МС, м/пиксель: 0,81 3,2 0,61 2.44 0,50 Нет 0,41 1,65 0,46 1,84 0,7 2,8 0,72 2,48
Орбита, км Накло- нение,° 681 98,2 450 98 495 97,2 684 98,1° 770 97,8° 694 98,2° 475 97,2°
Кол-во спектр, диа- пазонов ПХ - 1 МС-4 ПХ - 1 МС-4 ПХ - 1 МС-0 ПХ - 1 МС-4 ПХ - 1 МС-8 ПХ - 1 МС-4 ПХ - 1 МС-6
Координатная при- вязка, м 23 23 5 3 5 4,5 10...15
Градация изобра- жения, бит/пикс. 11 И И 11 И 12 10
Периодич-ть, сут (в завис, от шир.) 2...3 1...5 2...3 1...3 1...3 1...3 2...3
Ширина полосы обзора, км - - - - 775...1355 800 950
Ширина захвата в надире, км 11 16,5 17,6 15,2 16,4 20 38
Произв-ть, Тыс. кв. км/сут 240 350 850 700 975 1 000 800
У гл. скор, пере- нацел., град/с 3,4 1,5 4,5 1,8 3,5 2,4 2
Бортовой накопи- тель, Гбит 80 128 2199 1200 2199 600 500
Скор, передачи дан- ных, Мбит/с 320 320 800 740 800 450 300
Срок АС, лет 8,5 7 7,25 7 7,5 5 5
Стоимость КА, млн $ 500 245 500 500 400 380 150
В табл. 2 представлены результаты
экспертной оценки в баллах частных по-
казателей качества космических снимков
(Wt) и результаты расчёта (WK), прове-
дённые по формуле (2). Удельные веса
различных показателей (к,) представлены
в последнем столбце таблицы.
Наибольшее значение (0,4) присво-
ено показателю детальности (линейному
разрешению на местности), так как даже
небольшое улучшение этого показателя,
как будет показано ниже, требует значи-
тельных затрат массы на реализацию но-
вого ОЭТК.
Лучшими можно считать космиче-
ские снимки по критерию WK —> max.
Согласно этому критерию предпочтение
следует отдавать снимкам, полученным с
КА ДЗЗ WorldView-2, а снимки с КА
«Ресурс-П» (в рамках данной методики)
по качеству занимают третье место.
153
Табл. 2. Оценка целевых показателей качества космических снимков с различных КА ДЗЗ
Характеристика Наименование КА ДЗЗ К
IKONOS Quick- Bird-2 World- View-1 Geo- Eye-1 World- View-2 Pleiades - la, lb Ресурс-П -№1,№2
Детальность 0,15 0,25 0,3 0,4 0,35 0,2 0,2 0,4
Кол. спектров 0,4 0,4 0,25 0,4 0,9 0,4 0,7 0,1
Квантование 0,8 0,8 0,8 0,8 0,8 0,9 0,7 o,l
Коорд. привязка 0,4 0,4 0,75 0,9 0,75 0,8 0,6 0,1
Периодичность 0,5 0,4 0,5 0,6 0,6 0,6 0,5 0,1
Ширина захвата 0,25 0,4 0,42 о,3 0,4 0,5 1 0,1
Производ-ть 0,2 0,35 0,8 0,7 0,9 1 0,8 0,1
Качество, W.. ’ А 0,32 0,38 0,47 0,53 0,58 0,50 0,51
Основные этапы реализации ме-
тодики
1. Задаются исходные данные по
целевым характеристикам КА ДЗЗ с
ОЭТК различных типов. В качестве целе-
вых показателей используются лишь те,
которые в наибольшей степени влияют на
баллистические и массогабаритные ха-
рактеристики КА ДЗЗ: - линейное разре-
шение на местности детальность); шири-
на полосы захвата (не менее заданной);
ширина полосы обзора (не менее задан-
ной); средняя периодичность; производи-
тельность (объектов наблюдения за ви-
ток); средняя оперативность; срок актив-
ного существования.
В рамках данной работы будем счи-
тать, что все остальные целевые характе-
ристики влияют на проектные параметры
КА ДЗЗ в меньшей степени (точность ге-
опривязки снимков, квантование и др.)
или их влияние минимально из-за суще-
ствующих ограничений по типам орбит
(обзорность). Заметим, что количество
спектров наблюдения, как целевая харак-
теристика, влияет на проектные парамет-
ры КА ДЗЗ, однако будем считать, что
это влияние учтено в характеристиках
анализируемых ОЭТК.
2. Проводятся проектные расчёты
по параметрам орбит новых КА с учётом
данных статистики по ширине полосы
захвата. Максимальный угол отклонения
оптической оси КА от направления в
надир yina для большинства КА составля-
ет 40.. .45 градусов.
Минимальная высота орбиты Hmin
(без учёта кривизны поверхности Земли)
определяется из простых геометрических
соотношений по заданной ширине поло-
сы обзора L(K.:
min л .
(3)
3. Производится выбор параметров
солнечно-синхронной орбиты (ССО) с
высотой орбиты, ближайшей большей к
минимальной высоте по методике [1].
4. Рассчитывается уточнённое зна-
чение ширины полосы обзора (на основа-
нии (3).
5. Осуществляется уточнение пока-
зателя линейного разрешения на местно-
сти АЛ (при съёмке в надир) с учётом
корректировки высоты Н по методике
[2]. Проверяется условие по минимально
необходимому диаметру главного зерка-
ла Dn для обеспечения детальности по
формуле [3]
D -
,3 2K&L
(4)
где Л - минимальная длина волны в ис-
пользуемых спектрах;
К - эмпирический коэффициент
(0,25-0,35).
6. Осуществляется расчёт и проект-
ное обеспечение показателей периодич-
ности наблюдения и оперативности пере-
дачи информации на наземные пункты
приёма.
Расчёт осуществляется с помощью
программы EFKAN [2], предназначенной
для имитационного моделирования орби-
тального движения и целевых разворо-
тов. В программном обеспечении учиты-
ваются параметры орбит КА, время полё-
та КА, нахождение КА на Солнце или в
тени Земли, нахождению объектов
наблюдения в световом пятне, место
154
нахождения объекта наблюдения, коор-
динаты расположения наземного пункта
приема видеоинформации и др. С помо-
щью этой программы также осуществля-
ется проверка обеспечения показателей
детальности, ширины полосы захвата и
ширины полосы обзора.
7. При невыполнении показателей
периодичности или оперативности про-
изводится корректировка проекта по па-
раметрам орбиты, по количеству исполь-
зуемых наземных пунктов приёма ин-
формации или введением спутника-
ретранслятора.
8. Производится расчет (в первом
приближении) массогабаритных и энер-
гетических характеристик (будущего
КА), имеющего типовой состав целевой
аппаратуры и бортовых обеспечивающих
систем [4]. Расчёт производится с помо-
щью программы ПОСАПР (совместная
разработка сотрудников СГАУ и АО
«РКЦ»Прогресс»), в качестве исходных
данных вводятся целевые характеристи-
ки, уточнённые на предыдущих этапах
расчёта.
9. Оцениваются показатели каче-
ства космических снимков для КА ДЗЗ с
новыми ОЭТК и ФПУ (в баллах).
10. Производится оценка затрат на
создание КА с различными ОЭТК и дру-
гими новыми проектными решениями.
11. Выбирается ракета-носитель по
критерию минимальной стоимости пус-
ковых услуг [5].
12. Производится оценка значимо-
сти внедрения новых ОЭТК.
13. Производится оценка качества
КА с различными проектными решения-
ми.
Пример реализации методики.
Рассматриваются два типа ОЭТК,
некоторые характеристики которых
представлены в табл. 3. Данные по
ОЭТК-1 заимствованы из работы [6], а по
ОЭТК-2 - из [7-8] (примерно соответ-
ствуют аппаратуре наблюдения спутника
КН-11 -США).
Табл. 3. Характеристики ОЭТК и ФПУ
Характеристика ОЭТК-1 ОЭТК-2
Фокусное расстояние ОЭТК, , м. 20 27
Угловое поле зрения, град 1,5 0,6... 1
Угловое разрешение £ = ЫЭ1 f 1 0,3
Количество спектров 4 8
Квантование 10 12
Диаметр ГЗ, м 1,5 2,3
Диаметр ОЭТК, м 1,7 2,6
Длина ОЭТК, м 6 7
Масса, кг 1600 2600
Среднесут. энергопотребление, Вт 150 300
Размер пикселя, Д/э, мк 6...9 6
В табл. 4 приведены некоторые рас-
чётные данные по результатам предвари-
тельного оперативного выбора основных
проектных характеристик КА ДЗЗ с ап-
паратурой наблюдения в соответствии с
табл. 3. Линейное разрешение на местно-
сти рассчитывалось на основе соотноше-
ний геометрической оптики и не учиты-
вало влияние освещённости и контраст-
ности объектов наблюдения, а также зве-
ньев формирования оптического тракта
изображения.
Отметим, что рассчитанные пара-
метры КА-2 примерно соответствует ха-
рактеристикам КА ДЗЗ США «КН-11»
[7-8] при некоторых допущениях по це-
левым параметрам.
Показатель оперативности рассчи-
тывался без использования спутника-
ретранстлятора и для одного наземного
пункта приёма информации.
155
Табл. 4. Предварительные проектные характеристики КА с различными ОЭТК
Характеристика КА-1 (ОЭТК-1) КА-2 (ОЭТК-2)
Линейное разрешение, м 0,5 0,3
Ширина полосы обзора, км 1460 540 - 2000
Ширина полосы захвата, км 17,4 4- 14
Периодичность, час 20-47 19-36
Производительность, Объект/вит 20 20
Срок активного существования, лет 5 10
Высота орбиты, км 730 270-1007
Угол наклонения плоскости орбиты, град 98,3 97,9
Масса КА, кг 5730 11000
Длина КА (не более), м 7,5 13,1
Диаметр КА (не более), м 4,0 4,3
Минимальный потребный диаметр ГЗ, м 1,4 2,14
Среднесут. энергопотребление, Вт 1500 2520
Отметим, что массу и габариты
КА-2 можно уменьшить за счёт снижения
требований по другим целевым показате-
лям (по сроку активного существования,
производительности, энергопотреблению
и др.) или после внедрения некоторые
новых технических решений, которые в
данном исследовании не рассматривают-
ся.
Оценка качества снимков КА с
различными ОЭТК.
Результаты расчёта в баллах пред-
ставлены в табл. 5. Для сравнения приве-
дены показатели качества по КА «Ресурс-
11». В последнем столбце представлены
удельные веса частных показателей эф-
фективности.
Табл. 5. Показатели качества космических снимков
для КА ДЗЗ с новыми ОЭТК и ФПУ (в баллах)
Характеристика КА ДЗЗ ь,
Ресурс-П КА-1 КА-2
Детальность 0,2 0,5 0,7 0,4
Кол. спектров 0,7 0,4 0,8 0,1
Квантование 0,7 0,7 0,9 0,1
Коорд. привязка 0,6 0,6 0,6 0,1
Периодичность 0,5 0,5 0,5 0,1
Ширина захвата 1 0,5 0,3 0,1
Производитеьность 0,8 0,8 0,8 0,1
Качество, Wк 0,51 0,55 0,67
Оценка затрат на создание и
запуск КА.
Определение затрат на реализацию
КА в общем случае должно проводится
не только с учётом цены закупленных
ОЭТК, но и с учётом затрат на перепро-
ектирование, изменение технологическо-
го процесса и др. На данном этапе реша-
ется более простая задача, в которой учи-
тывается изменение стоимости лишь
ОЭТК. Будем оценивать относительное
приращение затрат экспертным путём.
Результаты расчёта затрат (в бал-
лах) на предполагаемую реализацию КА
ДЗЗ с новыми ОЭТК и ФПУ приведены в
табл. 6. Здесь учтён факт того, что для
КА высокодетального наблюдения зна-
чительная часть стоимости приходит на
ОЭТК. Также стоимость запуска КА-2
увеличится. Это связано с тем, что масса
и габариты КА-2 превышают грузоподъ-
ёмность и диаметр головного обтекателя
ракеты-носителя (PH) типа «Союз». Для
запуска можно использовать, например,
PH более тяжёлого класса, например, PH
«Ангара-5» или «Протон». Отметим, что
для запуска КА «КН-И» использовалась
PH Titan-IVB).
156
Табл. 6. Затраты на создание КА
Характеристика КА ДЗЗ
Ресурс-П КА-1 КА-2
Стоимость PH 0,3 0,3 0,4 0,2
Стоимость КА 0,3 0,4 0,5 0,5
Срок АС 0,5 0,5 0,7 0,3
Затраты, 0,36 0,41 0,54
Оценка значимости внедрения
новых технических решений.
Проведём оценку значимости внед-
рения ОЭТК-1 и ОЭТК-2 на основе фор-
мул (1) и (2) с учётом данных табл. 5 и 6
t _WK1-WKK 0,55-0,51
иГи/1 - -- vz* Ovz
JK,2-JK7I 0,41-0,36
Л _0,67-0,51
?и'2 0,54-0,36 ’
В этих расчётах индексы 1, 2 и 3 в
обозначениях показателей качества и за-
трат относятся к КА «Ресурс-П», КА с
ОЭТК-1 и КА с ОЭТК-2. Видно, что зна-
чимость внедрения ОЭТК-2 выше, чем
ОЭТК-1, несмотря на дополнительные
затраты.
Напомним, что этот показатель зна-
чимости характеризует получение
наибольшего эффекта от внедрения (тех-
нических решений) с учётом затрат.
Отметим, что повысить значимость
внедрения ОЭТК-2 можно, снизив массу
КА-2 до такой степени, что бы КА-2
можно было бы запускать на PH типа
«Союз». Это можно сделать за счёт внед-
рения других технических решений или
снизив требования по некоторым осталь-
ным целевым характеристикам КА.
Выводы
Предложена методика, с помощью
которой можно проводить выбор новых
типов ОЭТК с учётом их влияния на це-
левые, проектные и стоимостные харак-
теристики космических систем и аппара-
тов ДЗЗ.
Методика основана на оценках ка-
чества космических снимков с учётом
целевых характеристик КА и качества
космических аппаратов с учётом их про-
ектных параметров, а также на оценке
показателей значимости, которые пред-
ставляют собой отношение приращения
качества космических снимков к затратам
на реализацию КА с новыми проектными
решениями.
Предлагаемая методика универ-
сальна и позволяет рассчитывать анало-
гичным образом показатели значимости и
показатели качества КА ДЗЗ, а также
ранжировать другие проектные решения,
предполагаемые для внедрения.
Библиографический список:
1. Гонин, Г. Б. Космические съемки
Земли [Текст] / Г. Б. Гонин - Л.: Недра,
1989.-252 с.
2. Куренков, В. И. Основы устрой-
ства и моделирования целевого функцио-
нирования космических аппаратов
наблюдения [Текст]: учеб, пособие / В. И.
Куренков, В. В. Салмин, Б. А. Абрамов. -
Самара: Изд-во Самар, гос. аэрокосм, ун-
та, 2006. - 296 с.
3. Аронов, А.М. Оптико-
электронные системы для дистанционно-
го зондирования Земли [Текст] /
А.М. Аронов, В.А. Данилов, В.О. Ники-
форов [и др.] // Сб. материалов 3-й воен-
но-научной конференции космических
войск (Санкт-Петербург, 23 января 2007
г.), - СПб.: Военно-космическая Акаде-
мия им. А.Ф.Можайского, 2007 г.
4. Куренков, В. И. Методика выбора
основных проектных характеристик и
конструктивного облика космических
аппаратов наблюдения [Текст]: учеб, по-
собие / В. И. Куренков, В. В. Салмин,
А.Г.Прохоров. - Самара: Изд-во Самар-
ского государственного аэрокосмическо-
го университета, 2007. - 296 с.
5. Чёрная, О.А. Цена на запуск ра-
кетоносителя, как один из центральных
факторов международной конкурентно-
способности (Днепровский националь-
ный университет). - Вестник донецкого
университета. Серия В: Экономика и
право. Вып. 2. 2007. С. 219-227.
157
6. Маламед, Е. Р. Конструирование
оптических приборов космического бази-
рования [Текст]: учеб, пособие / Е.Р. Ма-
ламед. - СПб.: СПбГИТМО (ТУ), 202. -
291 с.
7. КН-11 Kennan.
https://en.wikipedia.org/wiki/KH-
11 Kennanffcite note-USA-245-62.
8. Improved - Advanced Crystal /
IKON / "KH-12" Reconnaissance Imaging
Spacecraft.
http://www.globalsecurity.org/space/systems
/kh-12.htm By © Charles P. Vick 2007 All
Rights Reserved 04-25-07.
COMPARATIVE EVALUATION METHODS OF EARTH REMOTE SENSING SAT-
ELLITES WITH DIFFERENT OPTOELECTRONIC TELESCOPIC COMPLEXES
© 2015 V.I.Kurenkov2, N.N.Stratilatova1, A.S. Kucherov2, A.S. Egorov1
1 JSC «RSC «Progress», Samara
2Samara State Aerospace University, Samara
The technique of ranging optoelectronic telescopic systems on degree of influence on the target
characteristics of a space system observation (linear ground resolution, frequency of observation, shooting
performance, efficiency of delivery of remote sensing information, etc.), taking into account possible changes in
project parameters remote sensing spacecraft and the cost of new projects.
The technique is based on the use of software to preliminary estimates the weight and size, and other design
parameters ERS satellites depending on the set targets of the space systems.
Keywords: spacecraft, remote sensing, optoelectronic telescope complex, target specifications, design
parameters, cost rankings.
Информация об авторах:
Куренков Владимир Иванович, доктор технических наук, профессор, профессор
кафедры космического машиностроения Самарского государственного аэрокосмического
университета, e-mail: kvi.48@mail.ru.
Область научных интересов: проектирование, моделирование целевого
функционирования, надежность ракет-носителей и космических аппаратов наблюдения.
Наталия Николаевна Стратилатова, начальник бюро АО «РКЦ «Прогресс»,
т. (846) 228-97-56, e-mail: stratilatova nat@mail.ru.
Область научных интересов: эффективность внедрения объектов интеллектуальной
собственности в ракетно-космической отрасли.
Кучеров Александр Степанович, кандидат технических наук, доцент, начальник
учебного отдела Самарского государственного аэрокосмического университета, e-mail:
ask@ssau.ru.
Область научных интересов: проектирование, моделирование целевого
функционирования и надежность космических аппаратов наблюдения, исследование
операций.
Егоров Александр Святославович, инженер-конструктор 2 категории,
АО «РКЦ «Прогресс», т. (846) - 228-95-29, e-mail: egorov063@mail.ru.
Область научных интересов: дистанционное зондирование Земли, методы обработки информа-
ции дистанционного зондирования Земли, моделирование целевого функционирования ра-
кетно-космической техники с учётом экономических эффективности.
Kurenkov Vladimir Ivanovich, doctor of technical Sciences, Professor, Professor of
space engineering at Samara State Aerospace University, e-mail: kvi.48@mail.ru.
Research interests: designing, simulation of target functioning, the reliability of boosters
and observation spacecrafts.
Nataliya Nikolaevna Stratilatova, head of bureau, JSC «SRC «Progress», Samara, Russian
158
Federation, phone (846) - 228-97-56, e-mail: stratilatova nat@mail.ru.
Research interests: Introduction efficiency of intellectual property objects in space-rocket
branch.
Kucherov Alexander Stepanovich, candidate of technical sciences, associate professor,
head of academic division, Samara State Aerospace University, e-mail: ask@ssau.ru.
Area of research: design, modeling the target operation and reliability of spacecraft,
operational research.
Egorov Alexander Svyatoslavovich, design engineer of 2 category, JSC « SRC «Progress»,
Samara, Russian Federation, phone (846) - 228-95-29, e-mail: egorov063@mail.ru.
Research interests are in the field remote sensing, methods of processing remote sensing information,
cost-effectiveness modeling the target operation of observation spacecraft.
159
УДК 621.78:621.311:629.7.05
ИЗМЕРЕНИЕ ПОМЕХ В ЦЕПЯХ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ ВЫЗВАННЫХ ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫМ ПОЛЕМ
ЭЛЕКТРОСТАТИЧЕСКОГО РАЗРЯДА
©2015 А.В. Костин, В.С. Бозриков
АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара
В статье рассматриваются результаты измерения помех, наведённых в антенне, имитирующей элек-
трическую цепь и расположенной внутри макета бортовой аппаратуры космических аппаратов и за его пре-
делами в условиях воздействия электростатического разряда. Также исследовались защитные свойства раз-
личных методов повышения эффективности экранирования. Сформулированы некоторые рекомендации
разработчикам бортовой аппаратуры космических аппаратов.
Ключевые слова: Бортовая аппаратура, космический аппарат, электромагнитное поле, помеха,
электростатический разряд, экран, эффективность экранирования, осциллограммы, измерения
Космическая техника развивается в
сторону увеличения срока активного
существования, расширения функцио-
нальных возможностей, снижения габа-
ритов и массы. Такая тенденция привела
к необходимости применения полупро-
водниковых приборов с высоким быстро-
действием. В отличие от электромагнит-
ных реле, программных механизмов и
полупроводниковых приборов с низким
быстродействием они более чувствитель-
ны к помехам, вызванным различными
явлениями (как природными, так и
антропогенного характера). Одним из та-
ких явлений природы является электри-
зация космического аппарата (КА). В ре-
зультате электризации неметаллизиро-
ванные элементы конструкции заряжают-
ся таким образом, что между ними обра-
зуются разности потенциалов [1-3]. Эти
разности потенциалов достигают значе-
ний 20 кВ [3]. Последнее приводит к воз-
никновению электростатических разря-
дов (ЭСР). ЭСР порождают импульсное
электромагнитное поле (ЭМП), которое
воздействует как на бортовую кабельную
сеть (БКС), так и на бортовую аппаратуру
(БА), вызывая наводки. Наводки могут
привести не только к сбоям, но и к необ-
ратимым отказам из-за выхода из строя
электро-радио изделий (ЭРИ) Вопросам
отказа ЭРИ вследствие воздействия ЭСР
посвящено много работ, а в работе [4]
предлагается метод моделирования
интенсивности отказов интегральных
схем БА КА из-за воздействия ЭСР. Не-
обратимый отказ БА может привести к
потере КА. Последнее может быть даже
отнесено к категории функциональной
безопасности [5].
В настоящее время для определения
необходимости и достаточности приня-
тых мер по защите бортовой аппаратуры
космических аппаратов от факторов
электростатического разряда на этапе её
проектирования применяется теоретиче-
ская оценка [6]. Для подтверждения
устойчивости бортовой аппаратуры кос-
мических аппаратов к факторам электро-
статического разряда проводятся назем-
ные отработочные испытания.
Корпуса БА КА, как правило, изго-
тавливаются из металла (чаще всего из
алюминиевых или магниевых сплавов).
Корпус металлизируется с остальными
элементами конструкции КА. Теоретиче-
ски, такие корпуса должны обеспечить
электромагнитное экранирование от
ЭМП, вызванного ЭСР. Работа, описан-
ная в настоящей статье, призвана прове-
рить эти экранирующие свойства.
Для проведения эксперимента ис-
пользовался специально изготовленный
макет. Макет представлял собой один ти-
повой блок в виде рамки, закрытый свер-
ху и снизу крышками. Общий вид макета
приведён на рис. 1. Посередине рамки
находится пластина (рис. 2), на которой в
реальных приборах располагаются пе-
чатные платы, электрорадиоизделия
160
(ЭРИ) и жгуты. Пластина является еди-
ным целым с рамкой. В макете на эту
пластину уложены две петли из прово-
дов. Одна петля является двухпроводной
линией, замкнутой на конце, вторая -
фрагментом одиночного провода, уло-
женного в форме петли (рис.1). Этим ан-
теннам были присвоены номера 1 и 2 со-
ответственно. Антенна 2 в эксперименте,
описанном в настоящей статье, участия
не принимала. Обе петли представляют
собой рамочные антенны. Рамочные ан-
тенны имитируют цепи БА КА, состоя-
щие из сигнального провода, источника
сигнала, нагрузки и общего (возвратного)
провода. Корпус макета (рамка и крыш-
ки) были изготовлены из сплава АМгб.
Рамочные антенны подключены к
высокочастотным соединителям. Через
эти соединители к антеннам подключался
цифровой осциллограф с помощью спе-
циального кабеля (рис. 2). Для осцилло-
графирования использовался прибор DPO
4104 фирмы Tektronix со значением по-
лосы пропускания 1 ГГц.
Поле ЭСР создавалось специальным
генератором электростатического разря-
дов (ГЭР). Форма импульса, создаваемо-
го ГЭР, представлена на рис. 3. Значение
длительности фронта разрядного импуль-
са составляет 13,8 нс. Значение длитель-
ности импульса по уровню 0,5 составляет
125 нс.
Рис. 2. Структурная схема установки
161
СН1 50V M 25.0 ns CH1 \ -19.0V
<10Hz
Рис. 3. Осциллограмма импульса тока ГЭР
Падение напряжения на шунте сопротивлением 2,4 Ом
На макет воздействовали полем, со-
зданным ёмкостной антенной из ком-
плекта ГЭР. Макет был установлен на
пластину из АМгб. Закрепление произво-
дилось винтами через виброизоляторы,
входящие в состав макета. Такой способ
установки применяется достаточно часто
для БА КА. Цель его - защита БА от ме-
ханических воздействий. Макет металли-
зировался к пластине через клемму ме-
таллизации (рис. 1) при помощи пере-
мычки. Сопротивление цепи металлиза-
ции не превышало 2 мОм. Указанные
виброизоляторы изготовлены из металла
и являются проводниками. Можно ска-
зать, что макет был дополнительно ме-
таллизирован в точках закрепления.
Заземляющий провод ГЭР был под-
ключен к пластине. Пластина была за-
землена в двух точках. Антенна распола-
галась напротив верхней крышки. Плос-
кость антенны располагалась параллель-
но плоскости верхней крышки. Значение
расстояния между антенной и верхней
крышкой макета 30 мм. При измерении
применялось усреднение по 128 перио-
дам. Измерения производились при воз-
действии импульса ЭСР с амплитудой
напряжения 20 кВ.
Осциллограмма напряжения поме-
хи, зафиксированной в антенне №1 маке-
та, представлена на рис. 3. Как видно из
рис. 3, амплитуда напряжения помехи
достигает значения 9,4 В. На втором
этапе были демонтированы низкочастот-
ные соединители. По сути, они подклю-
чены не были и эмитировали только
неоднородности в корпусе БА КА.
Отверстия, оставшиеся после демонтажа,
были заклеены электропроводящей лен-
той НИИКАМ-ЭПЛ-М. На доработанном
макете были проведены аналогичные из-
мерения. Результаты измерений мало от-
личаются от приведённых на рис. 4, по
этой причине они не приводятся. Ампли-
туда импульса помехи не изменилась.
Эффективность экранирования не увели-
чилась. На третьем этапе доработанный
макет был накрыт металлизированной
тканью арт. 56041 «М». Ткань металли-
зировалась с пластиной при помощи лен-
ты НИИКАМ-ЭПЛ-М дискретно с шагом
не более 50 мм. Были проведены те же
измерения. И снова результаты мало от-
личались от приведённых на рис. 4, по
этой причине они не приводятся. Эффек-
тивность экранирования не увеличилась.
На четвёртом этапе доработанный макет
162
был накрыт двумя слоями металлизиро-
ванной ткани. Ткань металлизировалась с
пластиной при помощи ленты
НИИКАМ-ЭПЛ-М дискретно с шагом не
более 50 мм. Проведены те же измерения.
Осциллограмма напряжения помехи, за-
фиксированной в антенне №1 макета при
последнем измерении, представлена на
рис. 4. Как видно из рис. 5, амплитуда
напряжения помехи достигает всего 1,8
В. Форма колебания практически не из-
менилась. Таким образом, можно сказать,
что применение дополнительной защиты
в виде двух слоёв металлизированной
ткани увеличивает эффективность экра-
нирования на 14,4 дБ. Полученное значе-
ние попадает в диапазон, приведённый в
работе [7] для эффективности экраниро-
вания металлизированной тканью. Вели-
чина не очень значительная, но если су-
дить по уровню ЭДС помехи, то можно
сказать, что такая помеха существенной
опасности уже не несёт, разве что при
работе низкоуровневой логики может
привести к сбоям. В общем, величина до-
статочно приемлемая.
Для оценки экранирующих свойств
экранов используют такой параметр как
эффективность экранирования. Эффек-
тивность экранирования экрана есть от-
ношение напряженностей поля (электри-
ческого или магнитного) в защищаемой
области пространства при отсутствии
экрана и при наличии его [8]. ЭДС поме-
хи, наведённой в рамочной антенне, пря-
мо пропорциональна напряжённости
магнитного поля
g ~-д, О
at А/
где t - время; /д» - магнитная постоянная;
S - площадка, ограниченная контуром
(рамочной антенной); Н - вектор напря-
жённости магнитного поля; Нп - нор-
мальная составляющая (относительно
малой площадки Si) вектора напряжённо-
сти магнитного поля в пределах i -ой ма-
лой площадки; N- число площадок.
Считается, что в пределах малой
площадки нормальная составляющая
магнитного поля не меняется. Запишем
(1) для той же антенны, но в свободном
пространстве, без экрана.
d - - iH-s'
ео = J HodS ~ -До — - . (2)
at * А/
Разделив (2) на (1), получим
4? N Р-1
(3)
е £ Нп
Предположим, что ЭМП, вызванное
ЭСР внутри прибора, не зависит от коор-
динат, а равно некоторому усреднённому
значению по всему объёму. Аналогично
для поля в тех же точках, но вне корпуса.
Тогда выражение (3) можно записать
£1 ~ мл
е Нп ’
Прологарифмировав и умножив вы-
ражение (4) на 20,получим
— е Н
9=201g^ = 201g^. (5)
е
163
Выражение (5) можно назвать сред-
ней эффективностью экранирования. Ве-
личина очень приближённая и подходит
только для грубой оценки. Для более
точной оценки необходимо расставить
множество маленьких антенн по всему
объёму корпуса. Это сделать весьма про-
блематично. Поэтому для оценки экрани-
рующих свойств корпусов будем исполь-
зовать среднюю эффективность экрани-
рования.
Если форма сигнала ЭДС помехи в
антенне не меняется при проведении раз-
ных экспериментов, то среднюю эффек-
тивность экранирования можно рассмат-
ривать как отношение амплитуд полу-
ченных импульсов.
Аналогичные математические пре-
образования можно сделать и для элек-
трического поля. Вообще ёмкостная ан-
тенна в ближней зоне создаёт преимуще-
ственно электрическое поле, но магнит-
ная составляющая также присутствует.
Рамочные же антенны являются магнит-
ными.
164
Рис. 5. Осциллограмма напряжения помехи в антенне внутри макета, накрытого двумя слоями
металлизированной ткани
Поэтому, для оценки эффективно-
сти экранирования на завершающем эта-
пе, были измерены помехи в антенне,
идентичной антенне №1, но без корпуса,
для того, чтобы оценить эффективность
экранирования. Антенна была уложена на
стеклотекстолитовую пластину. Послед-
няя была установлена на пластину из
АМгб таким образом, чтобы расстояние
от антенны до пластины было такое же
как в опыте с макетом. Емкостная антен-
на ГЭР была установлена аналогично, но
с сохранением расстояния до антенны
№1 (также как в опыте с макетом). В ре-
зультате эксперимента была получена
осциллограмма, представленная на рис. 6.
Хотя период колебаний изменился, стал
больше, амплитуда колебания практиче-
ски осталась на прежнем уровне. Это го-
ворит о том, что корпус БА КА не обла-
дает экранирующими свойствами, необ-
ходимыми для защиты от ЭМП, вызван-
ного ЭСР. Можно предположить, что бо-
лее высокая частота колебаний помех,
полученных в предыдущих опытах, явля-
ется следствием влияния корпуса, кото-
рый вносит реактивное сопротивление в
контур антенны.
165
При проведении таких эксперимен-
тов остро встаёт проблема снижения по-
мех в измерительном тракте (кабеле и
осциллографе). Для этого был применён
экранированный кабель, а осциллограф
располагался максимально далеко от
ГЭР. Кроме того ГЭР и осциллограф бы-
ли подключены к разным точкам зазем-
ления. Для анализа влияния помех в из-
мерительном тракте на результаты изме-
рения были измерены наводки в кабеле и
осциллографе. Для этого кабель был от-
ключен от макета, а воздействие на макет
продолжалось. Значения амплитуды ЭДС
помех, наведённых в кабеле и осцилло-
графе, не превышала 120 мВ, что значи-
тельно ниже (на порядок) наводок в ан-
тенне макета. Это позволяет сделать вы-
вод, что влияние помех в измерительном
тракте не сильно влияют на результаты
эксперимента.
Таким образом, корпус БА КА не
выполняет экранирующих функций в ча-
сти защиты от ЭМП ЭСР. Наиболее веро-
ятной причиной этого являются много-
численные неоднородности в корпусе:
отверстия, щели, плохой контакт между
деталями корпуса. В работе [9] экспери-
ментально подтверждено пагубное влия-
ние на эффективность экранирования вы-
сокого сопротивления между деталями
экрана. Попытки частного решения про-
блемы, как, например, закрывать неза-
действованные соединители электропро-
водящими крышками также не дают ре-
зультата. Таким образом, чтобы превра-
тить корпус БА КА в электромагнитный
экран необходимо исключить все неод-
нородности, что сделать весьма пробле-
матично (дорого, трудоёмко, неремонто-
пригодно); кроме того, такое решение,
может привести к увеличению массы. По
этой причине для снижения помех, вы-
званных ЭСР, лучше всего использовать
другие методы, например, рациональную
трассировку печатных плат и раскладку
жгутов. Однако, защита двумя слоями
металлизированной ткани показала уве-
личение эффективности экранирования.
О преимуществах металлизированных
тканей и возможности их использования
для защиты от ЭМП вызванного ЭСР го-
ворится также в работе [10]. Это позволя-
ет говорить о том, что маты экранно-
166
вакуумной теплоизоляции, в которые
входят слои этой ткани, могут усилить
защиту от ЭМП ЭСР. То есть, наряду с
выполнением основной функции - теп-
лоизоляции, выполнять дополнительную
функцию - защиты от ЭМП, вызванного
ЭСР. Таким образом, обеспечивается за-
щита без дополнительных затрат.
Библиографический список:
1. NASA-HDBK-4002A Mitigating
in-space charging effects guideline, NASA,
2011.
2. Новиков Л.С. Взаимодействие
космических аппаратов с окружающей
плазмой; Учебное пособие. - М.: Универ-
ситетская книга, 2006. - 120 с.
3. Соколов А.Б. Обеспечение стой-
кости бортовой аппаратуры космических
аппаратов к воздействию электростати-
ческих разрядов. Диссертации на соиска-
ние ученой степени доктора технических
наук. Москва: МИЭМ, 2009.
4. Абрамешин А.Е., Жданов В.В.
Моделирование интенсивности отказов
интегральных схем бортовой космиче-
ской аппаратуры из-за воздействия элек-
тростатических разрядов // Технологии
электромагнитной совместимости. -
2014.-№2(49).-С. 27-34.
5. Абрамешин А.Е., Кечиев Л.Н.
Функциональная безопасность бортовых
систем летательных аппаратов при
ЭСР//Технологии электромагнитной сов-
местимости. - 2012. - №3(42). - С. 33-43.
6. Костин А.В., Пиганов М.Н.
Расчет помех в цепях бортовой аппарату-
ры космических аппаратов, вызванных
электростатическими разряда-
ми//Известия Самарского научного цен-
тра РАН. 2012. Т.14, №4(5). - С. 1376-
1379.
7. Кириллов В.Ю., Гордеев С.В.,
Томилин М.М. Исследование гибких
экранирующих материалов // Технологии
электромагнитной совместимости. -
2009.-№2(29).-С. 69-71.
8. Шапиро Д.Н. Электромагнитное
экранирование: Научное издание. - Дол-
гопрудный: Издательский Дом «Интел-
лект», 2010,- 120 с.
9. Кириллов В.Ю., Марченко М.В.
Зависимость эффективности экранирова-
ния кабелей от переходного сопротивле-
ния при воздействии электростатического
разряда // Технологии электромагнитной
совместимости. - 2012. - №1(40). -
С. 10-14.
10. Кириллов В., Томилин М.
Исследование эффективности экраниро-
вания гибких материалов при воздей-
ствии импульсных излучаемых помех,
создаваемых электростатическими разря-
дами // Технологии электромагнитной
совместимости. - 2010. - №2(33). - С.
65-66.
References:
1. NASA-HDBK-4002A Mitigating
in-space charging effects guideline, NASA,
2011.
2. Novikov L.S. Interaction of space
vehicles with surrounding plasma; The
manual. - M: the University book, 2006. -
120 p.
3. Sokolov A.B. Maintenance of firm-
ness of onboard equipment of space vehicles
to influence of electrostatic categories. Dis-
sertations on competition of a scientific de-
gree of a Dr.Sci.Tech. Moscow: MIEM,
2009.
4. Abrameshin A.E., Zhdanov V.V.
Simulating of failure rate of integrated
schemes of onboard space equipment be-
cause of influence of electrostatic catego-
ries//Technologies of electromagnetic com-
patibility. - 2014. - №2(49). - p. 27-34.
5. Abrameshin A.E., Kechiev L.N.
Functional safety of onboard systems of fly-
ing machines at ESC // Technologies of elec-
tromagnetic compatibility. - 2012. - №3(42).
-p. 33-43.
6. Kostin A.V., Piganov M. N. Calcu-
lation of hindrances in chains of onboard
equipment of the space vehicles caused by
electrostatic categories // News of the Sama-
ra center of science of the Russian Academy
of Sciences. 2012. T.14, №4(5). - p. 1376-
1379.
7. Kirillov V. Ju, Gordeev S.V.,
Tomilin M.M. Research of flexible shielding
materials//Technologies of electromagnetic
compatibility. - 2009. - №2(29). - p. 69-71.
167
8. Shapiro D.N. Electromagnetic
shielding: the Scientific edition. - Dolgo-
prudnyj: the Publishing House "Intelli-
gence", 2010,120 p.
9. Kirillov V. Ju, Marchenko M.V.
Dependence of efficiency of shielding of
cables from transitive resistance at influence
of the electrostatic category // Technologies
of electromagnetic compatibility. - 2012. -
№1(40).-p. 10-14.
10. Kirillov V., Tomilin M.
Research of efficiency of shielding of flexi-
ble materials at influence of the pulse radiat-
ed hindrances created by electrostatic cate-
gories/ZTechnology of electromagnetic com-
patibility. - 2010. - №2(33). - p. 65-66.
MEASUREMENT OF NOISES IN CIRCUITS OF BOARD EQUIPMENT OF
SPACECRAFT CAUSED BY AN ELECTROSTATIC DISCHARGE
ELECTROMAGNETIC FIELD
©2015 A.V. Kostin, V.S. Bozrikov
JSC «SRC «Progress», Samara
The article discusses the results of measuring the induced noise in the antenna located inside the layout on-
board equipment of spacecraft and beyond in terms of ESD. Also investigated the protective properties of the vari-
ous methods to increase the efficiency of shielding.
Some of the recommendations designers onboard equipment spacecraft formulated.
Key words: Onboard equipment, the space vehicle, an electromagnetic field, a hindrance, the electrostatic
category, the screen, efficiency of shielding, the oscillogram, measurement.
Информация об авторах:
Костин Алексей Владимирович, аспирант кафедры КТЭСиУ СГАУ, начальник от-
дела конструирования бортовой и наземной РЭА АО «РКЦ «Прогресс», Россия, 443009,
г. Самара, ул. Земеца 18, mail@samspace.ru.
Бозриков Вадим Сергеевич, инженер-конструктор 3 категории АО «РКЦ
«Прогресс», Россия, 443009, г. Самара, ул. Земеца 18, mail@samspace.ru.
Kostin Alexey Vladimirovich, the post-graduate student of chair of radioelectronic,
SSAU, the chief of department of designing onboard and land radio-electronic equipment,
JSC «SRC "Progress", Russia, 443009, Samara, Zemetsa street 18, mail@samspace.ru.
Bozrikov Vadim Sergeevich Design Engineer, JSC «SRC "Progress", Russia, 443009,
Samara, Zemetsa street 18, mail@samspace.ru.
168
IV Всероссийская научно-техническая конференция
«Актуальные проблемы ракетно-космической техники»
(IV Козловские чтения)
Секция 2: Космическое зондирование Земли,
методы и средства
169
УДК 681.7.069.32+629.78
АППАРАТУРА ВЫСОКОГО РАЗРЕШЕНИЯ ПЕРСПЕКТИВНОГО
КА «РЕСУРС-ПМ»
©2015 Бакланов А.И. *, Горбунов И.А.1, Забиякин А.С. Малахов И.А. ’,
Блинов В.Д.1, Савицкий А.М.2, Сокольский М.Н.2, Данилов В.А.2
1 Филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС», Москва, Зеленоград
2 ОАО «ЛОМО», Санкт-Петербург
В статье рассмотрена аппаратура высокого разрешения для перспективного КА «Ресурс-ПМ»,
представлены основные технические характеристики.
Ключевые слова: Система наблюдения
устройство, высокое разрешение.
Принципиально новый космический
аппарат «Ресурс-ПМ» должен придти на
смену хорошо зарекомендовавшему себя
КА «Ресурс-П». Плановый срок запуска
первого аппарата семейства «Ресурс-
ПМ» пока не определен, но, исходя из
планов ФКА по развитию орбитальной
группировки можно спрогнозировать, что
запуск должен произойти в 19-21 году.
Постоянно растущие требования к
визуальному качеству информации ДЗЗ и
её измерительным свойствам ставят пе-
ред разработчиками бортовой аппарату-
ры сложнейшие конструктивно-
технологические задачи. Это связано, в
первую очередь, с огромной информаци-
онной производительностью таких си-
стем.
Плановый срок начала ОКР по со-
зданию аппарата «Ресурс-ПМ» - 2016
год. В период 2010-2015г проведена ОКР
- «Прибор-ОЭК» в части создания задела
по бортовой аппаратуре. Приборы, разра-
ботанные в рамках ОКР, должны послу-
жить основой для формирования борто-
вой аппаратуры КА «Ресурс-ПМ».
ОКР «Прибор-ОЭК» - "Разработка
опережающего задела бортовых прибо-
ров дистанционного зондирования Земли
в части разработки и изготовления мно-
гоканального оптико-электронного ком-
плекса с высоким пространственным раз-
решением", Государственного контракта
ГК №914-8598/10 от 19.06.2010г, голов-
ной исполнитель ОАО «ЛОМО». НПП
«ОПТЭКС» в рамках «Прибор-ОЭК» за-
нимается разработкой и изготовлением
Земли, оптико-электронная камера, фотоприемное
системы приема и преобразования ин-
формации, запоминающего устройства и
высокоточного звездного датчика. АО
«РКЦ «Прогресс» разработало и изгото-
вило размеростабильную несущую кон-
струкцию. На сегодняшний день ОКР за-
вершена, «Прибор-ОЭК» совместно с
СППИ «Степь-29», ЗУОЭК, ЗДОЭК про-
шел полный цикл наземных испытаний.
На стадии формирования ТЗ на
«Прибор-ОЭК» к аппаратуре были
предъявлены рекордные требования по
разрешению, производительности, чув-
ствительности и точности координатной
привязки информации. «Прибор-СР» -
аппаратура среднего разрешения и при её
разработке основной акцент сделан на
измерительные характеристики видеоин-
формации. К аппаратуре предъявлены
рекордные требования в части точности
спектральных характеристик, радиомет-
рической и геометрической стабильно-
сти, шумам и динамическому диапазону.
В состав обеих аппаратур вошли запоми-
нающие устройства.
Для реализации этих требований
специалистам АО «РКЦ «Прогресс» и
филиала НПП «ОПТЭКС» потребовалось
по ходу разработки создать не менее семи
принципиально новых ключевых элемен-
тов и технологий, включающих в себя
три типа широкоформатных фотоприём-
ников - матричных ПЗС ВЗН, многока-
нальные интерференционные светофиль-
тры, широкоформатная быстродейству-
ющая кадровая матрица для звездного
датчика, новые алгоритмы цифровой об-
170
работки и сжатия информации, а также
высокоскоростные интерфейсы передачи
данных с оптоволоконными компонента-
ми в космическом исполнении.
В рамках ОКР «Прибор-ОЭК»
нашим предприятием разработаны СППИ
«Степь-29», ЗУОЭК, ЗДОЭК. В состав
СППИ входят 3 блока ОЭП, блок управ-
ления и распределения питания, источни-
ки питания. СППИ сопрягается с запоми-
нающим устройством (ЗУОЭК).
Центральный блок ОЭП-ПХ с сум-
марной длиной строки 48 тысячи пиксе-
лей обеспечивает съёмку в панхромати-
ческом диапазоне 0,5-0,8 мкм. В оптико-
электронном преобразователе панхрома-
тического канала применены широко-
форматные матричных ПЗС ВЗН «ОЭК-
9» с размером фотоприёмного пикселя
9x9 мкм2 и форматом 6144x128 элемента.
Матрицы имеют переменное число шагов
накопления: 128, 96, 64, 48, 32,что позво-
ляет управлять чувствительностью ОЭП
и СППИ в широком диапазоне с шагом
изменения чувствительности 1.5. В ОЭП-
ПХ реализован адаптивный режим рабо-
ты с автоматическим выбором числа ша-
гов накопления с учетом фактической
освещенности фотоприёмников ПЗС.
В оптико-электронных преобразо-
вателях мультиспектральных каналов
применены четырехканальные матрич-
ные (фотоприёмные модули) ПЗС ВЗН
«ОЭК-Ц» с размером фотоприёмного
пикселя в четыре раза больше, чем в пан-
хроматическом канале - 36x36 мкм2. На
одном кристалле матриц ПЗС ВЗН раз-
мещены 4 фоточувствительных секции, 3
из них размером 1536x32 элемента, одна
1536x64 элемента, при этом число шагов
накопления 32, 16, 8 и 64, 32, 16 соответ-
ственно. Конструкция фотоприёмной
ячейки этих матриц обеспечивает расши-
ренный в синюю область диапазон чув-
ствительности. Каждый мультиспек-
тральный ОЭП позволяет получать циф-
ровую видеоинформацию сразу в четы-
рех узких спектральных диапазонах.
Конкретные спектральные диапазоны
чувствительности задаются четырехпо-
лосными интерференционными свето-
фильтрами на стеклянных подложках,
которые устанавливаются перед матри-
цами ПЗС ВЗН (рис. 1).
Рис. 1. ФПЗС «ОЭК-Ц» в измерительной таре.
Светофильтры, наряду с ПЗС, яв-
ляются сложнейшим и важнейшим эле-
ментом фотоприёмного тракта оптико-
электронной аппаратуры. Их разработка
и изготовление осуществлялась в ОАО
ЛОМО.
Фрагмент мультиспектрального
блока ОЭП с установленными фотопри-
ёмными матрицами ПЗС ВЗН, показан на
171
рис. 2. Один из мультиспектральных бло-
ков ОЭП обеспечивает съёмку в спек-
тральных диапазонах: 0,45 - 0,51 мкм,
0,51 - 0,58 мкм,0,63 - 0,69мкм, 0,77 -
0,89мкм, а второй - в диапазонах 0,40 -
0,45 мкм, 0,58 - 0,62 мкм, 0,70 - 0,74мкм,
0,86 - 1,05 мкм.
Рис.2 Фрагмент фотозоны мультиспектрального блока ОЭП.
В каждом блоке ОЭП реализовано
три вида сжатия исходной 10-ти разряд-
ной видеоинформации: сжатие по алго-
ритму ДИКМ до 4, 2 или 1бита на пик-
сель; сжатие по алгоритму JPEG2000 до
4, 2, 1 или 0,5 бит на пиксель. Преду-
смотрены большие диапазоны изменения
параметров и режимов работы при изме-
нении скорости движения изображения в
широких пределах условий эксплуатации.
Табл. 1. Характеристики СППИ «Степь-29»
№ п/п Характеристика Значение
1. Количество спектральных диапазонов (ПХ + 8 МС) 9
2. Спектральные диапазоны, мкм 0,5-0,8 0,45-0,51 0,51-0,58 0,63 - 0,69 0,77 - 0,89 0,40-0,45 0,58 - 0,62 0,70-0,74 0,86-1,05
3. Максимальное отношение «сигнал/шум» 300 (ПХ) 350 (МС)
4. Размер элемента, мкм 9(ПХ) 36 (МС)
5. Формат ФПЗС 6144 х 128(ПХ) 1536 х 32(64) х 4(МС)
6. Число шагов накопления 128,96,64,48, 32 (ПХ) 32, 16, 8, (64, 32, 16) (МС)
7. Количество разрядов АЦП 12
172
8. Степень сжатия 1-4 бит/пикс (ДИКМ) 0,5-4 бит/пикс(Л>ЕС2000)
9. Максимальный информационный поток, Гбит/с Не более 7,53 Гбит/с (без сжатия) Не более 3,76 Гбит/с (со сжатием)
10. Емкость бортового ЗУ, Гбит 19200 (38400 с хол. рез.)
Видеоинформация с блоков ОЭП по
высокоскоростным оптоволоконным ли-
ниям передается в резервированное за-
поминающее устройство ЗУОЭК емко-
стью 19.2Тбит. Характеристики СППИ
«Степь-29» представлены в табл. 1.
СППИ «Степь-29» стыкуется с
крупногабаритным телескопом нового
поколения ОЭК-ВР разработки ОАО
«ЛОМО» (рис.З).
Специально разработанная углепла-
стиковая несущая размеростабильная
конструкция в совокупности с облегчен-
ными зеркалами обеспечили объективу
малый вес и высокое качество изображе-
ния.
В целях обеспечения высокой точ-
ности координатной привязки видеоин-
формации на силовом кронштейне глав-
ного зеркала предусмотрены места креп-
ления для трех звездных датчиков. Высо-
коточные звездные датчики ЗД-ОЭК раз-
работаны НПП «ОПТЭКС» в кооперации
с ЗАО НПП «Элар» - разработка и изго-
товление фотоприемного устройства, и
ОАО «ЛОМО» - разработка и изготовле-
ние объектива. Размещения звездных
датчиков в привязке к главному зеркалу
телескопа позволило существенным об-
разом снизить погрешности перехода от
системы координат звездного датчика к
системе координат фокальной плоскости.
Итоговая точность(ошибка) привязки ви-
деоинформации составляет рекордныеЗ
угл.сек. по уровню Зо. Характеристики
телескопа представлены в табл. 2.
Рис. 3. Конструкция телескопа ОЭК ВР.
173
Табл. 2. Характеристики телескопа ОЭК-ВР
№ п/п Характеристика Значение
1. Оптическая схема Ричи-Кретьена
2. Диаметр входного зрачка объектива, м 1,2
3. Фокусное расстояние объектива, м 15,6
4. Ширина полосы захвата с высоты орби- ты 700 км, км 19,25
5. Проекция пикселя на поверхность Зем- ли с высоты орбиты 700 км, м 0.4(ПХ)/1.6(МС)
6. Угловое поле, град 1,76
7. Предельная погрешность (Зо) определе- ния ориентации визирной оси ОЭК-ВР в абсолютном пространстве при съемке Земли, угл. сек. не более 3
8. Рабочая длина строки ОЭП, мм 432
Изделие ОЭК-ВР совместно с
СППИ «Степь-29», ЗУ-ОЭК и ЗД-ОЭК
прошло полный цикл наземных испыта-
ний, подтвердив высокие технические
характеристики.
В процессе выполнения ОКР «При-
бор-ОЭК» отработаны новые принципы
построения аппаратуры, новые техноло-
гии в области обеспечения размероста-
бильности фотозоны, охлаждения фото-
зоны, получен опыт в использование
сложных ЭРИ нового поколения. Сфор-
мирована и отработана эффективно взаи-
модействующая кооперация исполните-
лей, способная решать сложные задачи в
сжатые сроки. Все это в совокупностив-
нушает уверенность в возможность со-
здания силами нашего предприятия аппа-
ратуры для КА «Ресурс-ПМ» с характе-
ристиками на уровне лучших мировых
разработок.
HIGH RESOLUTION EQUIPMENT FOR FUTURE SPACECRAFT
«RESURS-РМ»
©2015 Baklanov A.I.1, Gorbunov LA.1, Zabiyakin A.S.1, Malakhov LA. *, Blinov V.D.1
Savitskiy A.M.2, Sokolskiy M.N.2, Danilov V.A.2
1 Dept JSC «SRC «Progress» - NPP «OPTECS», Moscow, Zelenograd
2 JSC «LOMO »,
The article describes the high resolution equipment for future spacecraft «Resurs-РМ». The main technical
characteristics of the equipment.
Keywords: Earth observation systems, optronic camera, photodetector device, high resolution.
Информация об авторах:
Бакланов Александр Иванович, к.т.н., заместитель генерального директора
АО «РКЦ «Прогресс» - директор филиала - главный конструктор НПП «ОПТЭКС»,
124 460, Россия, г. Москва, Зеленоград а/я 45, т. 8 (499) 736-11-59, e-mail: ontecs@mail.ru.
Горбунов Игорь Аркадьевич, заместитель начальника научно-технического ком-
плекса, филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС», 124460, Россия,
г. Москва, Зеленоград а/я 45, т. 8 (499) 735-54-33, e-mail: optecs@mail.ru.
174
Забиякин Александр Сергеевич, начальник научно-технического комплекса - за-
меститель главного конструктора, филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП«ОПТЭКС»,
124460, Россия, г. Москва, Зеленоград а/я 45, т. 8 (499) 734-94-93, e-mail: optecs@mail.ru.
Малахов Илья Анатольевич, начальник научно-технического комплекса - заме-
ститель главного конструктора, филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП«ОПТЭКС», 124460,
Россия, г. Москва, Зеленоград а/я 45, т. 8 (499) 734-94-93, e-mail: optecs@mail.ru.
Блинов Валентин Дмитриевич, начальник отделения, филиал АО «РКЦ
«Прогресс» -НПП«ОПТЭКС», 124460, Россия, г. Москва, Зеленоград а/я 45, тел.
8 (499) 735-54-33, e-mail: optecs@mail.ru.
Baklanov Alexander Ivanovich, PhD, deputy general director of corporation JSC «SRC
«Progress» - branch Director - chief designer of NPP "OPTECS", 124 460, Russia, Moscow,
Zelenograd box 45, t. 8 (499) 736-11-59, e-mail: optecs@mail.ru.
Gorbunov Igor Arkadyevich, Deputy head of scientific-technical complex, Dept
JSC « SRC «Progress» - NPP «OPTECS», 124460, Russia, Moscow, Zelenograd box 45, t.
8 (499) 735-54-33, e-mail: optecs@mail.ru.
Zabiyakin Alexander Sergeevich, head of the scientific-technical complex - deputy chief
designer, Dept JSC « SRC «Progress» - NPP «OPTECS», 124 460, Russia, Moscow, Zelenograd
box 45, t. 8 (499) 734-94-93, e-mail: optecs@mail.ru.
Malakhov Ilya Anatolyevich, head of the scientific-technical complex - deputy chief de-
signer, Dept JSC « SRC «Progress» - NPP «OPTECS», 124 460, Russia, Moscow, Zelenograd
box 45, t. 8 (499) 734-94-93, e-mail: ontecs@mail.ru.
Blinov Valentin Dmitrievich, head offices, Dept JSC « SRC «Progress» - NPP
«OPTECS», 124 460, Russia, Moscow, Zelenograd box 45, tel: 8 (499) 735-54-33, e-mail:
optecs@mail.ru.
175
УДК 681.7.069.32+629.78
АППАРАТУРА СРЕДНЕГО РАЗРЕШЕНИЯ ПЕРСПЕКТИВНОГО
КА «РЕСУРС-ПМ»
©2015 Бакланов А.И. ', Малахов И.А. Блинов В.Д.1,
Архипов С.А2, Линько В.М.2
'филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС», Москва, Зеленоград
2 ОАО «КМЗ», Красногорск
В статье рассмотрена аппаратура среднего разрешения для перспективного КА «Ресурс-ПМ», пред-
ставлены основные технические характеристики.
Ключевые слова: Система наблюдения Земли, оптико-электронная камера, фотоприёмное устрой-
ство
Перспективный космический аппа-
рат «Ресурс-ПМ» должен придти на сме-
ну хорошо зарекомендовавшему себя КА
«Ресурс-П». Плановый срок запуска пер-
вого аппарата семейства «Ресурс-ПМ»
пока не определен, но исходя из планов
ФКА по развитию орбитальной группи-
ровки можно спрогнозировать, что запуск
должен произойти в 19-21 году.
Кроме аппаратуры высокодетально-
го наблюдения в состав бортовой аппара-
туры «Ресурс-ПМ» планируется вклю-
чить аппаратуру среднего разрешения с
высокими радиометрическими и фото-
грамметрическими характеристиками. В
период 2012-2015г проведена ОКР -
«Прибор-CP» в части создания задела по
бортовой аппаратуре.
ОКР «Прибор-СР» - «Разработка
опережающего задела бортовых прибо-
ров дистанционного зондирования Земли
в части разработки и изготовления широ-
козахватной многоспектральной аппара-
туры среднего разрешения с полосой за-
хвата 100-120 километров», Государ-
ственного контракта ГК №140-8632/12 от
12.12.2012г., головной исполнитель
«Красногорский завод им. С.А. Зверева».
НПП «ОПТЭКС» в рамках ОКР «Прибор-
СР» занимается разработкой и изготовле-
нием системы приема и преобразования
информации, включая аппаратуру види-
мого и ближнего инфракрасного диапа-
зонов и запоминающего устройство.
АО «РКЦ «Прогресс» занимается разра-
боткой и изготовлением размеростабиль-
ной несущей конструкции. Работы по
ОКР «Прибор-СР» должны быть завер-
шены в 2015году.
Работы по теме «Прибор-СР» ве-
дутся кооперацией исполнителей во главе
с ОАО «Красногорский завод им.
С.А. Зверева» по заказу Федерального
Космического Агентства (Роскосмос).
«Прибор-СР» это перспективный ком-
плекс широкозахватной многоспектраль-
ной аппаратуры дистанционного зонди-
рования земли среднего разрешения.
НПП «ОПТЭКС» разрабатывает для
«Прибор-СР» систему приема и преобра-
зования информации,включая аппаратуру
видимого и ближнего инфракрасного
диапазонов и запоминающее устройство.
Развитие систем ДЗЗ на основе оп-
тико-электронных комплексов среднего
разрешения, и расширение рынка по-
требления видеоинформации о Земле,
получаемой из космоса, определяют ак-
туальность этого направления работ.
Идеология построения современных си-
стем ДЗЗ состоит в стремлении к рацио-
нальному компромиссу между стоимо-
стью проектов и потребительскими ха-
рактеристиками аппаратуры.
Современные требования к оптико-
электронным комплексам среднего раз-
решения и спутникам ДЗЗ на их основе
постоянно возрастают в части:
• расширения полосы захвата;
• повышения разрешения на мест-
ности;
• обеспечения возможности реше-
ния задач точной привязки объектов
съёмки на местности;
176
• обеспечения возможности опре-
деления радиометрических характери-
стик объекта съёмки;
• обеспечения высокой динамики
съёмки, для съёмки больших площадок
на одном витке и стереосъёмки;
• увеличения количества спек-
тральных диапазонов и расширения спек-
тра наблюдения;
• увеличения информационных
потоков и информационной производи-
тельности;
• увеличения срока активного су-
ществования.
Требования к повышению этих ха-
рактеристик сопровождаются все более
жёстким ограничением массы и габарит-
ных размеров разрабатываемых прибо-
ров.
Реализация этих требований осу-
ществляется в СППИ на основе исполь-
зования современных технологий, новых
материалов и современной элементной
базы.
«СППИ-СР» предназначена для ис-
пользования в составе многоспектрально-
го оптико-электронного комплекса, и ра-
боты в режиме съёмки «с заметанием» -
«pushbroom». В состав СППИ-СР входит
4 комбинированных оптико-электронных
преобразователя видимого диапазона,
инфракрасный оптико-электронный
преобразователь (разрабатывается
ОКТБ «ОМЕГА»), блок управления и
распределения питания СППИ, блок
цифровой обработки, вторичный источ-
ник питания, запоминающее устройство.
Для обеспечения высоких радио-
метрических свойств изображения, ком-
бинированный оптико-электронный пре-
образователь будет иметь фотоприёмник
ПЗС ВЗН, в котором на одном кристалле
расположены панхроматическая и 4
мультиспектральных секций накопления.
Для этого, по кооперации с ЗАО «ЭЛАР»,
разрабатывается новая комбинирован-
наяфотоприёмная матрица ПЗС ВЗН
(«ФПЗС-Комби»).
Длина строки этой матрицы
ПЗС ВЗН составляет 6144 пикселя в
панхроматической секции (размер эле-
мента 9х9мкм) и 3072 пикселя в муль-
тиспектральных секциях (размер элемен-
та 18х18мкм). Разработка подобного фо-
топриемника подразумевает создание
уникальных полосовых интерференцион-
ных светофильтров, изготовление свето-
фильтров поручено ОАО «Изовак» (г.
Минск). Строка изображения в видимом
канале формируется всего 4-мя фотопри-
емниками, что позволяют обеспечить вы-
сокую радиометрическую точность полу-
чаемой видеоинформации. Конструкция
«ФПЗС-Комби»представлена на рис.1.
Рис. 1. Конструкция «ФПЗС-Комби» и макетный образец фотоприемника в измерительной таре.
В целом СППИ обеспечивает съём-
ку в панхроматическом и 8-и спектраль-
ных диапазонах в видимом канале и 1
инфракрасном канале одновременно. Для
уменьшения объёмов хранимой и переда-
ваемой в радиоканал информации преду-
смотрено её сжатие в блоке БЦО, реали-
зован алгоритм сжатия: ДИКМ. Для
записи и хранения больших потоков ин-
формации в состав СППИ введено запо-
177
минающее устройство. Предусмотрены
режимы записи, хранения, воспроизведе-
ния информации, а также прямой транс-
ляции части информации непосредствен-
но в процессе съёмки. Основные харак-
теристики СППИ-СР представлены в
табл. 1:
Табл. 1. Характеристики СППИ-СР
№ п/п Характеристика Значение
1. Количество спектральных диапазонов 1ПХ +8МС+1КИК
2. Линейное поле зрения, мм 216 (ПХ) 216 (МС) 150(КИК)
3. Число ФПЗС, шт. 4 (канал ВД) 2 микросборки (канал КИК)
4. Диапазон строчных частот, Гц 1000-2500(ПХ) 500-1250(МС) 300-850(КИК)
5. Максимальное отношение «сигнал/шум» 375 (ПХ) 500 (МС) 800(КИК)
6. Размер элемента, мкм 9 (ПХ) 18(МС) 25(КИК)
7. Число шагов накопления 64, 32, 16, 8(ПХ) 32, 16, 8(МС) 1 (КИК)
8. Количество разрядов АЦП 12
9. Динамический диапазон Не менее 2500
10. Степень сжатия до 4 бит/пикс (ДИКМ) для кана- лов видимого диапазона, КИК канал работает без сжатия
11. Емкость бортового ЗУ, Тбит 1,92 (с учётом холодного резерва - 3,84 Тбит)
12. Масса, кг 33
13. Энергопотребление, Вт 200
«СППИ-СР» стыкуется с разрабо-
танным ОАО КМЗ телескопом, построен-
ным по инновационной оптической схеме,
получившей название Аргонавт. Оптиче-
ская система аппаратура имеет общий
входной зрачок для каналов видимого и
инфракрасного диапазонов, что позволяет
обеспечить высокую точность наземной и
бортовой радиометрической калибровки
В оптической системе использовано
деление апертурного пучка по спектру и
масштабирование фокусного расстояния
для КИК канала, что обусловлено необхо-
димостью согласованию заданного в ТЗ
соотношения пространственного разре-
шения в каналах (5/10/20 м) и соотноше-
нию размеров элементов дискретизации
(0,009 мм/0,018 мм/0,025 мм) приемников
изображения ВД и КИК каналов; миними-
зации поля зрения аппаратуры в направ-
лении полёта КА.Конструктивный облик
«Прибор-CP» представлен на рис. 2.
178
Рис 2. Конструктивный облик аппаратуры «Прибор-СР».
По набору спектральных каналов и
разрешающей способности разрабатыва-
емая аппаратура блика к Spot-5, однако
имеет в двое большую полосу захвата и
превосходит по радиометрическому раз-
решению и динамическому диапазону.
Среди перспективных разработок аппара-
тура занимает промежуточное положение
между Spot-7 и Santinel-2. Spot-7 сориен-
тировали на более высокое разрешение:
2 метра в панхроматическом канале и
6 метров в мультиспектральных каналах
в полосе захвата 60км. Santinel-2 напро-
тив отличается большой полосой захвата
- 290км, при существенно более скром-
ном разрешение: 10 метров в панхрома-
тическом канаел, 20 метров в мультис-
пектральных каналах и 60 метров в ко-
ротковолновом ИК.
На сегодняшний день в России фак-
тически отсутствуют КА ДЗЗ среднего
разрешения. Информация, получаемая с
широкозахватных многоспетральных ап-
паратов среднего разрешения очень вос-
требована и применима для решения ши-
рокого спектра задач, которые на сего-
дняшний день решаются за счет закупки
данных с иностранных КА. Таким обра-
зом, разработка и изготовления
СППИ-СР и комплекса Прибор-СР в це-
лом является важнейшей задачей для раз-
вития российской орбитальной группи-
ровки средств ДЗЗ. Работы по данному
ОКР завершаются в 2015 году изготовле-
нием образца для наземных испытаний. В
рамках ОКР «Ресурс-ПМ» в аппаратуре
СППИ-СР дополнительно к сделанному
планируется реализовать высокоэффек-
тивный алгоритм сжатия (на основе алго-
ритма JPEG-2000 или Н.264) в блоках
БЦО, также в блоках БЦО планируется
реализовать межканальную коммутацию
информацию в целях повышения надеж-
ности системы.
Отличительной особенностью
СППИ-СР является применение крупно-
форматных отечественных фотоприем-
ников разработки ЗАО НПП «ЭЛАР».
Переход на крупноформатные фотопри-
емники позволит существенно повысить
качество изображения, его однородность,
точность «сшивки единой строки», а
также оперативность наземной обработ-
ки, и геометрическую точность синтези-
рованных снимков.
179
AVERAGE RESOLUTION EQUIPMENT FOR FUTURE SPACECRAFT
«RESURS-РМ»
©2015 BaklanovA.L1, MalakhovI.A. *, BlinovV.D.1, ArhipovS.A.2, LinkoV.M.2
1 Dept JSC «SRC «Progress» - NPP «OPTECS», Moscow, Zelenograd
2 JSC «KMZ», Krasnogorsk
The article describes the average resolution equipment for future spacecraft «Resurs-РМ». The main tech-
nical characteristics of the equipment.
Keywords: Earth observation systems, optronic camera, photodetector device, high resolution
Информация об авторах:
Бакланов Александр Иванович, к.т.н., заместитель генерального директора
АО «РКЦ «Прогресс» - директор филиала - главный конструктор НПП «ОПТЭКС»,
124460, Россия, г. Москва, Зеленоград а/я 45, т. 8 (499) 736-11-59, e-mail: optecs@mail.ru.
Малахов Илья Анатольевич, начальник научно-технического комплекса - заме-
ститель главного конструктора, филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС», 124460,
Россия, г. Москва, Зеленоград а/я 45, т. 8 (499) 734-94-93, e-mail: optecs@mail.ru.
Блинов Валентин Дмитриевич, начальник отделения, филиал АО «РКЦ
«Прогресс» - НПП«ОПТЭКС», 124 460, Россия, г. Москва, Зеленоград а/я 45,
тел. 8 (499) 735-54-33, e-mail: optecs@mail.ru.
Baklanov Alexander Ivanovich, candidate of technical Sciences, deputy general director
of corporation JSC «SRC «Progress» - branch Director - chief designer of NPP "OPTECS",
124460, Russia, Moscow, Zelenograd box 45, t. 8 (499) 736-11-59, e-mail: optecs@mail.ru.
Malakhov Ilya Anatolyevich, head of the scientific-technical complex - deputy chief
designer, Dept JSC «SRC «Progress» - NPP «OPTECS», 124460, Russia, Moscow, Zelenograd
box 45, t. 8 (499) 734-94-93, e-mail: optecs@mail.ru.
Blinov Valentin Dmitrievich, head offices, Dept JSC «SRC «Progress» -
NPP «OPTECS», 124460, Russia, Moscow, Zelenograd box 45, tel: 8 (499) 735-54-33, e-mail:
optecs@mail.ru.
180
УДК 681.7.069.32+629.78
ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫЕ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ ДЛЯ ПЕРСПЕКТИВНОЙ
АППАРАТУРЫ СВЕРХВЫСОКОГО РАЗРЕШЕНИЯ
©2015 Р.С. Дюльдин, В.В. Жевако
Филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС», г. Москва, г. Зеленоград
В статье приведены новые подходы и схемотехнические решения в разработке оптико-электронных
преобразователей для систем сверхвысокого разрешения, позволившие увеличить производительность и
уменьшить габариты блоков.
Ключевые слова: дистанционное зондирование Земли, оптико-электронные преобразователи,
фоточувствительные приборы с зарядовой связью
Перспективные оптико-
электронные комплексы должны обеспе-
чивать, наряду с высоким разрешением и
широкой полосой захвата, возможность
работы без замедления скорости движе-
ния изображения и даже съёмку при дви-
жении изображения реверсном направ-
лении. Такие возможности реализуются
за счёт увеличения рабочих частот, пото-
ков выходных данных и создания новых
типов фотоприёмников.
Так в конструируемой аппаратуре
«Пиксел-ВД» для обеспечения требуе-
мых характеристик панхроматического
канала разрабатывается ФПЗС
«Пиксел-ВД-ПХ» с размером элемента 6
мкм, строчной частотой до 24 кГц, ча-
стотой регистра до 30 МГц. Такие рабо-
чие частоты более чем в 2 раза превыша-
ют возможности предыдущих моделей
фотоприёмников. Тактирование матриц
на этих частотах требует большего, чем в
предыдущих разработках, числа
ПЗС-драйверов. Это приводит к необхо-
димости применения двухстороннего
монтажа с очень высокой плотностью
размещения тепловыделяющих компо-
нентов, которыми являются драйверы,
сконцентрированные в верхней части
ячеек тактового питания (ТП), и, как
следствие, к необходимости сброса тако-
го тепла с помощью теплоотводов.
Рис. 1. Ячейка тактового питания и управления.
181
Для обеспечения отсутствия пере-
грева самих фотоприёмников блока под
их посадочной поверхностью располо-
жены тепловые трубы, соединяющие
«тепловым мостом» посадочную поверх-
ность с поверхностью сброса тепла бло-
ка, которой является нижняя грань кор-
пуса.
Другой важной особенностью но-
вой матрицы является возможность ре-
версивного переноса заряда. Матрица
имеет 2 регистра, расположенные с про-
тивоположных сторон фотозоны и воз-
можность переносить накопленные заря-
ды в любой из них. Это позволяет ис-
пользовать одинаковые матрицы и гибко-
жёсткие платы предусилителя для четно-
го и нечетного рядов шахматной сборки
фотозоны оптико-электронного блока. На
платах предусилителя устанавливаются
аналоговые мультиплексоры, пропуска-
ющие, в зависимости от направления
считывания, сигналы с верхних («реверс-
ных») или нижних («прямых») регистров
матрицы, что привело к уменьшению ко-
личества микросхем аналого-цифрового
преобразования в тракте обработки.
В качестве сигнального ПЗС-
процессора используется двухканальная
микросхема с 14-ти разрядным АЦП и
дифференциальным последовательным
выходом. Это существенно сократило по-
требность в выводах ПЛИС ячейки трак-
та обработки сигнала (ТОС), а также поз-
волило оптимально (за счет 2-кратного
уменьшения количества) разместить про-
цессоры в ячейке ТОС. В ОЭП не преду-
смотрено сжатие цифровой информации,
поэтому, чтобы обеспечить требуемую
скорость выдачи несжатой информации в
блоки цифровой обработки (БЦО), в ко-
торых собственно и производится сжа-
тие, применены, разрабатываемые
НПП «ОПТЭКС» в рамках этой темы во-
локонно-оптические передатчики со ско-
ростью передачи более 6,6 Гб/с.
Исключение схем сжатия из блока
ОЭП позволяет упростить схемотехниче-
ские решения трактов обработки блока,
снизить потребляемую мощность (ранее
расходуемую схемами сжатия), упро-
стить регулировку, но приводит к увели-
чению цифровых потоков на выходе. В
тоже время, перенос схем сжатия инфор-
мации в отдельные блоки позволяет реа-
лизовать в них более разнообразные ме-
тоды сжатия, упростить отработку этих
методов и проводить регулировку блоков
БЦО и блока ОЭП независимо друг от
друга.
Рис. 2. Ячейка тракта обработки сигнала.
182
Впервые в многозональном блоке
ОЭП отказались от использования от-
дельной ячейки управления и формиро-
вания строчных частот. Её функции были
возложены на ячейки тактового питания
(с точки зрения управления - основную и
резервную), при этом сохранилась зонная
структура блока. В результате уменьши-
лось количество используемых ПЛИС,
микросхем памяти и межъячеечных свя-
зей. При этом обеспечено резервирование
каналов управления и появилась возмож-
ность перезаписывать содержимое кон-
фигурационной памяти из микросхем па-
мяти основной ТП в микросхемы резерв-
ной и наоборот, а также производить пе-
резапись памяти извне блока.
Между собой ячейки соединяются,
главным образом, посредством разъёмов
и ленточных шлейфов, что сильно упро-
щает и повышает качество сборки блока
ОЭП. Еще одним плюсом такого решения
является снижение требований к точно-
сти изготовления ячеек.
Современная аппаратура ДЗЗ не-
мыслима без мультиспектральных бло-
ков. В рамках темы «Пиксел-ВД» для
входящего в состав мультиспектрального
блока разрабатывается фоточувствитель-
ный модуль нового поколения «Пиксел-
ВД-МС», на базе технологии с обратной
засветкой. Модуль имеет 4 спектральных
канала и включает в свой состав свето-
фильтр, размер элемента 24 мкм.
При разработке ячеек и конструк-
ции мультиспектрального блока
(ОЭП-ПМС) разработчики стремились к
максимальной унификации конструктор-
ских и схемотехнических решений с пан-
хроматическим ОЭП (ОЭП-ППХ). Этого
в большой степени удалось добиться, так,
например, ячейки ТОС ОЭП-ПМС
являются модификацией аналогичных
ячеек блока ОЭП-ППХ и, в целом, кон-
структивно блоки близки друг к другу.
Разработанные оптико-электронные
преобразователи для перспективной ап-
паратуры более чем в 2 раза превосходят
по производительности и допустимой
СДИ аналоги, изготовленные ранее в
НПП «ОПТЭКС», ОЭП-ППХ позволяет
производить съёмку в прямом и реверс-
ном направлении. При этом блоки обла-
дают значительно меньшими-габаритами.
OPTICAL-TO-ELECTRICAL CONVERTERS FOR ADVANCED EQUIPMENT
ULTRA-HIGH RESOLUTION
© 2015 R.S. Dyuldin, V.V. Zhevako
Dept JSC « SRC «Progress» - NPP «OPTECS», Moscow, Zelenograd
This article describes the new approach and circuit solutions in development of optical-to-electrical con-
verters for ultra-high resolution systems, that allow to extend performance and downsize unit.
Keywords: Earth remote sensing, optical-to-electrical converter, photosensitive charge-coupled device.
Информация об авторах:
Дюльдин Руслан Сергеевич, начальник отделения филиала АО «РКЦ «Прогресс» -
НПП «ОПТЭКС», 124460, Россия, г. Москва, г. Зеленоград, а/я 45, optecs@mail.ru.
Область научных интересов: приборы с зарядовой связью, программируемые логи-
ческие интегральные схемы, проектирование целевой аппаратуры КА ДЗЗ.
Жевако Виктор Викторович, начальник научно-технического комплекса филиала
АО «РКЦ «ПРОГРЕСС» - НПП «ОПТЭКС», 124460, Россия, г. Москва, г. Зеленоград,
а/я 45, optecs@mail.ru.
Область научных интересов: приборы с зарядовой связью, АЦП, программируемые
логические интегральные схемы, проектирование целевой аппаратуры КА ДЗЗ.
Dyuldin Ruslan Sergeevich, head of department of Dept JSC « SRC «Progress» -
NPP «OPTECS», 124460, Russia, Moscow, Zelenograd box 45, e-mail: optecs@mail.ru.
183
Area of research: CCD, FPGA, designing of equipment ERS.
Zhevako Victor Victorovich, head of scientific and technical complex of Dept JSC « SRC
«Progress» - NPP «OPTECS», 124460, Russia, Moscow, Zelenograd box 45, e-mail:
optecs@mail.ru.
Area of research: CCD, ADC, FPGA, designing of equipment ERS.
184
УДК 681.7.069.32+629.78
КШМСА - КОМПЛЕКС ШИРОКОЗАХВАТНОЙ МУЛЬТИСПЕКТРАЛЬНОЙ
АППАРАТУРЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА «РЕСУРС-П»
©2015 А.И. Бакланов, А.Н. Афонин, В.Д. Блинов, А.С. Забиякин
Филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС», г. Москва
Рассматриваются состав и характеристики комплекса широкозахватной мультиспектральной аппа-
ратуры КШМСА КА «Ресурс-П», приводятся области применения формируемой КШМСА информации.
Описывается процедура радиометрической аттестации аппаратуры. Приводятся образцы полученных аппа-
ратурой снимков.
Ключевые слова: аппаратура дистанционного зондирования Земли, аппаратура наблюдения Земли,
мультиспектральная аппаратура, оптико-электронная аппаратура космических аппаратов.
В составе полезной нагрузки кос-
мических аппаратов «Ресурс-П» №1 и
№2 успешно зарекомендовал себя ком-
плекс широкозахватной мультиспек-
тральной съёмочной аппаратуры -
КШМСА, разработанный в филиале
АО «РКЦ «Прогресс» - НПП
«ОПТЭКС». Комплекс состоит из двух
оптико-электронных камер высокого
(ШМСА-ВР) и среднего (ШМСА-СР)
разрешения, работа которых может осу-
ществляться как вместе, так и автономно
под контролем единой системы (блока)
управления. Внешний вид камер пред-
ставлен на фотографиях (рис. 1).
Рис. 1. Камеры КШМСА на стенде оптотехнических испытаний.
185
Камеры обеспечивают одновремен-
но панхроматическую и мультиспек-
тральную съёмку в полосе захвата 96 км
(ШМСА-ВР) и 480 км (ШМСА-СР) с вы-
соты орбиты 475 км. В панхроматиче-
ском канале (0,43-4),70 мкм) камеры вы-
сокого разрешения проекция пиксела со-
ставляет 12 метров, а в пяти мультиспек-
тральных каналах (0,43-4),51 мкм;
0,5 НО,58 мкм; 0,60-4),70 мкм; 0,70-4),90
мкм; 0,80-4),90 мкм) проекция пиксела
составляет 24 метра. Пространственное
разрешение камеры среднего разрешения
в пять раз меньше чем ШМСА-ВР и со-
ставляет 60 и 120 м, соответственно.
Конструктивно аппаратура КШМСА
представляет собой две камеры и блок
управления, расположенные на одном
основании. Электроника камер практиче-
ски полностью унифицирована. Они от-
личаются только объективами и управ-
ляющими программами. В камере
ШМСА-ВР используется объектив П-200
с фокусным расстоянием 200 мм и отно-
сительным отверстием 1:3, а в камере
ШМСА-СР объектив ТМ-40 с фокусным
расстоянием 40 мм и относительным от-
верстием 1:4. Объективы ТМ-40 и П-200
были разработаны и изготовлены в ОАО
«ЛЗОС» специально для использования в
оптико-электронных камерах КШМСА
космического аппарата «Ресурс-П» и об-
ладают хорошими стабильными термоба-
рическими характеристиками.
Электроника камер ШМСА-ВР и
ШМСА-СР позволяет осуществлять по
каждому спектральному каналу гибкое
управление в широком диапазоне времен
экспозиции и частот строк, адаптируясь к
изменяющимся условиям освещенности,
изменению дальности и скорости скани-
рования при кренах КА во время съёмки.
В аппаратуре ШМСА-ВР частота строк
может изменяться в диапазоне
184 800 Гц в панхроматическом канале
и 92^400 Гц в мультиспектральных кана-
лах. В аппаратуре ШМСА-СР частота
строк может изменяться в диапазоне
36,8-^-160 Гц в панхроматическом канале
и 18,4^80 Гц в мультиспектральных ка-
налах. Управление временем экспозиции
осуществляется за счет использования
электронного затвора в диапазоне 0,007 +
1 периода строки для панхроматического
канала и 0,05 + 1 периода строки для
мультиспектральных каналов.
В качестве фотоприёмников в аппа-
ратуре используются линейки ПЗС с дли-
ной строки 8 тысяч пикселей для пан-
хроматического канала и 4 тысячи пиксе-
лей для каждого из пяти мультиспек-
тральных каналов. Каналы видимого и
ближнего инфракрасного диапазона кон-
структивно несколько разнесены по про-
странству. На выход камер с каждого
спектрального канала поступает 12-ти
разрядная видеоинформация в сопровож-
дении БШВ, соответствующей времени
съемки каждой строки, а также другой
полезной служебной информации. Для
передачи данных в бортовое запоминаю-
щее устройство в камерах используется
оптико-волоконный интерфейс, унифи-
цированный с другими инструментами
(«Геотон» и ГС А) КА «Ресурс-П» и спо-
собный передавать до 960 Мбит/с по од-
ной линии. Масса комплекса КШМСА
19,7 кг. Максимальное энергопотребле-
ние 41 Вт.
Характеристики комплекса широко-
захватной мультиспектральной аппарату-
ры (КШМСА) приведены в табл. 1.
Камеры ШМСА-ВР и ШМСА-СР
осуществляют съёмку в режиме сканиро-
вания «pushbroom», использующем дви-
жение космического аппарата для обес-
печения развертки по одной из коорди-
нат. Электронная развертка по второй
координате обеспечивается применением
многоэлементных линейных фотоприем-
ников на ПЗС.
На рис. 2 представлены схемы рас-
положения проекций элементов линеек
ФПЗС различных спектральных каналов
относительно друг друга в каждой каме-
ре, и камер ШМСА-ВР и ШМСА-СР от-
носительно друг друга и относительно
направления движения изображения.
Расстояния на схеме приведены для вы-
соты 475 км.
186
Табл. 1. Характеристики КШМСА
Параметр Значение параметра
ШМСА-СР ШМСА-ВР
Высота орбиты, км 475
Разрешение, м (ПХ/МС) 60/120 12/24
Полоса захвата, км 480 96
Фокусное расстояние объектива, мм 40 200
Количество элементов (ПХ/МС) 8000 / 4000
Разрядность квантования, бит 12
Спектральные диапазоны, мкм 0.43-0.70 (ПХ) 0.43-0.51 (В), 0.51-0.58(G), 0.60-0.70 (R), 0.70-0.90 (IR1) 0.80-0.90 (IR2)
Интерфейс передачи данных Волоконно-оптический
Интерфейс управления МПИ, ГОСТ Р 52070-2003
Масса, кг 19.7
Габариты, мм 494 X 260 X 500
Энергопотребление, Вт 41.0
. 480 км _] МС 5
ШМСА-СР
С
1 А = 1,06 км | МС 4
a = 0,212 км
Al A |A
ШМСА-СР
{"".. j пх
1 1мг 1
1 I МС 3
CZZHZZZ=ZZ=HZZZZZZZ=^=ZI====3mc 4
Рис. 2. Схема расположения проекций на местность элементов линеек ФПЗС камер ШМСА-ВР и ШМСА-СР
относительно друг друга и относительно направления полета КА (НП)
187
В настоящее время перед аппарату-
рой ДЗЗ все больше ставится задача слу-
жить средством измерения, в частности, в
части радиометрических характеристик
подстилающей поверхности.
Согласно [1] непосредственно из-
меряемой величиной в части радиомет-
рических измерений является эффектив-
ная энергетическая яркость Ь-,фф (ЭЭЯ):
^>фф = Jq L(X) ’ ' dA, (1)
где: L(A) - спектральная плотность
энергетической яркости (СПЭЯ) наблю-
даемого объекта;
S’(Л) - относительная спектральная
чувствительность камер КШМСА.
В процессе калибровки определяет-
ся интегральная чувствительность -SuHTj
каждого j-ого элемента линейного ПЗС
каждого z-oro спектрального канала ка-
мер ШМСА-ВР и ШМСА-СР:
^ВЫХ;
^HHTi.=“7 (2)
l’J ЬЭфф.
где: ^BblXiy “ усредненный по
многократным наблюдениям выходной
сигнал j-oro элемента линейного ПЗС z-
ого спектрального канала в уровнях
АЦП;
- усредненное по полю зре-
ния камеры входное значение ЭЭЯ для z-
ого спектрального канала.
Измеренное значение интегральной
чувствительности для каждого спек-
трального канала заносится в формуляр
КШМСА в виде нормированного значе-
ния интегральной чувствительности
^ИНТ[ и относительной неоднородности
интегральной чувствительности по эле-
ментам ПЗС •S>QTHi ..
Основной вклад в погрешность
определения SpjHTj вносит неопределен-
ность относительной спектральной чув-
ствительности камер КШМСА. Исполь-
зование рассчитанной спектральной чув-
ствительности по спектральным характе-
ристикам пропускания объектива, спек-
тральным характеристикам применяемых
в камерах светофильтров и спектральным
характеристикам линеек ФПЗС может
давать ошибку до 20 % по сравнению с
непосредственно измеренными значени-
ями относительной спектральной чув-
ствительности камер КШМСА.
Полученные в процессе радиомет-
рической калибровки значения SHHT. для
каждого спектрального канала камер
КШМСА используются в процессе экс-
плуатации для расчета времени экспози-
ции с целью получения качественных
изображений с высоким уровнем видео-
сигнала и, соответственно, высоким
уровнем отношения сигнал/шум. Для ап-
паратуры КШМСА разработана методика
расчета времени экспозиции по исход-
ным данным, включающим в себя угол
Солнца, углы съемки и альбедо подсти-
лающей поверхности. Методика прошла
отработку в процессе эксплуатации
КШМСА в составе КА «Ресурс-П» №1.
Проведенная работа в части улуч-
шения радиометрического разрешения
камер - минимального приращения вход-
ной величины, которое может регистри-
роваться аппаратурой, показали, что при
применении соответствующих схемотех-
нических и конструктивных решений,
СКО шума выходного темнового сигнала
снижается до 1 уровня 12-разрядного
АЦП.
По своим характеристикам обе
мультиспектральные широкозахватные
камеры ориентированы на проведение
наблюдений и получение информации о
подстилающей поверхности Земли в ин-
тересах сельского хозяйства, землеполь-
зования, контроля состояния лесных и
водных ресурсов, картографирования па-
хотных земель, составления прогнозов
урожайности. Кроме того, оперативные
данные КШМСА окажут незаменимую
пользу при мониторинге районов чрезвы-
чайных ситуаций. Данные ШМСА-СР
обзорного характера прекрасно подходят
для контроля районов лесных и степных
пожаров, а также окажутся полезными
для метеорологии, определения границ
снежного и ледового покрова, развития
процессов вегетации. За полтора года ра-
боты в составе КА «Ресурс-П» №1 отсня-
ты десятки миллионов квадратных кило-
188
метров суши и морских акваторий по
всему Земному шару.
На рис. 3 показан фрагмент снимка
камеры ШМСА-СР - Республика Саха
(Якутия), пожар в районе р. Вилюй. На
рис. 4 показан фрагмент снимка камеры
ШМСА-ВР - Камчатка, вулкан Шивелуч.
Изготовлено 3 комплекта аппарату-
ры КШМСА: первый эксплуатируется в
составе КА «Ресурс-П» №1, 2-й в насто-
ящее время завершает ЛКИ в составе
«Ресурс-П» №2, а 3-й проходит наземные
испытания в составе КА №3.
Рис. 3. Фрагмент снимка камеры ШМСА-СР
Рис. 4. Фрагмент снимка камеры ШМСА-ВР.
Наработанный опыт эксплуатации
широкозахватного мультиспектрального
комплекса позволяет уверенно судить о
востребованности информации КШМСА,
а опыт её создания и запросов потребите-
лей позволяет определить возможные пу-
189
ти её модернизации для применения в
составе КА «Ресурс-П» №4 и №5.
В частности, на основе разработан-
ных камер ШМСА-ВР рассмотрена воз-
можность построения комплекса, вклю-
чающего в себя 2-3 такие камеры. Это
позволит получить высокопроизводи-
тельную обзорную аппаратуру с разре-
шением порядка 12 м и полосой обзора
19СН-300 км. Например, при применении
двух камер ШМСА-ВР, установленных
на посадочное основание с разворотом на
угол 5,8 градусов в разные стороны отно-
сительно друг друга в плоскости, перпен-
дикулярной направлению движения, по-
лучаем аппаратуру с разрешением 12 м в
ПХ и 24 м в МС каналах с полосой захва-
та порядка 190 км с высоты полета 475
км.
Опыт эксплуатации камеры
ШМСА-ВР показал, что при съемках
максимальное значение времени экспо-
зиции составляет не более половины
времени периода строки. Этот факт наря-
ду с большим динамическим диапазоном
работы камер КШМСА позволяет модер-
низировать КШМСА в сторону использо-
вания более длиннофокусной оптики для
повышения разрешающей способности
камер. При этом не потребуется увеличе-
ния светосилы объективов и применение
фотоприемных ПЗС с временной задерж-
кой и накоплением сигнала (ПЗС ВЗН).
Специалистами НПП «ОПТЭКС» и
ОАО ЛЗОС проработаны технические
аспекты и показана возможность разра-
ботки и установки на КШМСА объектива
с фокусным расстоянием от 300 до 500
мм для улучшения разрешающей способ-
ности до 8, или даже 5 метров. Неизбеж-
ное снижение полосы захвата отдельной
камеры может быть компенсировано ис-
пользованием опять же 2 - 3 однотипных
камер.
Библиографический список:
1. Панфилов А. С., Гаврилов В. Р.,
Саприцкий В. И. Условия подготовки и
проведения абсолютных радиометриче-
ских измерений с помощью оптико-
электронной аппаратуры наблюдения
Земли // Исследования Земли из космоса,
№1,2014, с. 85-91.
References:
1. Panfilov A. S., Gavrilov V. R.,
Sapritsky V. I. Framework for Preparing and
Performing Absolute Radiometric Meas-
urements by Optical Instruments for Earth
Observation// Research Earth from space,
№1,2014, p. 85-91.
CWME - COMPLEX WIDE-SWATH MULTISPECTRAL EQUIPMENT OF THE
SPACECRAFT «RESOURCE-Р»
©2015 A.I. Baklanov, A.N. Afonin, V.D. Blinov, A.S. Zabiyakin
Dept JSC « SRC «Progress» - NPP «OPTECS», Moscow, Zelenograd
Discusses the composition and characteristics of complex wide-swath multispectral equipment CWME of
the spacecraft «Resource-Р», contains the applications generated CWME information. Describes the radiometric
procedure of attestation of an instrument. Are the samples of the images obtained by the apparatus.
Keywords: Remote sensing, Earth observation instruments, multispectral equipment, optical-electronic
equipment of the spacecraft
Информация об авторах:
Бакланов Александр Иванович, к.т.н., заместитель генерального директора АО
«РКЦ «Прогресс» - директор филиала - главный конструктор НПП «ОПТЭКС», 124460,
Россия, г. Москва, Зеленоград а/я 45, т. 8 (499) 736-11-59, e-mail: optecs@mail.ru.
Область научных интересов: проектирование оптико-электронных приборов, датчи-
ков и систем для дистанционного зондирования и наблюдения Земли из космоса.
190
Афонин Андрей Николаевич, заместитель начальника научно-технического ком-
плекса, филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС», 124460, Россия,
г. Москва, Зеленоград а/я 45, т. 8 (499) 735-54-33, e-mail: optecs@mail.ru.
Область научных интересов: проектирование оптико-электронной аппаратуры, циф-
ровая и аналоговая схемотехника.
Блинов Валентин Дмитриевич, начальник отделения, филиал АО «РКЦ
«Прогресс» - НПП «ОПТЭКС», 124460, Россия, г. Москва, Зеленоград а/я 45, тел.
8(499) 735-54-33, e-mail: optecs@mail.ru.
Область научных интересов: цифровая обработка изображений, методы обработки
данных ДЗЗ, проектирование целевой аппаратуры ДЗЗ.
Забиякин Александр Сергеевич, начальник научно-технического комплекса -
заместитель главного конструктора, филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС»,
124460, Россия, г. Москва, Зеленоград а/я 45, т. 8 (499) 734-94-93, e-mail: optecs@mail.ru.
Область научных интересов: проектирование оптико-электронной аппаратуры ДЗЗ, про-
ектирование звездных и солнечных датчиков.
Baklanov, Alexander Ivanovich, candidate of technical Sciences, deputy general director
of corporation JSC « SRC «Progress» - branch Director - chief designer of NPP "OPTECS",
124460, Russia, Moscow, Zelenograd box 45, t. 8 (499) 736-11-59, e-mail: optecs@mail.ru.
Research interests: design of opto-electronic devices, sensors and systems for remote sens-
ing and Earth observation from space.
Afonin Andrey Nikolaevich, Deputy head of scientific-technical complex, Dept
JSC « SRC «Progress» - NPP «OPTECS», 124 460, Russia, Moscow, Zelenograd box 45,
t. 8(499) 735-54-33, e-mail: optecs@mail.ru.
Research interests: design of optical and electronic instruments, digital and analog
circuitry.
Blinov Valentin Dmitrievich, head offices, Dept JSC « SRC «Progress» -
NPP «OPTECS», 124460, Russia, Moscow, Zelenograd box 45, tel: 8 (499) 735-54-33, e-mail:
optecs@mail.ru.
Research interests: digital image processing methods for remote sensing data processing,
design target of remote sensing equipment.
Zabiyakin Alexander Sergeevich, head of the scientific-technical complex - deputy chief
designer, Dept JSC « SRC «Progress» - NPP «OPTECS», 124460, Russia, Moscow, Zelenograd
box 45, t. 8 (499) 734-94-93, e-mail: optecs@mail.ru.
Research interests: design of optical-electronic equipment of remote sensing, design of star
tracker and sun sensors.
191
УДК 681.7
ПРОГНОЗИРОВАНИЕ РАЗВИТИЯ ПРОГРАММНО-АППАРАТНЫХ
КОМПЛЕКСОВ ПРИЕМА-ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИИ КА ДЗЗ
© 2015 В.Л. Алаторцев1, В.Г. Слащёв1, Д.В. Юрин1, О.А. Алаторцева2
'филиал АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС»
Московский Институт Электронной Техники
г. Москва, Зеленоград
Представлены тенденции развития программно-аппаратного комплекса наземной станции приема-
обработки информации с КА «Аист-2», обеспечивающего планирование, прием, распаковку принятой ин-
формации и ее последующую обработку для основной (ЦПОИ «Самара» и резервной (НПП «ОПТЭКС»)
наземных станций с учетом необходимых сервизных подсистем обеспечения его функционирования.
Ключевые слова: ДЗЗ, дистанционное зондирование, наземные станции, обработка изображении
Филиал АО «РКЦ «Прогресс» -
НПП «ОПТЭКС» традиционно занимает-
ся разработкой наземных станций прие-
ма-обработки информации (ИСПОИ) с
космических аппаратов (КА) дистанци-
онного зондирования Земли (ДЗЗ) из
космоса. К настоящему моменту геогра-
фия разработок, связанных с установкой
наземных станций специалистами НПП
«ОПТЭКС» достаточно обширна (рис. 1).
что позволяет использовать накопленный
опыт в создании аналогичных изделий и
в АО «РКЦ «Прогресс» в части создания
антенных постов, систем управления,
планирования и приема-обработки по-
ступающей информации с КА ДЗЗ.
Практически все установленные
наземные станции получают сертификат
Центра сертификации ракетно-
космической техники (рис. 2).
Примерами последнего использова-
ния результатов разработок НСПОИ в
АО «РКЦ «Прогресс» явились реализа-
ция проекта «Станция-ПД» (рис. 3), пе-
редача в состав ЦПОИ «Самара» макета
станции приема данных КА «Аист-2»
(рис. 4), дооснащение ЦПОИ «Самара»
для возможности приема информации с
КА «Аист-2», создание резервной стан-
ции приема данных КА «Аист-2» в
НПП «ОПТЭКС». Станция «ПД», изна-
чально ориентированная на прием дан-
ных с КА «Союз-Сат-О», явилась прото-
типом универсальной станции приема
данных, способной принимать информа-
цию практически с любого КА ДЗЗ, что
192
нашло свое применение при создании
НСПОИ для всех КА ДЗЗ (в т.н. и
КА «Аист-2»). Ввиду универсальность
приемного тракта, указанный тип стан-
ций способен также принимать информа-
цию и с традиционных КА ДЗЗ, разра-
ботки нашего предприятия, таких как
«Ресурсы-ДК №1, -Ш, -П2», и, видимо,
так далее. При этом затраты на разверты-
вание и поддержание подобной станции в
десятки-сотни раз оказываются ниже, по
сравнению с аналогичными статьями
расходов по поддержанию работоспособ-
ности -эксплуатации - доработки ПО
аналогичной базовой станции в ЦПОИ
«САМАРА».
Представляемый программно-
аппаратный комплекс НСПОИ ориенти-
рован на поддержание на высоком уровне
квалификации персонала в части реги-
страции информации с КА ДЗЗ, его обу-
чению и эксплуатации комплекса с КА
«Аист-2» и других. Для этого предусмот-
рен трехступенчатый прием данных с
КА, передающих информации в режиме
непрерывной передачи данных (КА серии
МОАА, а также КА Метеор). Как прави-
ло, на этом уровне отрабатываются ос-
новные навыки работы с комплексом, по-
скольку регистрация данных в
L-диапазоне достаточно устойчива и ме-
нее чувствительна к неточности наведе-
ния АПУ и ошибкам в расчете целеуказа-
ний направления на КА.
На втором этапе регистрируются
данные с КА Х-диапазона (Метеор,
TERRA, AQUA), что требует контроля
нескольких факторов: возраста целеука-
заний, точности поддержания времени,
операторской коррекции в наведении
АПУ и других. Овладение навыками пер-
вых двух стадий работы с антенным ком-
193
плексом практически обеспечит уверен-
ный прием данных с требуемого КА, по-
теря сеанса связи с которым достаточно
чувствительна.
ПРОГРАМНОАППАРАТНЫЙ КОМПЛЕКС НСПОИ КА «АИСТ-2»
II «АЛПРОЖПШ
МОДЕЛИРОВАНИЕ
ГКУЩЕЙ
лиСМИЧЕСКОП
ОБСТАНОВКИ
УПРАВЛЕНИЕ.
ПОДДЕРЖКА
С1КЛГМЫ
;ичноп-
ВРЕМЕНИ
ЮСТИРОВКА
аниннь:
ТЕСТИРОВАНИЕ
чТГ
РУЧНОЕ
УПРАВЛЕНИЕ
АПУ
ВЕД1ЛИЕ .ЧРХИН l
БАЛТ(ГИЧЕСКИХ
ДАННЫХ
СОПРОВОЖДЕНИЕ
лп^пс.
РЛСЧЕТНЬ".!
ЦЕЛЕУКАЗАНИЯМ
РАСЧЕТ
ТРАЕКТОРИИ
ДВИАГЯИЯКХИ
IX ЛИСОВ С ВЯЗИ
АШ
АВIX<ОПГОВОАДЕ
НИЕ
ПРЙХА&
НИ♦ РМАЦИИ
ИМИТАЦИОО. .
ПРИЕМ
ИНФОРМАЦИИ
ПРИЕМ
ИНФОРМАЦИИ С КА
ПОЗАДАННЫМ-
СЕАНСАМ СВЯЗИ
33
ПРИЕМ
ИНФОРМАЦИИ С КА
С Н1 ПРЕРЫВНЫМ
СБРОСОМ ДАННЫХ
**______________
ПТОБРА.___Е
НАВИ1 АЦИОННОк
ОБ<TAHOBK1I ПРИ
ТРЛЕЧЕ
ИНФОРМАЦИИ
ОТОБРАЖЕНИЕ
ПРИКгВ'АЕМО!(
ИНФОРМАЦИИ В
РЕАЛЬНОМ ВРГЗТИ!!
ОНЕНКкЛАЧЕСГВА
ПР1. ПРИЕЛ Т
ИНФОРМАЦИИ

ГРАФИЧЕСКАЯ
РНГСГРАЦИЯ
ЗАДАНИЙ НА
ОБРАБОТКУ
ИНФОР?'\ЦИ7’
ДЕКОДИРОВАНИЕ
РАСПАКОВКА
РАДИОМЕТРИ
ЧЕСКАЯ
КОРРЕКЦИЯ
4-5
СШИВКА
нсчи
ПОТОКОВОЙ
ОБРАБОТКИ
ТЕМАТИЧЫ&1.
ОБРАБОТКА
ГРАФИЧЕСКОЕ
ФОРМИРОВАНИЕ
ЗАДАНИЙ ТО
5Л
СИНТЕЗ
ЦВЕТНОГО
ИЗОБРАЖЕНИЯ
______J_______,
ГЕОГРАФИЧЕСКАЯ |
ПРИВЯЗКА 1
ГЕОПРОЕКЦИРОВА
НИЕ
КОМПЛЕКСИРОВА
НИЕ
?ЮБРА>ЕНИЯ
5.6
ПОВЫШЕНИЕ
КАЧЕСТВА
ИЗОБРАЖЕНИЯ
ПОЛУЧЕНИЕ
ЗЕМСПЯЕСКИХ
РЮПРЕДЕ EHHHLO
РЕЗУЛЬТАТАМ
1 ЬЕМКИ

ИНФОРМАЦИИ
ВИЗУАЛЬНОЕ
ОТОБРАЖЕНИЕ
КАТАЛОГОВ
СЪЕМОК
КОМПЛЕКС
ЦЕЛЕВОГО
ПЛАНИРОВАНЫ*
ОТОБРАЖЕНИЕ
ИМЕЮЩИХСЯ WJH
ЪЕМГЖ
ПЛАНИРУЕМЫХ
СЕАНСОВ
63
РАСЧЕТ ВРЕМЕНИ
1ЙСПОЧЕНИЯБА
КА IVlKhHUX
ПОЛИГОНОВ
ВРЕМЕННОЕ
ПЛАНИРОВАНИЕ
КАТАЛОГОВ
СЪЕМОК
КОМПЛЕКС
API ДСТВ
ВИЗУАЛЬНОГО
ЦЕЛЕВОГО
п !Г ШИРОВ ШИЯ
АНАЛИЗ
КАЧЕСТВА
АРХИВНОЙ
М ЭРМАП“Т1
ВЫДАЧА
ПРОСТРАНСТВЕН
НОВ“Е_'1НН?:!Х
ФРАГМЕНТОВ
СЪЕМОК И МЕСТ
ИХ ХРАНЕНИЯ
Рис. 7. Схема деления npoi раммно-аппаратного комплекса НСПОИ
боты на приемной станции и функцио-
нально разделен на 7 подразделов.
Рис. 7 представляет схему деления
программно-аппаратного комплекса ра-
Проиллюстрируем основные этапы
работы комплекса НСПОИ.
Этап планирования обеспечивает
расчет сеансов связи с КА для приема
данных (рис. 5). В его основе лежат не-
сколько моделей прогнозирования дви-
жения КА на орбите (численная,
SGP4/SDP4 и другие).
Результатом работы подсистемы
планирования являются список сеансов
связи с КА с целеуказаниями для наведе-
ния АПУ (рис. 5), расчет и визуализация
положения группировки КА на орбите
194
(рис. 6). Общепринятый набор инстру-
ментов и опций визуализации также
включен в набор программно-
аппаратного комплекса НСПОИ.
Подсистема управления АПУ обес-
печивает наведение антенного устройства
при его тестировании, юстировке (рис. 9)
и во время сеансов связи с КА (рис. 8).
Подсистема управления АПУ
(рис. 8) обеспечивает наведение НСПОИ
на КА по расчетным целеуказаниям в ре-
жимах автосопровождения, при коррек-
ции наведения оператором управления
АПУ, при расчетном автосопровождении.
Наличие внешних источников ра-
диоизлучения в L-X-Ku диапазонах поз-
воляют уточнить юстировку НСПОИ до
долей размеров диаграммы направленно-
сти АПУ (рис. 9).
Работа подсистем приема и распа-
ковки информации с КА проиллюстриро-
вана на рис. 10:
Рис. 10. Подсистемы приема и распаковки Рис. 11. Формирование обзорного изображения
информации в зоне компенсации
В процессе работы подсистем оце-
нивается качество принятой информации,
осуществляется визуализации снимаемой
территории и принятое изображение.
Формируются исходные и сшитые изоб-
ражения по зонам и обзорного типа. По
окончании первичной обработки форми-
руется отчет о съемке полигона (рис. 12)
и обзорные изображения в зонах и всего
полигона съемки (рис. 11).
По окончании распаковки получен-
ной информации, дальнейшая обработка
производится подсистемой обработки
изображений. Использование данных
мультиспектральных линеек и панхрома-
тического диапазона позволяет повысить
разрешение синтезируемого цветного
снимка (рис. 13-14):
195
Рис. 13. Подсистема синтеза цветного изображения
на основе данных мультиспектральных и
панхроматических линеек: ЗМС (1-2-3)+1ПХ (4)
Рис. 12. Отчет о съемке полигона
196
Рис. 14. Синтезированные цветные изображения Рис. 15. Синтезированное цветное изображение в проекции
одного масштаба полученные на основе: слева на Меркатора
основе МС-линеек, справка МС+ПХ
На заключительной стадии обра-
ботки - изображение может быть спро-
ецировано в одну из картографических
проекций (рис. 15).
Отметим, что на последней стадии
функционирования программно-
аппаратного комплекса созданные изоб-
ражения поддерживаются визуальной ба-
зой данных (рис. 16).
Поддерживаемый комплекс целево-
го планирования позволяет прогнозиро-
вать возможность проведения требуемых
съемок и определения времен включения
и параметров работы целевой аппаратуры
КА (рис. 17):
Смнш Архив Пункта г^ивмв пастройса Параметра
Рис. 16. Просмотр фрагментов снимков из визуаль-
ной базы данных
Рис. 17. Фрагмент подсистемы комплекса целевого
планирования в составе НСПОИ
Остановимся в заключении на осо-
бенностях используемой в комплексе
НСПОИ модели синтеза цветных изоб-
ражений высокого разрешения. Общая
схема такого синтеза для данных, полу-
чаемых с КА с сенсорами в виде набора
ПЗС линеек, расположенных в фокальной
плоскости (Push-broom camera), пред-
ставлена схемой рис. 18:
197
Пространственное совмещение изображений (Mutual image registration) Синтез цветного изображения (Color synthesis Image fusion) Улучшение визуального качества (Image enhancement)
Рис. 18. Схема синтеза цветных изображений
и заключается в последовательном
выполнении трех этапов, причем специ-
фичным для камеры в виде набора линеек
является только первый этап.
Совмещение изображений в раз-
личных полосах и спектральных каналах
выполняется во несколько последова-
тельных этапов.
Приемник изображения состоит из
N зон в фокальной плоскости. Каждая
зона содержит по Кр линеек панхромати-
ческого диапазона (ОЭП-АПХ) и по K.S
линейки для каждого из 3 спектрозональ-
ных каналов (ОЭП-АМС). Простран-
ственное разрешение панхроматического
канала в 3 раза выше, чем спектрозональ-
ных. Предлагаемый алгоритм должен
применяться раздельно для областей, не
имеющих стыков линеек. В случае необ-
ходимости получения изображения
большего размера, предлагается выпол-
нять сшивку полос после синтеза цвет-
ных изображений раздельно по полосам.
Такой подход необходим, т.к. для кор-
ректного пространственного совмещения
изображений необходимо знать модель
искомого пространственного преобразо-
вания, и для одиночных линеек таковая
четко определена как модель аффинного
перекоса, а ее параметры могут быть вер-
но определены из одиночного снимка.
Сшивка же полос изображения, создан-
ных разными линейками не гарантирует
восстановления правильного угла между
линейками, который может быть опреде-
лен только путём специальной сложной
процедуры калибровки, требующей либо
съемки специального калибровочного
полигона, либо многократной съемки од-
ного и того же участка местности с мак-
симально плоским рельефом и наличием
большого числа хорошо заметных объек-
тов. Кроме того, работа с выбором в ка-
честве базового для совмещения панхро-
матического канала, позволяет резко уве-
личить точность сшивки спектрозональ-
ных каналов. Алгоритм совмещения
фрагмента изображения, не содержащего
стыка полос заключается в следующем:
- Выбирается фрагмент изображе-
ния в панхроматическом и спектрозо-
нальных каналах.
- Создается изображение Pi0 пан-
хроматического канала с уменьшенным
втрое разрешением, путем присвоения
пикселю низкого разрешения среднего
значения по квадрату 3x3 пикселя.
- Выполняются процедуры про-
странственного совмещения изображений
спектрозональных каналов R|o, G|o, В|о с
изображением Pi0 с помощью алгоритма
НСПОИ. Для ускорения работы этот этап
может выполняться при дополнительно
пониженном разрешении. В результате
работы получается набор из трех векто-
ров смещения и матриц аффинного пре-
образования (чистый перекос, ненулевой
только один внедиагональный элемент,
на диагонали единицы). Алгоритм
НСПОИ имеет по сравнению с алгорит-
мами на основе характеристических то-
чек следующие достоинства:
- возможность работы на сильно
размытых изображениях или изображе-
ниях сцен, не содержащих объектов с
четкими границами и особенностями
- детерминированность во времени
исполнения
- интегральный подход
И недостатки:
- невозможность создания построч-
ного варианта
- узкий класс допустимых моделей
преобразования (чистый сдвиг, или
сдвиг+перекос или сдвиг + поворот +
масштаб), однако вторая модель соответ-
ствует условиям съемки.
Большой обзор методов детектиро-
вания характеристических точек дан в
[3], для практического использования в
рассматриваемой задаче хорошим выбо-
198
ром являются алгоритмы SIFT или SURF,
первый качественнее, второй - быстрее.
Алгоритм НСПОИ сохраняет рабо-
тоспособность, если изначально изобра-
жения перекрываются не менее чем на
2/3. В случае необходимости, фрагменты
изображения для синтеза цвета могут
быть перевыбраны по результатам полу-
ченных параметров.
На следующем этапе полученные
матрицы и векторы уточняются до
субпиксельной точности совмещения в
рамках полной аффинной модели с по-
мощью алгоритма, когда производные
вычисляются только на первой итерации.
Заметим, что в случае, если изобра-
жение в каком либо канале сильно раз-
мыто по сравнению с совмещаемым с
ним, пару может потребоваться также
размыть. Так, например, для аппаратуры
Ресурс-П, при совмещении каналов 31
или 32 с каналами 21 или 10 с уменьшен-
ным втрое разрешением, последние сле-
дует размыть квадратным окном размера
9x9. Найденные параметры совмещения
применяются к оригинальным (не размы-
тым изображениям).
Вопрос о синтезе цвета при наличии
цветного изображения низкого разреше-
ния и панхроматического изображения
высокого разрешения весьма актуален и
широко исследуется. На этом этапе счи-
тается, что пространственное совмеще-
ние изображений уже выполнено. До-
ступны совмещенные изображения, при-
веденные как к низкому (спектрозональ-
ные каналы), так и к высокому (панхро-
матический канал) разрешению. Вопрос о
синтезе цвета при наличии движущихся
объектов (например, автомобили) здесь
не рассматривается. Для синтеза цветно-
го изображения в высоком разрешении
используются самые разнообразные ме-
тоды и подходы, в частности вариацион-
ный, на основе вейвлетов, наиболее по-
пулярным остается подход на основе IHS
и его модификаций. Исследуется алго-
ритмы как для синтеза изображения в
псевдоцветах, так и в истинных цветах.
Популярность алгоритма IHS объясняет-
ся его простотой и высокой надежно-
стью, основанной на том, что простран-
ственное разрешение человеческого глаза
для цветовых компонент существенно
меньше чем для яркостных. На этом же
свойстве, в частности, основаны и мето-
ды сжатия с потерями, например, алго-
ритм JPEG.
Ниже предлагается алгоритм сход-
ный с IHS, но использующий другое цве-
товое пространство YCbCr. Поскольку
манипулирование цветовым тоном не
предполагается, представляется разум-
ным не использовать круговую коорди-
нату и ограничиться линейным цветовым
преобразованием. Вкратце алгоритм со-
стоит в следующем. Полученное цветное
изображение низкого разрешения от
мультиспектральной камеры переводится
в цветовое пространство YCbCr по фор-
мулам.
( У 'I { + 0.29
С/> = -0.16874
(С’г) ( 0.50000
+ 0.587 +0.114 У/«(.v.v)'
-0.33126 0.50000
-0.41869 -0.08131
(1)
Яркостная компонента подменяется на
панхроматическое изображение, а ком-
поненты С просто интерполируются к
разрешению панхроматического канала с
помощью билинейной интерполяции. За-
тем уже компоненты высокого разреше-
ния собираются обратно в RGB изобра-
жение
G(x,y)
3
1
<1
+ 0.00000 +1.40200Y17)
-0.34414 -0.71414 Cb
+ 1.77200 +0.00000Xcr,
(2)
В части улучшения визуального ка-
чества изображения предлагается два ал-
горитма:
1. Коррекция цвета, включая опци-
онно автоматический баланс белого
2. Усиление мелких деталей изоб-
ражения (модифицированная и расши-
ренная версия алгоритма Unsharp mask
или Sharpening).
Теоретически, правильный баланс
цвета может быть выполнен только путем
калибровки на основе съемки ряда объек-
тов с заранее известными спектральными
свойствами. При этом необходимо обра-
тить внимание, что предполетной калиб-
ровки недостаточно, т.к. параметры фо-
топриемной аппаратуры значительно
уходят в процессе эксплуатации на орби-
199
те, и это верно для аппаратуры любых
КА производства любых стран. Если
процедуры полетной калибровки кон-
структивно и/или организационно не
предусмотрены, то необходимы какие-
либо методы баланса белого, которые мо-
гут работать, в том числе, и по одному
кадру. Предлагаемая методика основана
на эмпирическом факте, что одновремен-
ное и независимое растяжение гисто-
грамм в красном, зеленом и синем канале
на весь (одинаковый) диапазон, как пра-
вило, обеспечивает близкий к правиль-
ному цветовой баланс. Теоретическим
обоснованием может быть соображение,
что на изображениях реальных сцен, са-
мые светлые точки, как правило, белые, а
самые темные - черные, или близки к та-
ковым. Процедура автобаланса белого
выполняется следующим образом.
Яркость каждого из каналов изоб-
ражения подвергается линейному преоб-
разованию:
(х, у) = mult (/(„ (х, у) — min color)
mult = 220 / (max color- mincolor +1)
а величины min color и max color
определяются как яркости, такие, что ги-
стограмма изображения содержит left
точек темнее и right точек ярче. Эти два
числа определяются как
left = max( 1, min(2(), 0.25 * sz) , sz * min(percent_left/100,0.25))
right - max( 1, min(20, 0.25 * .sz) , .sz * min(pm-ent_ right/100,0.25)) ’
где sz количество пикселей в изоб-
ражении, a percent _ left и percent _ right
- настроечные параметры, задаваемые
пользователем. Рекомендуются значения
0 для обеих величин. Интенсивность 0 на
исходных изображениях при построении
и анализе гистограмм игнорируется, по-
скольку для реальных объектов такой яр-
кости быть не может, и нулевой цвет ис-
пользуется для участков изображения,
где нет данных.
Еще одним желательным свойством
является получить изображение в есте-
ственных цветах, но как будто бы атмо-
сферы не было, т.к. рассеяние в атмосфе-
ре покрывает изображение голубой дым-
кой, а рассеяние в атмосфере сильнее на
коротких длинах волн, так что зеленое и ,
тем более, синее изображения более раз-
мыты, чем красное. К сожалению, пара-
метры рассеяния атмосферы существенно
зависят от содержания влаги и аэрозолей
и не могут быть определены заранее.
Этот вопрос перспективных исследова-
ний, путь решения, по-видимому, заклю-
чается в восстановлении и сравнительном
анализе между спектральными каналами
функции размытия точки для различных
объектов одного и того же изображения.
В настоящее время для регулировки
предлагаются корректирующие множи-
тели к множителю mult для каждого ка-
нала: c R Mult, c G Mult, c B Mult , их
смысл аналогичен подбору цветовой
температуры для монитора или освети-
тельной аппаратуры. Автоматический
баланс белого можно отключить, тогда
правильный баланс цвета осуществляется
пользователем только через эти три ко-
эффициента, а величины min color и
max color в (3) определяются как
min color = mintmin color г с R Mult.nin color g с G Mult.run color be H Mult)
max color = maxfmax color r e R Mult.max color g c (I Mult.max color b e li Mult)
Описанная процедура коррекции
цвета применяется после совмещения
изображений согласно предыдущим ал-
горитмам.
В этих алгоритмах перед вычисле-
ниями по формуле (2) вклиниваются два
этапа: повышение насыщенности изоб-
ражения, путем умножения цветовых
компонент СЬ,Сг на корректирующий
множитель (рекомендуется значение 2.8)
и повышение четкости, заключающееся в
применении к яркостной компоненте
(получена из панхроматического изобра-
жения высокого разрешения) алгоритма
многомасштабного подчеркивания мел-
ких деталей по формуле:
>) = Цх. г.г„) + А„(Г(л. г)- Цх.у.,.,г./, I (Q
Здесь
Ux.y.t) = G®Y = J Jg(x - £ у - n.DY^.rpd^ln (7)
- свертка изображения У(х,г) с
двумерной функций Гаусса
I -,<WI
G(x,y,t) = е 21 , t = a~. (8)
2тй
200
При практическом вычислении та-
кой свертки (2.2) интеграл заменяется на
сумму по пикселям
L(x,y,t) = G® I = YG(x-^y-n,t)Y(^rj) (9)
и используется свойство сепара-
бельности функции Гаусса., т.е.
G(x,y,t) - G(x,t)G(y,f)
(Ю)
что облегчает вычисления и теоре-
тические аппроксимации.
Дифференцируя (7) или (9) очевид-
но, что производная сглаженного изоб-
ражения L(x,y,t) есть просто свёртка
исходного изображения Y(x,y) с соот-
ветствующей производной функции
Гаусса (возможно нулевой).
(11)
Или в краткой форме
dL"'+"(x,y,t) _д&"
дхтду" ~ дхт
® (12)
°У
Следует подчеркнуть, что если т=0
или п=0, не следует забывать свернуть с
нулевой производной ядра свертки, т.е.
самой функцией Гаусса.
Выбор в качестве ядра именно
функции Гаусса (8), (Ю).обусловлен дву-
мя обстоятельствами:
1) Функция Гаусса (8) радиально
симметрична;
2) Путем прямого дифференциро-
вания несложно показать что, сглаженное
изображение L(x,y,t) удовлетворяет
уравнению диффузии:
dL l(d2L d2L>
dt "г^Эх2 +оф2 J (13)
Это означает, что в результате свер-
ток с функцией Гаусса
1) не появится выделенных направ-
лений, привязанных к пиксельной сетке и
не связанных с объектами сцены, т.е. изо-
тропность метода;
2) при размытии изображения осо-
бенности могут размываться, сливаться и
исчезать, но не могут образоваться новые
в силу свойств процесса диффузии [13-
15].
Это является основой распростра-
ненного в настоящее время подхода
«пространства переменных разрешений»
(scale-space), в рамках которого изобра-
жение анализируется одновременно на
всех масштабах, а выделение особенно-
стей осуществляется на тех масштабах,
где эти особенности лучше всего прояв-
ляются.
Другая величина в (6), Лапласиан
Гауссиана (Laplacian of Gaussian) опре-
деляется как:
Ъ2 L Э2 L
LoG(x,y,t) = t( + ) (14)
ах~ ау~
Коэффициенты в (6)
/Hj ,<5j , j = 0,1,... подбираются экспери-
ментально из соображений визуальной
похожести. Один из вариантов, наиболее
экстремально «повышающим разреше-
ние» является выбор
j а,
0 2 2.0
1 1.5 7.0
2 2.5 5.0
Величина К,„(х, у) с усиленными мелкими деталями подставляется в формулу 2
раздела 2.
201
SOFTWARE-HARDWARE DATA RECEIVING FROM EARTH REMOTE SENSING
SPACECRAFT AND DATA PROCESSING GROUND-BASED STATION COMPLEX
© 2015 V.L. Alatortsev, V.G. Slastshyov, D.V. Yurin, O.A. Alatortseva
Dept JSC « SRC «Progress» - NPP «OPTECS», Moscow, Zelenograd
Represented software-hardware data receiving from Earth remote sensing spacecraft «Aist-2» and data pro-
cessing ground-based station complex provides controlling of antenna system, sessions scheduling and sessions re-
ceiving from Earth remote sensing spacecraft as well as their following unpacking and processing. Practical realiza-
tion of controlling system with autotracking system is represented, adjustment of antenna system is described. Data
receiving and processing as well as methods of image quality recovering are illustrated. Received images are accu-
mulated in graphic database integrated into software complex.
Key words: Earth remote sensing, ground-based stations, image processing
Информация об авторах:
Алаторцев Владимир Леонидович, руководитель научно-технического комплекса
филиала АО «РКЦ «Прогресс» - НПП «ОПТЭКС», к.ф.-м.н., тел. 8-916-128-12-11. E-mail:
alcorsat@mail.ru.
Область научных интересов: космос, системы ДЗЗ, наземные станции приема-
обработки информации с КА ДЗЗ.
Слащев Владимир Геннадьевич, главный программист филиала АО «РКЦ «Про-
гресс» - НПП «ОПТЭКС», тел. 8-916-128-12-11. E-mail: alcorsat@mail.ru.
Область научных интересов: космос, системы ДЗЗ, наземные станции приема-
обработки информации с КА ДЗЗ.
Юрин Дмитрий Владимирович, главный программист филиала АО «РКЦ «Про-
гресс» - НПП «ОПТЭКС», к.ф.-м.н., тел. 8-916-128-12-11. E-mail: alcorsat@mail.ru.
Область научных интересов: космос, системы ДЗЗ, наземные станции приема-
обработки информации с КА ДЗЗ.
Алаторцева Ольга Алексеевна, доцент института Электронной техники МИЭТ,
к.э.н., тел. 8-916-128-12-11. E-mail: alcorsat@mail.ru.
Область научных интересов: менеджмент систем ДЗЗ, наземных станций приема-
обработки информации с КА ДЗЗ.
Vladimir L. Alatortsev, head of Research and Engineering complex of Dept JSC « SRC
«Progress» - NPP «OPTECS», Moscow, Zelenograd, candidate of Physics and Mathematics, tel.
+7-916-128-12-11, e-mail: alcorsat@mail.ru.
Research interests: space, Earth remote sensing systems, data receiving from Earth remote
sensing spacecrafts and data processing ground stations.
Vladimir S. Slastshyov, chief programmer of Dept JSC «SRC «Progress» - NPP
«OPTECS», Moscow, Zelenograd, tel. +7-916-128-12-11, e-mail: alcorsat@mail.ru.
Research interests: space, Earth remote sensing systems, data receiving from Earth remote
sensing spacecrafts and data processing ground stations.
Dmitriy V. Yurin, chief programmer of Dept JSC « SRC «Progress» - NPP «OPTECS»,
Moscow, Zelenograd, candidate of Physics and Mathematics, tel. +7-916-128-12-11,
e-mail: alcorsat@mail.ru.
Research interests: space, Earth remote sensing systems, data receiving from Earth remote
sensing spacecrafts and data processing ground stations.
Olga A. Alatortseva, Scientific of Moscow Institute head of Dept JSC « SRC «Progress»
- NPP «OPTECS», Moscow, Zelenograd, candidate of Physics and Mathematics,
tel. +7-916-128-12-11, e-mail: alcorsat@mail.ru.
Research interests: space, Earth remote sensing systems, data receiving from Earth remote
sensing spacecrafts and data processing ground stations.
202
УДК 528.8.044.2
УСТРОЙСТВО ПОСТРОЕНИЯ РАДИОЛОКАЦИОННОГО ИЗОБРАЖЕНИЯ В
СОСТАВЕ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ ДЛЯ ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЙ ОБРАБОТКИ
МОНИТОРИНГОВОЙ ИНФОРМАЦИИ
©2015 А.С. Кузнецов, С.С. Щесняк, А.О. Славянский
ОАО «Научный центр прикладной электродинамики», г. Санкт-Петербург
Описано устройство построения радиолокационного изображения с помощью радиолокационной
станции с синтезированной апертурой. Представлено описание программного обеспечения радиолокацион-
ной станции с синтезированной апертурой.
Ключевые слова: радиолокационная станция с синтезированной апертурой, дистанционное зондиро-
вание Земли, система на кристалле.
Радиолокационная станция с синте-
зированной апертурой (РСА) предназна-
чена для дистанционного зондирования и
получения радиолокационных изображе-
ний подстилающей поверхности с раз-
личных видов летательных аппаратов.
РСА реализует следующие функ-
ции:
- формирование зондирующих
сигналов в L-диапазоне частот;
- прием, оцифровка и запоминание
отраженных от подстилающей поверхно-
сти сигналов;
- обработка сигналов на борту:
сжатие по дальности и азимуту во вре-
менной области, построение радиолока-
ционных изображений местности;
- передача всех видов данных, по-
лученных на борту, на внешний энерго-
независимый накопитель со скорость до
30 Мб/с.
В состав РСА входит аппаратный
блок и программное обеспечение. Основ-
ным функциональным блоком в аппарат-
ном является блок цифровой обработки
сигналов (блок ЦОС).
Блок ЦОС включает в себя аналого-
цифровой преобразователь (АЦП), циф-
ро-аналоговый преобразователь (ЦАП),
усилители сигналов синхронизации, си-
стему на кристалле (СнК), оперативное
запоминающее устройство SDRAM
DDR3, опорный генератор с рабочей ча-
стотой 50 МГц, контроллер интерфейса
USB3.0, преобразователь уровней TTL в
LVDS. Структурная схема блока ЦОС
представлена на рис. 1.
Рис. 1 Структурная схема блока ЦОС
203
Работа РСА обеспечивается встро-
енным программным обеспечением.
Процесс сбора и обработки данных
для формирования радиолокационного
изображения включает следующие уров-
ни:
- цикл наблюдения - последова-
тельность из генерации зондирующего
импульса, сбора оцифрованных замеров
сигнала-отклика и обработки полученных
сигналов;
- сеанс наблюдения - последова-
тельность заданного количества циклов
наблюдения с одинаковыми параметра-
ми;
- программа наблюдения - после-
довательность сеансов наблюдения с за-
данными для каждого индивидуальными
параметрами.
В рамках цикла наблюдения произ-
водится:
- генерация кодовых последова-
тельностей зондирующих импульсов с
линейной частотной модуляцией (ЛЧМ)
и передача этих последовательностей на
ЦАП для формирования аналоговых
ЛЧМ-импульсов напряжения;
- считывание первичных данных -
оцифрованных отраженных сигналов с
выхода АЦП;
- сжатие по дальности первичных
данных - обработка записанных отра-
женных сигналов корреляционными ме-
тодами анализа во временной области;
- сжатие по азимуту - получение
радиолокационного изображения;
- сохранение результатов во
встроенной памяти СнК для последую-
щей передачи на внешнее запоминающее
устройство.
По результатам работы блок ЦОС
выдает строки радиолокационного изоб-
ражения, которые записываются в файл
на внешнем запоминающем устройстве.
Пример построенного изображения пред-
ставлен на рис. 2.
Рис. 2 Пример построенного радиолокационного изображения
По итогам работы изготовлен опыт-
ный образец вычислительной системы
РСА на базе системы на кристалле (СнК)
Zynq7000 XC7Z045 (Xilinx) в исполне-
нии, годным к установке на мобильном
носителе (наземном и авиационном). Ис-
пользованные аппаратные решения поз-
воляют реализовать оцифровку и обра-
ботку сигналов на частоте до 1,1 ГГц.
Разработанные алгоритмы обработки
позволяют обеспечить получение радио-
локационных изображений местности с
разрешением по дальности и азимуту до
двух метров на борту носителя в режиме
реального времени.
Библиографический список:
1. Кондратенков Г.С.,Фролов А.Ю.
Радиовидение. Радиолокационные си-
стемы зондирования Земли. М., "Радио-
204
техника", 2005.
2. Плющев В.А. Результаты
разработки и направления развития
многочастотных авиационных комплек-
сов РСА. Наукоёмкие технологии, 2004,
№ 8-9, стр. 88-100.
References:
1. Kondratenkov G.S., Frolov A.U.
Radiovision. Radar sensing; - Moscow:
Publishing house “Radiotekhnika”, 2005.
2. Pluschev V.A. The results and di-
rection of development of multi-aircraft
SAR systems”, High Tech, 2004, № 8-9, -
88-100 p.
RADAR IMAGE BUILDING DEVICE AS THE PART OF ONBOARD MONITORING
INFORMATION PROCESSING SYSTEM
©2015 A.S. Kuznetsov, S.S. Schesnyak, A.O. Slavyanskiy
Scientific Centre of Applied Electrodynamics, Saint-Petersburg
The description of radar image building device, using a synthetic aperture radar. The description of the
software for synthetic aperture radar.
Key words: Synthetic aperture radar, remote sensing, system on a chip.
Информация об авторах:
Александр Семенович Кузнецов, к.т.н., главный конструктор РЭС, ОАО «НЦ ПЭ»,
190103, г. С.-Петербург, Рижский проспект, д.26, лит.А, пом. ЮН, ком.22,
alexander.kuznetsov@scaegrouD.com.
Область научных интересов: аппаратно-программные комплексы обработки сигна-
лов, дистанционное зондирование Земли.
Сергей Степанович Щесняк, профессор, д.т.н., генеральный директор, ОАО «НЦ
ПЭ», 190103, г. С.-Петербург, Рижский проспект, д.26, лит.А, пом.ЮН, ком.22,
sergev.schesnyak@scaegrouD.com.
Область научных интересов: антенны, электромагнитная совместимость, аппаратно-
программные комплексы обработки сигналов.
Андрей Олегович Славянский, ведущий инженер-конструктор отдела комплекс-
ных средств, ОАО «НЦ ПЭ», 190103, г. С.-Петербург, Рижский проспект, д.26, лит.А,
пом.ЮН, ком.22, aslawanskiy@scaegrouD.com.
Область научных интересов: аппаратно-программные комплексы обработки сигна-
лов, цифровая обработка сигналов, программируемые логические интегральные схемы.
Alexander Semenovich Kuznetsov, Ph.D., chief designer of EWF, SCAE Ltd., 190103,
Saint-Petersburg, Rizhskiy pr., 26-A- ION-22, alexander.kuznetsov@scaegroup.com.
Area of research: complexes of signal processing, remote sensing.
Sergey Stepanovich Schesnyak, professor, doctor of technical sciences, G.M., SCAE
Ltd., 190103, Saint-Petersburg, Rizhskiy pr., 26-A-ION-22, sergev.schesnvak@scaegrouD.com.
Area of research: antennas, electromagnetic compatibility, complexes of signal processing.
Andrey Olegovich Slavyanskiy, lead engineer, SCAE Ltd., 190103, Saint-Petersburg,
Rizhskiy pr., 26-A-ION-22, aslawanskiy@scaegroup.com.
Area of research: complexes of signal processing, digital signal processing, field-
programmable gate array.
205
УДК 621.396.673
МОДЕЛИРОВАНИЕ ШИРОКОПОЛОСНОЙ ПЕЧАТНОЙ ЩЕЛЕВОЙ АНТЕННЫ
КРУГОВОЙ ПОЛЯРИЗАЦИИ
©2015 А.В. Лепунов1, А.В. Кантышев1, И.В. Романов2
'АО «Информационные спутниковые системы им. академика М.Ф. Решетнева»,
г. Железногорск;
Национальный исследовательский Томский государственный университет, г. Томск
Предложена, изготовлена и измерена широкополосная печатная щелевая антенна с круговой поляри-
зацией. Рассмотренный в статье тип антенны имеет широкополосные свойства благодаря повороту щели.
Результаты измерений показывают, что полоса частот предложенной антенны по уровню коэффициента эл-
липтичности 0,7 превышает 58%. Антенна имеет простую геометрию и может быть легко изготовлена.
Ключевые слова: Параметрическое исследование, компьютерное моделирование, печатная и/елевая
антенна, круговая поляризация.
Антенны с круговой поляризацией
широко распространены во многих обла-
стях техники. Они находят применение как
в беспроводных сетях, таких как RFID си-
стемы, так и в спутниковой связи и радио-
навигационных системах. Печатные щеле-
вые антенны хорошо зарекомендовали себя
благодаря своим широкополосным свой-
ствам, а также малым габаритам и простоте
изготовления, что позволяет им конкури-
ровать с другими типами антенн (напри-
мер, спиральными антеннами). Существует
несколько технологий расширения полосы
рабочих частот щелевых печатных антенн,
например [1], [2]. В данной статье, с помо-
щью специализированного программного
обеспечения CST Microwave Studio 2014,
исследуется улучшение характеристик ан-
тенны путем поворота широкой щели во-
круг своей оси. Данная методика описана в
[3] для щелевой антенны линейной поля-
ризации, однако для антенн с круговой по-
ляризацией, по мнению авторов, ранее не
применялась.
На рис. 1 показана топология антен-
ны и приведены обозначения основных ее
размеров. В качестве подложки выбран ди-
электрик фирмы Rogers R04003 толщиной
0,813 мм и диэлектрической проницаемо-
стью 3,55.
Антенна запитывается коаксиальной
линией с волновым сопротивлением 50
Ом, переходящей в копланарный волновод,
что позволяет получить антенну с металли-
зацией только с одной стороны. Парамет-
рическое моделирование, проведенное с
помощью специализированного программ-
ного обеспечения CST Microwave
Studio 2014, позволяет оценить влияние
угла поворота щели и длины L-фидера (А/)
на поляризационные и частотные свойства
исследуемого типа антенны. Результаты
представлены в табл. 1.
206
Табл. I - Влияние изменения параметров на характеристики антенны
№ п/п Lf, мм Угол поворота, град. Полоса частот (si 1<-10 дБ), ГГц Ширина полосы частот (si 1<-10 дБ), ДГГц Полоса частот (КЭ > 0,7), ГГц Ширина полосы частот (КЭ > 0,7), ДГГц
1 39,9 45 1,96-2,88 0,92 1,5-2,3 0,8
2 41,9 45 1,99-2,94 0,95 1,5-2,2 0,7
3 43,9 45 1,98-2,97 0,99 1,2-2 0,8
4 39,9 60 1,6-3,5 1,9 1,5-3 1,5
5 41,9 60 1,64-3,5 1,86 1,5-3 1,5
6 43,9 60 1,64-3,5 1,86 1,5-3 1,5
7 39,9 80 1,7-3,5 1,8 1,8-3 1,2
8 41,9 80 1,7-3,5 1,8 1,7-3 1,3
9 43,9 80 1,7-3,44 1,74 1,6-3 1,4
10 39,9 90 2,6-3,26 0,66 1,9-3 1,1
И 41,9 90 2,48-3,21 0,73 1,7-3 1,3
12 43,9 90 2-3,13 1,13 1,8-3 1,2
Расчетные коэффициенты эллип-
тичности, а также изменение параметра
s 11 (в зарубежной литературе - обратные
потери), в зависимости от частоты, при-
ведены для наглядности на рисунках 2 и
3 соответственно.
Рис. 2 - Коэффициент эллиптичности для различных
углов поворота щели
(£/=41,9 мм)
Рис. 3 - Обратные потери для различных углов пово-
рота щели (£/ = 41,9 мм)
Расчетные распределения токов на
частоте f= 2,4 ГГц для разных значений
времени показаны на рис. 4. Видно, что
токи сосредоточены по длине L-
подобного фидера. Токи на рисунках 4а и
4в (cot=0 и cot=l 80 соответственно) равны
по амплитуде и имеют противоположное
направление. Токи для cot=90 и o>t=270
также равны и противоположно направ-
лены. Токи изменяются со временем та-
ким образом, что в результате излучается
электромагнитная волна эллиптической
поляризации (в нашем случае с левым
направлением вращения вектора Е).
207
Рис. 4 - Распределение токов
а - <Dt=O; б - cot=90; в - cot=l 80; г - cot=27O
По результатам параметрического анализа для изготовления макета выбрана модель,
соответствующая №8 из таблицы 1 (Lf= 41,9 мм, угол поворота = 80°). Макет антенны по-
казан на рис. 5.
Рис. 5 - Макет антенны для измерений
Измеренные значения обратных по- приведены на рисунках 6 и 7 соответ-
терь и коэффициента эллиптичности ственно. Измеренные значения обратных
208
потерь (по уровню минус 10 дБ) пере-
крывают полосу свыше 1,35 ГГц (от 1,65
ГГц до более 3 ГГц), что соответствует
58,06% перекрытия по частоте. Характер
измеренной кривой отличается от рас-
четной, главным образом, наличием глу-
бокого минимума на частоте примерно
2,8 ГГц.
Рис. 6 - Обратные потери антенны
Анализ измеренных и расчетных
значений коэффициента эллиптичности
показывает, что антенна обеспечивает
работу в полосе частот от 1,8 ГГц до бо-
лее 3 ГГц, что совпадает с рабочей поло-
сой по обратным потерям. Измеренные
поляризационные характеристики не-
сколько превосходят расчетные.
Антенна излучает в двух направле-
ниях - прямом и обратном, то есть имеет
2 главных лепестка. Этот факт несколько
затрудняет измерение ее направленных
характеристик. Для испытаний антенна
была закреплена на блок пенопласта, ко-
торый, в свою очередь, прикреплялся с
помощью диэлектрических штырей к
опорно-поворотному устройству (ОПУ).
Для исключения влияния ОПУ на харак-
теристики антенны, сзади был помещен
радиопоглощающий материал (рис. 8).
Таким образом, измерение диаграммы
направленности, ввиду описанных осо-
Рис. 7 - Коэффициент эллиптичности по оси излуче-
ния
бенностей, было возможно в секторе уг-
лов от минус 150° до плюс 150°.
Рассчитанные диаграммы направ-
ленности в 2-х плоскостях приведены на
рис. 9а, измеренные ДН показана на
рис. 96.
209
о
Рис. 9 - Диаграмма направленности для частоты/= 2,4 ГГц
а - расчет, б - измерения
В статье представлен результат мо-
делирования микрополосковой щелевой
антенны с полосой рабочих частот от 1,65
ГГц до 3 ГГц (по уровню обратных по-
терь - минус 10 дБ). Предложенный тип
антенны позволяет обеспечить поляриза-
ционные характеристики в широкой по-
лосе частот, от 1,8 ГГц до 3 ГГц (по
уровню КЭ = 0,7). Антенна обеспечивает
полосу частот более 50%. Полученные
характеристики позволяют использовать
разработку, например, в качестве антен-
ны для Wi-Fi.
Библиографический список:
1. J.-Y. Sze, J.-C. Wang, and С.-С.
Chang Axial-Ratio Bandwidth Enhancement
of Asymmetric CPW-fed Circularly-
Polarized Square Slot Antenna; - ELEC-
TRONICS LETTERS, 2008 Vol. 44, No. 18
2. Jia-Yi Sze, Kin-Lu Wong, and
Chieh-Chin Huang Coplanar Waveguide-
Fed Square Slot Antenna for Broadband
-150
0.0
15.0
Circularly Polarized Radiation; - ELEC-
TRONICS LETTERS, 2013 Vol. 49, No. 16
3. Jen-Yea Jan, Jia-Wei Su Bandwidth
Enhancement of a Printed Wide-Slot Anten-
na With a Rotated Slot; - IEEE Transactions
on Antennas and Propagation, 2005, Vol.
53, Issue 6, pp. 2111-2114
References:
1. J.-Y. Sze, J.-C. Wang, and C.-C.
Chang Axial-Ratio Bandwidth Enhancement
of Asymmetric CPW-fed Circularly-
Polarized Square Slot Antenna; - ELEC-
TRONICS LETTERS, 2008 Vol. 44, No. 18
2. Jia-Yi Sze, Kin-Lu Wong, and
Chieh-Chin Huang Coplanar Waveguide-
Fed Square Slot Antenna for Broadband
Circularly Polarized Radiation; - ELEC-
TRONICS LETTERS, 2013 Vol. 49, No. 16
3. Jen-Yea Jan, Jia-Wei Su Bandwidth
Enhancement of a Printed Wide-Slot Anten-
na With a Rotated Slot; - IEEE Transactions
on Antennas and Propagation, 2005, Vol.
53, Issue 6, pp. 2111-2114
210
MODELING OF BROADBAND CIRCULARLY POLARIZED PRINTED
SLOT ANTENNA
©2015 A.V. Lepunov1, A.V. Kantyshev1, LV. Romanov2
1 JSC Academician M.F. Reshetnev Information Satellite Systems, Zheleznogorsk
2 National Research Tomsk State University, Tomsk
A CPW-fed broadband circularly polarized printed slot antenna is proposed, fabricated and tested. The article
reviewed type of antenna obtains the broadband performances by rotating square slot. Measured results show that
the 0,7 axial-ratio bandwidth of the proposed antenna can reach more than 50%. The antenna has simple coplanar
geometry which can be easily fabricated.
Key words: Parametric study, computer modeling, printed slot antenna, circular polarization
Информация об авторах:
Лепунов Артем Валерьевич, аспирант кафедры радиотехники Института Инженер-
ной Физики и Радиоэлектроники Сибирского Федерального Университета, инженер-
электроник 2 категории АО «Информационные спутниковые системы имени академика
М.Ф. Решетнева», 662972, Россия, Красноярский край, г. Железногорск, ул. Ленина 52,
tyomich rtf@mail.ru.
Область научных интересов: микрополосковые антенны, печатные схемы
Кантышев Алексей Валентинович, аспирант кафедры радиотехники Института
Инженерной Физики и Радиоэлектроники Сибирского Федерального Университета, ин-
женер-конструктор 2 категории АО «Информационные спутниковые системы имени ака-
демика М.Ф. Решетнева», 662972, Россия, Красноярский край, г. Железногорск,
ул. Ленина 52, т. 8 (3919) 73-69-92, kantAV@iss-reshetnev.ru., kantAV@sibmail.com.
Область научных интересов: моделирование антенно-фидерных устройств, микро-
полосковые антенны, частотно-избирательные поверхности, распространение радиоволн.
Романов Илья Владимирович, к.ф.-м.н., младший научный сотрудник, Националь-
ный исследовательский Томский Государственный Университет, 634041, Россия, г. Томск,
ул. Ленина 36, т. 8-913-818-2352, drsuvar@gmail.com.
Область научных интересов: распространение радиоволн, прикладная нелинейная
динамика.
Lepunov Artem Valerievich, post-graduate student of chair of radioengineering of Sibe-
rian Federal University, electronic engineer, JSC Academician M.F. Reshetnev Information Sat-
ellite Systems, 662972, Russia, Krasnoyarsk region, Zheleznogorsk, Lenina street. 52,
tyomich rtf@mail.ru.
Area of research: microstrip antennas, printed circuit.
Kantyshev Alexey Valentinovich, post-graduate student of radioengineering chair of Si-
berian Federal University (Institute of Engineering Physics and Radioelectronic), engineer-
designer, JSC Academician M.F. Reshetnev Information Satellite Systems, 662972, Russia,
Krasnoyarsk region, Zheleznogorsk, Lenina street. 52, 8 (3919) 73-69-92,
kantAV@iss-reshetnev.ru., kantAV@sibmail.com.
Area of research: modeling of antenna-feed devices, microstrip antennas, frequency-
selective surfaces, propagation of radiowaves.
Romanov Ilia Vladimirovich, Candidate of Physic-Mathematical Sciences, Research As-
sistant, National Research Tomsk State University, 634041, Russia, Tomsk, Lenina street. 36,
8-913-818-2352, drsuvar@gmail.com.
Area of research: propagation of radiowaves, applied nonlinear dynamics.
211
УДК 533.9.01
ВЫБОР ОПТИМАЛЬНОЙ ЧАСТОТЫ МИКРОВОЛНОВОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
ДЛЯ КОСМИЧЕСКОЙ РЕГИСТРАЦИИ МИКРОВОЛНОВОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
АТМОСФЕРНЫХ ИСТОЧНИКОВ
©2015 К.С. Мозгов1, В.Ф. Федоров2
'ОАО «Научно-производственная корпорация «Системы прецизионного
приборостроения» (ОАО «НПК «СПП»), г. Москва
Национальный исследовательский ядерный университет «МИФИ»
(НИЯУ МИФИ), г. Москва
Рассмотрена проблема выбора оптимального спектрального диапазона для космической регистрации
электромагнитного излучения мощных атмосферных источников, в том числе молниевых разрядов и источ-
ников с асимметричным выбросом гамма-квантов. Учитывались следующие факторы: особенности микро-
волнового сигнала от атмосферных источников; ослабление сигнала при распространении в атмосфере Зем-
ли; ослабление сигнала при прохождении через ионосферу; уровень и спектральное распределение есте-
ственных шумов и искусственных помех. Показано, что рабочую частоту радиометрического комплекса для
регистрации микроволновых сигналов на космических аппаратах целесообразно выбрать в диапазоне частот
1 - 10 ГГц.
Ключевые слова: микроволновое излучение, поглощение и рассеяние электромагнитного излучения,
атмосфера Земли, космический аппарат.
Механизмы генерации мощными
атмосферными источниками когерентно-
го микроволнового излучения подробно
рассмотрены в работах [1-3]. В есте-
ственных условиях когерентное микро-
волновое излучение возникает, в частно-
сти, на начальной стадии возвратного
удара молнии, при наличии асимметрии
вылета длиннопробежного излучения ат-
мосферного взрыва, при возникновении
двойного источника гамма-квантов.
При выборе оптимальной рабочей
частоты приемника для регистрации из-
лучения на борту космического аппарата
следует принять во внимание следующие
основные факторы: характерные особен-
ности микроволнового сигнала от атмо-
сферных источников; ослабление сигнала
на трассе при распространении в атмо-
сфере Земли; ослабление и трансформа-
ция сигнала при прохождении через
ионосферу; уровень и спектральное рас-
пределение естественных шумов и искус-
ственных помех; возможность работы
совместно с другими радиослужбами си-
стем связи при допустимых значениях
радиопомех.
Земная атмосфера почти полностью
прозрачна для электромагнитного излу-
чения лишь в нескольких узких спек-
тральных интервалах: видимом и ближ-
нем инфракрасном (длина волны
0,4-1,2 мкм); тепловом инфракрасном
(3 - 5 мкм и 8-13 мкм, причем область
до 8 мкм состоит из ряда узких полос
пропускания); в радиодиапазоне 1 мм -
30 м.
В области миллиметровых длин
волн ослабление излучения зависит от
влажности атмосферы и определяется
полосами поглощения НрЭ, а также О2. В
отдельных полосах поглощение достига-
ет 100 дБ. На Рис. 1 приведены кривые
ослабления излучения в атмосфере aa (р),
где по оси абсцисс отложена величина
ослабления. Угол возвышения /3 характе-
ризует длину пути излучения в атмосфе-
ре.
Известно, что через ионосферу про-
ходит электромагнитное излучение с ча-
стотами, превышающими критическую
частоту. Если частота превышает
100 МГц, то ослаблением при прохожде-
нии через ионосферу можно пренебречь.
Ослабление электромагнитного излуче-
ния в тропосфере, в основном, определя-
ется кислородом, водяным паром, озоном
и углекислым газом. Кислородом опреде-
ляется основная доля поглощения в
длинноволновой части сантиметрового
212
диапазона волн. Ослабление в коротко-
волновой области сантиметрового диапа-
зона и во всем миллиметровом диапазоне
связано с молекулярным поглощением
водяных паров. Гидрометеообразования
(осадки, туман, облака) вызывают ослаб-
ление электромагнитных волн с длиной
волны меньше 3 см. Таким образом,
ослаблением излучения с частотами ниже
10 ГГц на трассе можно пренебречь.
Рассмотрим уровень и спектральное
распределение естественных шумов в
микроволновом диапазоне. На Рис. 2 по-
казаны зависимости эквивалентной тем-
пературы атмосферы, приведенной к ан-
тенне Т}а, от частоты/и угла возвышения
р. На этом же графике показаны пример-
ные пределы изменения эквивалентной
температуры космических шумов 7^..
Тепловое радиоизлучение поверх-
ности и атмосферы Земли оценивается
эффективной шумовой температурой,
равной примерно 300 К. Другие космиче-
ские помехи, которые могут попасть в
поле зрения приемника, имеют большую
величину на частотах, меньших 0,1 ГГц.
Таким образом, в диапазоне частот от 1 -
10 ГГц (длины волн 30-3 см) поглоще-
ние микроволнового излучения и внеш-
ние помехи оказываются наименьшими.
Спектральная интенсивность
электромагнитного сигнала в
микроволновом диапазоне для мощных
атмосферных источников существенно
определяется пространственно-
временной функцией излучающего тока
электронов и убывает с ростом частоты
по квадратичному закону. Используем
модель тока электронов для начальных
моментов времени после взрыва из работ
[4-6]. Пусть в окружающей точечный
источник среде распространяются
мгновенные гамма-кванты, имеющие
малую асимметрию вылета. Под
действием выбитых быстрых
комптоновских электронов отдачи
происходит ионизация среды, причем
процесс ионизации среды в данной точке
отстает по времени от момента
прохождения фронта гамма-импульса
примерно на время торможения быстрого
электрона, составляющее ~10 нс. Число
вторичных электронов, возникающих при
торможении даже мгновенного импульса
быстрых электронов, согласно данным
работы [7], возрастает со временем по
линейному закону приблизительно в
течение первых 10 нс для электронов с
энергией порядка 1 МэВ. Вторичные
электроны термализуются и прилипают к
молекулам кислорода, образуя
отрицательные ионы примерно со
скоростью а = 1,1 • 108 с'1.
На основании результатов работы
[1] оценим спектральную мощность Pv
микроволнового излучения. В случае,
если выполняется соотношение
Д = с/(2Яусг)= 1, для максимальной
спектральной мощности Pv получаем
соотношение:
2е2 v2 £2£2a2/3N2
ЗЛу с2 (2лт)2+а2
(1)
Формула (1) записана в гауссовой
системе единиц. Учитем, что согласно [1]
<>7^4 (2)
Р 2Zyv
Подставляя соотношение (2) в (1),
получим оценку спектральной мощности
Pv микроволнового излучения:
44 gw
v Зс > (2лт)2+<z2
Полагая £Z = 106c-1, ^=10-1,
У=1,0ГГц, v = 3-107m/c, У = 3-1023
(соответствует энергии взрыва
W = 4,2 ТДж), (Ле /Лу) = 10-4 получаем
следующую оценку:
Pv = 5,8 -10 2 Вт/Гц (4)
Оценим для такого источника
антенную температуру, которая связана
со спектральной интенсивностью
соотношением Ta = PvScff/Ълкг2, где к
— постоянная Больцмана. Для
эффективной площади приемной
антенны 5cff = 1 м2 и расстояния от
источника до приемника г = 20 000 км с
учетом оценки (4) получаем
Та ~ 4,2 • 105 К, что значительно
превышает эффективную шумовую тем-
213
пературу теплового радиоизлучения по-
верхности и атмосферы Земли, равную
примерно 300 К.
Таким образом, учитывая особенно-
сти генерации и распространения микро-
волнового излучения в атмосфере Земли,
а также спектральное распределение
естественных шумов в микроволновом
диапазоне, рабочую частоту радиометри-
ческого комплекса для регистрации мик-
роволновых сигналов на космических ап-
паратах целесообразно выбрать в диапа-
зоне частот 1 - 10 ГГц.
Рис. 2. Зависимость эквивалентной шумовой
температуры от частоты
Библиографический список:
1. Микроволновое излучение ядер-
ного взрыва / В.Ф. Федоров, Ю.Б. Котов,
К.С. Мозгов, Т.А. Сеиенова. — М.: Либ-
роком, 2012. — 304 с.
2. Генерация когерентного сверх-
высокочастотного излучения мощными
атмосферными источниками /
Ю.П. Вагин, К.С. Мозгов, Т.А. Семенова
и др. // Электромагнитные волны и элек-
тронные системы. — 2011. — № 3. — Т.
16, —С. 81-87.
3. Сверхвысокочастотное тормоз-
ное излучение взрывов, сопровождаю-
щихся выбросом гамма-квантов / Ю.П.
Вагин, Ю.Б. Котов, К.С. Мозгов и др. //
Электромагнитные волны и электронные
системы. — 2011. — № 3. — Т. 16. — С.
75-80.
4. Федоров В.Ф. Микроволновое
излучение, возбуждаемое в воздухе вы-
соко энергетичными нестационарными
источниками // Физические принципы
определения параметров состояния атмо-
сферы и океана: сб. науч. тр. —
№0186.0076148. — М.: Изд-во МИФИ,
1991, —С. 17-32.
5. Федоров В.Ф. ЭМИ в микровол-
новом диапазоне, возбуждаемый асим-
метричным нестационарным источником
гамма-излучения // Изв. ВУЗ’ов. Радио-
физика. — 1991. — № 10, 11, 12, —Т. 34.
— С. 1116-1119.
6. Федоров В.Ф. Микроволновое
излучение воздушной плазмы, образо-
ванной источником длиннопробежного
излучения: препринт МИФИ. 038-90. —
М.: Изд-во МИФИ, 1990. — 20 с.
7. Вагин Ю.П., Сталь Н.Л., Хохлов
В.Д., Черноярский А.А. Электрофизиче-
ские и оптикофизические свойства воз-
духа, ионизированного коротким им-
пульсом быстрых электронов // Изв.
ВУЗ’ов Радиофизика. — 1987, — № 6. —
Т. 30. С. 720 - 728.
References:
1. Microwave Radiation from the Nu-
clear Explosion / V.F. Fedorov, Y.B. Kotov,
K.S. Mozgov, Т/A/ Semenova. - M.: Libro-
com, 2012. - 304 pages.
214
2. Coherent Micro wave Radiation
Generated by Strong Atmospheric Sources /
Yu.P. Vagin, K.S. Mozgov, T.A. Semenova,
V.F. Fedorov // Electromagnetic Waves and
Electronic. - 2011. - No 3. - V. 16. - p. 81 -
87.
3. Micro wave Braking Radiation of
Explosions Accompanied by Gamma-
Quanta Ejection I Yu.P.Vagin, Yu.B. Kotov,
K.S. Mozgov, T.A. Semenova, V.F. Fedorov
// Electromagnetic Waves and Electronic. -
2011.-No 3.-V. 16.-p. 75-80.
4. Microwave Radiation Excited in
Air by High-energy Nonstationary Sources /
V.F. Fedorov // Physical principles of at-
mosphere and ocean condition parameter
determination. - No 0186.0076148. — M.:
МЕРЫ publishing. - 1991. - p. 17 - 32.
5. Electromagnetic Radiation in
Microwave Wave Band Excited by Asym-
metric Nonstationary Gamma-ray Source. /
V.F. Fedorov // Proceedings of High School.
Radiophysics. - 1991. - No 10, 11, 12. - V.
34,-p. 1116-1119.
6. Microwave Radiation of the Air
Plasma Formed by the Source of Long-path
Radiation I V.F. Fedorov // M.: МЕРЫ pub-
lishing. - 1990 - 20 pages.
7. Electro-physical and Optical- phys-
ical Properties of the Air Ionized by the
Short Pulse of Fast Electrons I Yu. P. Vagin,
N.L. Stal, V.D. Hohlov, A.A. Chemoyarsky
// Proceedings of High School. Radiophys-
ics. - 1987. - No 6. - V.30. - p. 720 - 728.
OPTIMAL OPERATION FREQUENCY OF MICROWAVE RADIATION FOR SPACE
BASED DETECTION OF MICROWAVE RADIATION FROM THE ATMOSPHERIC
SOURCES
©2015 K.S. Mozgov1, V.F. Fedorov2
1 Open Joint-stock Company “Research and production Corporation “Precision Systems
and Instruments” (OJC “RPC “PSI”), Moscow
2 National Research Nuclear University МЕРЫ (Moscow Engineering Physics Institute),
Moscow
The problem of optimal spectral range selection for space based detection of high-power electromagnetic ra-
diation from the atmospheric sources including radiation of lightning discharges and asymmetric gamma-ray quan-
tum ejection. The following factors have been taken into account: microwave signal features from the atmospheric
sources; signal attenuation during Earth atmosphere propagation; attenuation during ionosphere propagation; level
and spectral distribution of the natural noises and the artificial interference. It is revealed that operation frequency of
the radiometric system for space based microwave signal detection should be selected within the 1-10 GHz fre-
quency band
Keywords: microwave radiation, absorption and scattering of electromagnetic radiation, Earth atmosphere,
spacecraft.
Информация об авторах:
Мозгов Константин Сергеевич, к.ф.-м.н., начальник отдела ОАО «НПК «СПП»,
111024, Россия, г. Москва, ул. Авиамоторная, д. 53, т. (495) 673-45-35,
mks 150360@mail.ru.
Область научных интересов: электромагнитные излучения нестационарных высоко-
энергетических источников.
Федоров Виталий Федорович, д.ф.-м.н., профессор кафедры общей физики НИЯУ
МИФИ, 115409, г.Москва, Каширское шоссе, д. 31, т. (495) 788-56-99, доб. 90-38,
fvf48@yandex.ru.
Область научных интересов: электромагнитные излучения нестационарных высоко-
энергетических источников.
215
Mozgov Konstantin Sergeevich, Candidate of Physico-mathematical Sciences, head of
department, OJC «RPC «PSI», 53, Aviamotornaya str., Moscow, Russia, 111024, tel.: (495) 673-
45-35, mks 150360@mail.ru.
Area of research: electromagnetic radiation from nonstationary high-energy sources.
Fedorov Vitaly Fedorovich, Doctor of Physico-mathematical Sciences, Professor at the
Department of Physics, Moscow Engineering Physics Institute, 31 Kashirskoe Route Moscow
115409 Russian Federation, tel.: (495) 788-56-99, fvf48@yandex.ru.
Area of research: electromagnetic radiation from nonstationary high-energy sources.
216
УДК 535.8
МОДЕЛИРОВАНИЕ РАБОТЫ КОСМИЧЕСКОГО ГИПЕРСПЕКТРОМЕТРА,
ОСНОВАННОГО НА СХЕМЕ ОФФНЕРА
©2015 Н.Л. Казанский, С.И. Харитонов, Л.Л. Досколович, А.В. Павельев
Институт систем обработки изображений РАН,
Самарский государственный аэрокосмический университет
имени академика С.П. Королёва
(национальный исследовательский университет) (СГАУ)
В статье рассмотрено моделирование гиперспектрометра, основанного на схеме Оффнера с дифракци-
онной решёткой, в рамках геометрооптического подхода. Показано, что при параметрах схемы, характерных
для аппаратуры космических аппаратов дистанционного зондирования Земли, геометрические аберрации яв-
ляются малыми по сравнению с размерами элементов используемых ПЗС-матриц. Получено интегральное
уравнение для восстановления спектральных компонент сигнала при наличии перекрытия спектров различных
порядков.
Ключевые слова: гиперспектрометр, схема Оффнера, дифракционная решётка, спектральные ком-
поненты изображения, трассировка лучей
Введение
Эффективность использования дан-
ных дистанционного зондирования Земли
(ДЗЗ) может быть существенно повышена
за счёт детального анализа информации на
разных длинах волн [1-2]. Для этого раз-
рабатываются малогабаритные изобража-
ющие гиперспектрометры, имеющие вы-
сокое пространственное и спектральное
разрешение. До появления гиперспектро-
метров спектры отражения и излучения
поверхности Земли мало использовались в
качестве идентификационных признаков,
хотя изучались десятки лет и были хорошо
известны. Это было связано с тем, что
авиационные спектрометры имели низкое
геометрическое разрешение, давали ин-
формацию только вдоль линии полёта и
позволяли судить о спектральных свой-
ствах лишь достаточно протяжённых объ-
ектов [3-5]. Появление гиперспектромет-
ров связано с развитием новых технологий
производства высокоразрешающих мат-
ричных приёмников и полихроматоров. В
состав гиперспектрометров входят система
формирования изображения наблюдаемой
области пространства и изображающий
спектрометр, который разлагает принятое
электромагнитное излучение в набор спек-
тральных полос. В результате гиперспек-
тральной съёмки формируется многомер-
ное пространственно-спектральное изоб-
ражение, в котором каждый элементарный
участок изображения, «пиксел», характе-
ризуется собственным спектром. Такое
изображение носит название «гиперспек-
трального куба» информации [6], два из-
мерения которого соответствуют про-
странственному изображению местности, а
третье - характеризует спектральные свой-
ства изображения. Спектральное разреше-
ние современных гиперспектрометров до-
стигает 1,8-2,0 нм [7] и обеспечивает по-
строение спектральных характеристик
подстилающей поверхности, определяемой
мгновенным полем зрения прибора.
Для решения конкретных задач ис-
пользуются гиперспектрометры различ-
ных типов - дисперсионные, фильтровые
и интерференционные. В качестве дис-
пергирующего элемента в спектрометре
может использоваться как призма [8, 9],
так и дифракционная решётка [10]. Оче-
видным преимуществом дифракционной
решётки по сравнению с призмой являет-
ся компактность. Изображающие спек-
трометры, содержащие в качестве дис-
пергирующего элемента дифракционную
решётку, как правило, основаны на кон-
фигурации Оффнера [11-13]. В работе
рассмотрено моделирование гиперспек-
трометра, основанного на схеме Оффне-
217
ра, в рамках геометрической оптики,
проведено сравнение величины геомет-
рических аберраций и характерного раз-
мера ячеек ПЗС-матрицы, получено инте-
гральное уравнение для восстановления
спектра излучения в случае наложения в
фокальной плоскости спектров различ-
ных порядков. Для облегчения понима-
ния мы повторили часть предваритель-
ных материалов, представленных в рабо-
те [10]. В [10] изложен общий подход к
расчёту оптических схем, содержащих
дифракционные оптические элементы на
криволинейной поверхности. В данной
работе общий подход адаптирован для
расчёта и моделирования оптической
схемы с дифракционной решёткой на
сферической поверхности.
1. Постановка задачи
Для того чтобы сформировать гипер-
спектральный куб [6], изображения, полу-
ченные с помощью гиперспектральной ап-
паратуры, необходимо подвергнуть проце-
дурам обработки и фильтрации. Для этого
необходимо знание аппаратных функций
различного уровня, в частности, функции
рассеяния точки. В случае гиперспектраль-
ной аппаратуры точка на изображении
превращается в линию, каждая точка кото-
рой содержит информацию о спектральной
характеристи ке.
Для того чтобы рассчитать распре-
деление интенсивности в области фоку-
сировки, необходимо найти ход лучей в
оптической системе. Гиперспектрометр
состоит из телескопической части и ги-
перспектрального блока (рис. 1). Методы
расчёта телескопической части описаны в
работе [14].
Гиперспектральный блок аппарата
ДЗЗ, основанного на схеме Оффнера, со-
стоит из трёх зеркал, входной щели и де-
тектора в плоскости изображения. Вход-
ная щель расположена таким образом,
что плоскость, проходящая через неё и
центры кривизны зеркал, перпендику-
лярна к оси z и перпендикулярна плоско-
сти рисунка. Первое и третье зеркала
имеют радиус кривизны R, второе зерка-
ло имеет радиус кривизны R/2. Иногда
конструктивно первое и третье зеркала
выполнены в виде одного зеркала
(рис. 1). Луч выходит из источника пада-
ет на первое зеркало Ml, отражается и
падает на дифракционную решётку, рас-
положенную на втором выпуклом сфери-
ческом зеркале М2. Далее, отражаясь от
третьего зеркала М3, приходит в плос-
кость регистрации. Моделирование опи-
санного гиперспектрального блока явля-
ется предметом настоящей работы.
Рис. 1. Ход лучей в оптической системе
Математический аппарат,
используемый при моделировании
работы гиперспектрометра в рамках
геометрической оптики
Пересечение- луча с первой сферой
Рассмотрим отражение луча от сфе-
рической поверхности. Пусть вектор ц»
определяет положение точки на щели.
Уравнение исходящего луча имеет вид:
r = r„+s0Z, (1)
где So - единичный вектор луча, / - длина
пути вдоль луча. Точка пересечения луча
с первой сферой радиуса определяется из
квадратного уравнения:
(r0+s0/0)* 2 *-/?2 =0. (2)
Решая его, получаем положитель-
ный корень:
—(*о) — (*0 ’ )• (3)
Тогда точка пересечения луча с
первой сферой имеет вид:
rI=ro+so4>- (4)
Закон отражения в векторном виде
можно представить следующим образом:
s, =s0-2n(s0,n), (5)
218
где n - единичный вектор нормали к сфе-
ре в точке падения луча.
1.1.1.1 Пересечение луча со второй
сферой
После отражения от первой сферы
луч падает на вторую сферу и отражается
от неё. Точка пересечения луча со второй
сферой, на которую нанесена дифракци-
онная решётка, может быть получена в
виде:
r2=ri+* Sl/H (6)
где
/, = -7(«'|,sl)2-(r,)2 + (/?/2)2 —(г, ,s,). (7)
Пусть t - единичный вектор вдоль
направления штрихов дифракционной
решётки, п - вектор, перпендикулярный
плоскости решётки, b - перпендикуляр-
ный вектору направления штрихов. Раз-
ложение падающего вектора si в (6) по
трём базисным векторам, определённым
в каждой конкретной точке сферы, имеет
вид:
s, =.y,t+.vAb + .s-„n. (8)
Направляющий вектор луча, отра-
жённого от решётки, имеет вид:
s„ = .v,t + | s, +—т |b-.|l -.v; -( s, +—m | n, (9)
m I /> i л! f I ’’ i z
\ d ) \ у d J
где X - длина волны, m - порядок ди-
фракционного максимума, d - период
решётки.
Вектора локального базиса (t, b, п) в
точке r2 =(rx,rt„r:)r в (6) несложно полу-
чить в виде:
n = r2 =(r,,r,.,r)r, (10)
t = [nxx] = (0,r,-r1.)/, (11)
b = [nx[nxx]J = (—г2 — r? ,rxrv,t\r. )T, (12)
где x = (1,0,0)' - вектор, перпендикуляр-
ный проекции штрихов дифракционной
решётки на плоскость регистратора. Для
получения ортонормированного базиса
нормируем полученные вектора. Тогда
компоненты направляющего вектора па-
дающего луча на вторую сферическую
поверхность в новом базисе примут вид:
s, = (s,,t), s„ = (s,,b), s„ = (s,,n). (13)
Имея коэффициенты разложения
(13), представим направляющий вектор
отражённого луча (9) в виде:
s = (s..OI + (s..b)b + — »ib--(s.,b)J -2(s.,b)—
,/ V ./ d
Согласно (14), направление отра-
жённого луча зависит от номера т ди-
фракционного порядка, что и использует-
ся для спектрального анализа данных в
гиперспектральной аппаратуре.
Пересечениелуча с третьей сферой
Уравнение отражённого от второй
сферы луча имеет вид:
r = r2+sra/. (15)
Аналогично с пунктом 1, получаем
точку пересечения луча с третьим зерка-
лом:
r3=r2+Sm/2> (I6)
где
l2 =7(r2’Sm)2-(r2)2 + /?2 -(r2,Sm)' (17)
При этом направляющий вектор лу-
ча, отражённого от большей сферы, со-
гласно (5), имеет вид:
s, =s„ -2n(s„,n),
где n - вектор нормали к сфере в точке пе-
ресечения луча.
1.1.1.2 Пересечение луча с
выходной плоскостью
Уравнение отражённого луча имеет
вид:
r = r3+s3/. (18)
Выражение для точки пересечения
этого луча с плоскостью приёмника
представляется в виде:
rout = Г3 +М.З >
где
I (r3’Z)
(S3’Z) ’
Вычисление освеифнности в рамках гет
метрооптического подхода
Распределение освещённости в
плоскости детектора, формируемой точ-
кой щели, можно представить в виде [15]:
К(х,у) = |/(0.<p;«,v)S(.r-.r(0,<p).у — y(0,<p))sin(0)d0d<p. (21)
где (х,у) - координаты в плоскости детек-
тора, S(x,y) - дельта-функция Дирака,
функции х(0,<р) и v(0,<p) определяют ко-
ординаты точки прихода луча в плос-
кость изображения в зависимости от сфе-
рических координат (0,ф) исходящего
луча из точки (u,v) щели. Интегрирование
производится по сфере S’ единичного ра-
диуса с центром в точке (г/,у). Функция
/(0, ф;к, у) соответствует интенсивности
219
точки щели. При расчётах дельта-
функция Дирака заменяется следующей
аппроксимацией [16]:
5(х, у) =----7ехр
2ло"
-(т2+т2)
2<г
(22)
Для расчёта освещённости с учётом
нескольких дифракционных порядков
применяем следующую модификацию
формулы (21):
Л'(л, г) = £(\]7(0.<р;и.г)6(л -л(0.<р), г- >(0.<p))sin(0)d0d<p, (^3)
где С,„ - интенсивности дифракци-
онных порядков решётки.
1.1.2 3. Расчёт формирования
изображения в схеме Оффнера с дифрак-
ционной решёткой. Моделирование ис-
кажений
Схема Оффнера, использованная
для моделирования, приведена на рис. 1.
В левой части схемы располагается теле-
скопический блок с фокусным расстоя-
нием 300 мм. В правой части располага-
ется блок с двумя сферическими зерка-
лами Ml и М2, имеющими радиусы -
159,6 мм и -80,6 мм соответственно. На
зеркало М2 нанесена дифракционная ре-
шётка с частотой штрихов 30 линий на
1 мм. Изображение регистрируется в
плоскости детектора D. Параметры, при-
нятые при данном моделировании, соот-
ветствуют планируемым параметрам ги-
перспектрального блока проектируемого
ИСОИ РАН совместно с АО «РКЦ-
Прогресс» малого космического аппарата
ДЗЗ.
На рис. 2 приведены результаты мо-
делирования геометрических аберраций
[17] такой схемы с использованием про-
граммного продукта, реализующего мате-
матическую модель, предложенную в п. 2
данной статьи.
Рис. 2. Зависимость средне-квадратичного отклонения точки изображения от координаты на щели: для нулево-
го дифракционного порядка (а); для первого дифракционного порядка (б); для второго дифракционного поряд-
ка (в)
Графики на рис. 2 получены для ще-
ли длиной 12 мм, расположенной на рас-
стоянии 25 мм от оси симметрии полу-
сфер. Щель сонаправлена со штрихами
дифракционной решётки. По оси ординат
откладывается координата точки на щели,
по оси абсцисс - среднеквадратичное от-
клонение координаты в плоскости приём-
ника от параксиального изображения точ-
ки щели. Угол раствора конуса лучей, вы-
220
ходящих из точки, расположенной на ще-
ли, полагался равным 15°.
Графики на рис. 2 соответствуют
нулевому, первому и второму порядкам
дифракции, наблюдаемым на расстояни-
ях 25 мм, 23,31 мм и 21,61 мм соответ-
ственно. Негладкий характер графиков
обусловлен случайным алгоритмом гене-
рации лучей для трассировки, обеспечи-
вающим равномерность распределения
лучей по площади сферы.
Как видно из приведённых графи-
ков, среднеквадратичное отклонение лу-
чей (геометрические аберрации) не пре-
вышает 3,5 мкм, что в несколько раз
меньше линейного размера элемента
чувствительной матрицы, который для
подобных аппаратов составляет 10-
13 мкм [18]. Это означает, что в рамках
геометрической оптики схема Оффнера
при вышеуказанных параметрах имеет
аберрации, которые малы по сравнению с
размером ячейки ПЗС-матрицы.
4. Моделирование формирования
изображения с учётом дифракцион-
ных порядков
В предыдущем разделе было полу-
чено, что аберрации, возникающие в схе-
ме Оффнера, малы, и поэтому данную
систему можно считать дифракционно-
ограниченной. Рассмотрим простейшую
модель формирования изображений с
учётом дифракционных порядков. Рас-
смотрим одну точку щели с координата-
ми (m,v). В плоскости регистратора эта
точка в каждом порядке дифракции пре-
образуется в линию (спектр) с распреде-
лением освещённости:
С (•'• у."• Э = А>(«, ЭФт (* - « - " (С'«). у - v), (24)
где /о(м,г) - интенсивность точки щели с
координатами (u,v), т - номер порядка
дифракции, Ф„,(х,у) - функция рассеяния
точки, а (Х,/и) - смещение изображения в
зависимости от номера порядка и длины
волны. Изображения различных порядков
в плоскости регистратора накладываются
друг на друга, и в результате одна точка
щели формирует в плоскости регистрато-
ра распределение освещённости:
/(.Г. Г.И.у) = X А, ("' )С, ф,„ ( ' - 11 V- >’). (25)
где коэффициенты Ст соответствуют ин-
тенсивностям дифракционных порядков
и зависят от длины волны. Методы рас-
чёта коэффициентов Ст описаны в рабо-
те [19].
Приближённое выражение для
функции а (Х,т) имеет вид:
a(k,m) - акт, (26)
где а - коэффициент, определяемый пе-
риодом дифракционной решётки и пара-
метрами оптической схемы.
Если на входе гиперспектрометра
имеем изображение, то в плоскости изоб-
ражения формируется распределение
освещённости вида:
= (22)
В случае, когда входная щель выре-
зает из входного изображения одну ли-
нию, распределение (27) принимает вид:
'М = ф™ (•<-«*'«.>-.)drdx. (28)
При этом область, занимаемая
изображением в плоскости регистратора,
имеет вид:
х е I i i • (29)
уе|-£/2,£/2|,
где Х,ш„, ктах - минимальная и максималь-
ная длина волны, Мтах - максимальный
номер рассматриваемого порядка ди-
фракции.
Рассмотрим случай идеальной опти-
ческой системы, для которой точка в
окрестности щели переходит в точку в
плоскости регистратора. Функция рассея-
ния точки в этом случае является дельта-
функцией:
фга U, у) = (3°)
При условии (30) выражение (28)
принимает вид:
= ZfI J A„(X,v)A’„8(.r-aX»>,r-v)dvdX. (31)
Вычисляя интеграл (31) с учётом
свойств дельта - функции, получим вы-
ражение для освещённости в области ре-
гистратора в виде:
Ст ( Y \
= — 7о — ’У • (32)
mtnam \ат )
Отметим, что полученное выраже-
ние (32) аналогично выражению, полу-
ченному в работе [20]. При учёте только
первого и второго порядков дифракции
выражение для освещённости (32) при-
нимает вид:
221
l(x, v) = Cl/llf—,й + С,/(1(-^,Д (33)
(а ) (2а )
При этом первый и второй порядки
занимают области:
< х < аХ„„„, 2аХ„„„ < х < 2аХ„шл, (34)
а перекрытие порядков происходит
при 2аХ„„„ <х<аХ„„„.
5. Коррекция гиперспектрального
изображения с учётом дифракцион-
ных порядков
В работе [21] предложено для ком-
пенсации эффекта наложения порядков
использовать специальные спектральные
фильтры. Однако эти фильтры сложны
для изготовления. В работе [20] был рас-
смотрен алгоритм восстановления гипер-
спектрального изображения с учётом
наложения различных порядков дифрак-
ции, позволяющий исключить указанные
фильтры. В данном пункте рассмотрим
алгоритм, учитывающий искажения опти-
ческой системы, в том числе конечные
размеры функции рассеяния точки [14].
Интенсивность в плоскости реги-
стратора имеет вид (28). Сделаем замену
переменных = В случае, когда
функция рассеяния точки не зависит от
длины волны и порядка дифракции, по-
лучим:
1 (*•»’) = f\ -Ш)ф(* -v- v)dvd^, (35)
где
d-Ы (36)
,,„0 т \т )
Функция Л(^) может быть опреде-
лена из решения интегрального уравне-
ния (35). Далее, для восстановления
/о(Х,у) можно использовать алгоритм,
рассмотренный в работе [20].
Заключение
В работе на основе геометрооптиче-
ского подхода получены конкретные
формулы для моделирования гиперспек-
трометра, основанного на схеме Оффнера
с дифракционной решёткой. Показано, что
при геометрических параметрах спектро-
метра, характерных для космических ап-
паратов ДЗЗ, геометрические аберрации
меньше, чем размеры пиксела используе-
мых ПЗС-матриц. Получено интегральное
уравнение для восстановления спектраль-
ных компонент сигнала с учётом пере-
крытия спектров различных порядков.
Благодарности
Работа выполнена при поддержке
Министерства образования и науки РФ и
Российского фонда фундаментальных
исследований (проекты № 13-07-12181-
офи-м и № 14-07-97008-р).
Библиографический список:
1. Журавель, Ю.Н. Особенности
обработки гиперспектральных данных
дистанционного зондирования при реше-
нии задач мониторинга окружающей сре-
ды / Ю.Н. Журавель, А.А. Федосеев //
Компьютерная оптика. - 2013. - Т. 37,
№4.-С. 471-476.
2. Mouroulis, Р. Optical design of а
compact imaging spectrometer for planetary
mineralogy / P. Mouroulis, R.G. Sellar,
D.W. Wilson // Optical Engineering. - 2007.
- Vol. 46, Issue 6 - P. 063001-1-9.
3. Rickard, L.J. HYDICE: An air-
borne system for hyperspectral imaging /
L.J. Rickard [et al.] // Optical Engineering
and Photonics in Aerospace Sensing. -
1993.-P. 173-179.
4. Oskotsky, M. Airborne hyperspec-
tral imaging system / M. Oskotsky,
M.J. Russo, Jr. // Patent No.
US 7944559 B2. Date of Publication
17.05.2011.
5. Prieto-Blanco, X. Off-plane anas-
tigmatic imaging in Offner spectrometers /
X. Prieto-Blanco, H. Gonzalez-Nunez, R. de
la Fuente // Journal of the Optical Society of
America A. - 2011. - Vol. 28, Issue 11.-
P. 2332-2339.
6. Зимичев, E.A. Пространственная
классификация гиперспектральных изоб-
ражений с использованием метода класте-
ризации k-means++ / Е.А. Зимичев,
H.JI. Казанский, П.Г. Серафимович // Ком-
пьютерная оптика. - 2014. - Т. 38, №2. -
С. 281-286.
7. Mouroulis, Р. Convex grating types
for concentric imaging spectrometers /
P. Mouroulis, D.W. Wilson, P.D. Maker,
R.E. Muller // Applied Optics. - 1998. -
Vol. 37, Issue 31. - P. 7200-7208.
8. Казанский, Н.Д. Моделирование
гиперспектрометра на спектральных
фильтрах с линейно-изменяющимися па-
раметрами / Н.Л. Казанский,
222
С.И. Харитонов, С.Н. Хонина,
С.Г. Болотовский, Ю.С. Стрелков // Ком-
пьютерная оптика. - 2014. - Т. 38, № 2. -
С. 256-270.
9. Казанский, Н.Л. Моделирование
гиперспектрометра на спектральных
фильтрах с линейно-изменяющимися па-
раметрами с использованием векторных
Бесселевых пучков / Н.Л. Казанский,
С.И. Харитонов, С.Н. Хонина // Компь-
ютерная оптика. - 2014. - Т. 38, № 4. -
С. 770-776.
10. Казанский, Н.Л. Моделирова-
ние работы гиперспектрометра, основан-
ного на схеме Оффнера, в рамках геомет-
рической оптики / Н.Л. Казанский,
С.И. Харитонов, А.В. Карсаков,
С.Н. Хонина // Компьютерная оптика. -
2014. - Т. 38, № 2. - С. 271-280.
11. Chrisp, М.Р. Convex diffraction
grating imaging spectrometer И Patent No.
US 5880834 A. Date of Publication
9.03.1999.
12. Reininger, F.M. Imaging spec-
trometer/camera having convex grating //
Patent No. US 6100974 A. Date of Publica-
tion 8.08.2000.
13. Offner, A. An : 1.0 Camera for As-
tronomical Spectroscopy / A. Offner,
W.B. Decker // Journal of the Optical
Society of America. - 1951. - Vol. 41. -
P. 169-169.
14. Казанский, Н.Л. Математиче-
ское моделирование оптических систем /
Н.Л. Казанский. - Самара: СГАУ, 2005. -
240 с.
15. Doskolovich, L.L. Design of re-
fractive spline surface for generating re-
quired irradiance distribution with large an-
gular dimension / L.L. Doskolovich,
M.A. Moiseev // Journal of Modem Optics.
- 2010. - Vol. 57(7). - P. 536-544.
16. Владимиров, B.C. Уравнения ма-
тематической физики / B.C. Владимиров. -
M.: Наука, 1981.-512 с.
17. Gonzalez-Nunez, Н. Pupil aberra-
tions in Offner spectrometers / H. Gonzalez-
Niinez, X. Prieto-Blanco, R. de la Fuente //
Journal of the Optical Society of America A.
- 2012. - Vol. 29, Issue 4. - P. 442-449.
18. Lee, J.H. A very compact imaging
spectrometer for the micro-satellite STSAT3
/ Jun Ho Lee, Kyung In Kang, Jong Ho Park
// International Journal of Remote Sensing. -
2011. - Vol. 32, Issue 14. - P. 3935-3946.
19. Дифракционная компьютерная
оптика I Д.Л. Головашкин,
Л.Л. Досколович, Н.Л. Казанский,
В.В. Котляр, В.С. Павельев,
Р.В. Скиданов, В.А. Сойфер, С.Н. Хо-
нина; под ред. В.А. Сойфера. - М.: Физ-
матлит, 2007. - 736 с.
20. Досколович, Л.Л. О коррекции
эффекта перекрытия дифракционных по-
рядков в спектрометре на основе схемы
Оффнера / Л.Л. Досколович, Е.А. Безус,
Д.А. Быков // Компьютерная оптика. -
2014. - Т. 38, № 4. - С. 777-781.
21. Norton, A. Diffraction order sorting
filter for optical metrology / A. Norton,
H. Tuitje, F. Stanke // Patent No.
US 8107073 B2. Date of Publication
31.01.2012.
223
MODELING THE PERFORMANCE OF A SPACEBORNE HYPERSPECTROMETER
BASED ON THE OFFNER SCHEME
©2015 N.L. Kazanskiy, S.L Kharitonov, L.L. Doskolovich, A.V. Pavelyev
Image Processing Systems Institute, Russian Academy of Sciences,
Samara State Aerospace University
This article deals with modeling of a hyperspectrometer based on the Offner scheme within geometric optics.
We show that at a certain set of parameters, the geometric aberrations are small compared with the size of a conven-
tional CCD matrix sensor. An integral equation for the reconstruction of spectral components of the signal under the
overlapping of spectral orders is derived.
Keywords: hyperspectrometer, Offner scheme, dispersing element, spectral components of an image, ray tracing.
Информация об авторах:
Казанский Николай Львович, 1958 года рождения. В 1981 году с отличием окончил
Куйбышевский авиационный институт (КуАИ, ныне - Самарский государственный аэро-
космический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский
университет) - СГАУ) по специальности «Прикладная математика». Доктор физико-
математических наук (1996 год), профессор, работает заместителем директора по научной
работе и заведующим лабораторией дифракционной оптики Института систем обработки
изображений РАН (ИСОИ РАН), профессором кафедры технической кибернетики СГАУ.
Ведущий научный сотрудник научно-исследовательской лаборатории прорывных технологий
дистанционного зондирования Земли в СГАУ, заведующий базовой (СГАУ в ИСОИ РАН)
кафедрой высокопроизводительных вычислений. Является членом международных научных
обществ SPIE и IAPR. Н.Л. Казанский - специалист в области дифракционной оптики, мате-
матического моделирования, обработки изображений и нанофотоники. В списке научных ра-
бот Н.Л. Казанского 240 статей, 10 монографий, 46 авторских свидетельств и патентов.
Страница в интернете: http://www.ipsi.smr.ru./staff/kazansky.htm.
E-mail: kazansky@smr.ru.
Nikolay Lvovich Kazanskiy (b. 1958) graduated with honours (1981) from S. P. Koroly-
ov Kuibyshev Aviation Institute (presently, S. P. Korolyov Samara State Aerospace University
(SSAU)), majoring in Applied Mathematics. He received his Candidate in Physics & Maths
(1988) and Doctor in Physics & Maths (1996) degrees from Samara State Aerospace University.
He is the vice-director for research and the head of Diffractive Optics laboratory at the Samara
Image Processing Systems Institute of the Russian Academy of Sciences (IPSI RAS), holding a
part-time position of professor at SSAU’s Technical Cybernetics sub-department. Leading re-
searcher at the Breakthrough Technologies for Earth's Remote Sensing laboratory in S.P. Korolyov
Samara State Aerospace University (National Research University), holding the chair of SSAU’s
base sub-department of High-Performance Computing at IPSI RAS. He is a SPIE- and IAPR-
member. He is co-author of 240 scientific papers, 7 monographs, and 35 inventions and patents.
His current research interests include diffractive optics, mathematical modeling, image pro-
cessing, and nanophotonics.
Харитонов Сергей Иванович, доктор физико-математических наук, ведущий
научный сотрудник научно-исследовательской лаборатории прорывных технологий ди-
станционного зондирования Земли в СГАУ, ведущий научный сотрудник лаборатории
дифракционной оптики Института систем обработки изображений РАН. 1984 г. - окон-
чил физический факультет Самарского государственного университета. 1993 г. - защитил
кандидатскую диссертацию на тему «Асимптотические методы дифракционного расчёта
фокусаторов лазерного излучения». 2010 г. - защитил докторскую диссертацию на тему
«Асимптотические методы расчёта дифракции когерентного электромагнитного излуче-
ния на дифракционных оптических элементах». Область научных интересов: дифракци-
224
онная, квантовая оптика, физика плазмы. В списке научных работ С.И. Харитонова 87
статей, 5 авторских свидетельств и патентов.
E-mail: prognoz2007@gmail.com.
Sergey Ivanovich Kharitonov, leading researcher of Diffractive Optics laboratory of the Im-
age Processing Systems Institute of RAS, leading researcher at the Breakthrough Technologies for
Earth's Remote Sensing laboratory in S.P. Korolyov Samara State Aerospace University (National
Research University). Doctor of Physical and Mathematical Sciences. 1984 - graduated from Phys-
ics department of Samara State University. 1993 - defended his dissertation "Asymptotic methods of
calculation of the diffraction of laser radiation Focuser". 2010 - defended his doctoral thesis on "As-
ymptotic methods for calculating the diffraction of coherent electromagnetic radiation in diffractive
optical elements". Research interests: diffraction, quantum optics, plasma physics. The list of scien-
tific papers S.I. Kharitonov's 87 articles, 5 patents.
Досколович Леонид Леонидович в 1989 году с отличием окончил Куйбышевский
авиационный институт (КуАИ, ныне - Самарский государственный аэрокосмический уни-
верситет имени академика С.П. Королёва, СГАУ) по специальности «Прикладная матема-
тика». Доктор физико-математических наук (2001 год), профессор, работает главным науч-
ным сотрудником лаборатории дифракционной оптики Института систем обработки изоб-
ражений РАН (ИСОИ РАН), профессором кафедры технической кибернетики СГАУ и ве-
дущим научным сотрудником научно-исследовательской лаборатории прорывных техноло-
гий дистанционного зондирования Земли СГАУ. Специалист в области дифракционной оп-
тики, лазерных информационных технологий, нанофотоники.
E-mail: leonid@smr.ru.
Leonid Leonidovich Doskolovich graduated with honours (1989) from S.P. Korolyov
Kuibyshev Aviation Institute (presently, Samara State Aerospace University, SSAU), majoring
in Applied Mathematics. He received his Doctor in Physics & Maths (2001) degree from Samara
State Aerospace University. Leading researcher of the Image Processing Systems Institute of the
RAS, professor at SSAU’s Technical Cybernetics sub-department, the senior researcher at the
Breakthrough Technologies for Earth's Remote Sensing laboratory at SSAU. His leading re-
search interests include diffractive optics, laser information technologies, nanophotonics.
Павельев Андрей Владимирович, студент Самарского государственного аэрокос-
мического университета имени академика С. П. Королёва (национальный исследователь-
ский университет), техник лаборатории дифракционной оптики ИСОИ РАН. E-mail:
44Dragon44@rambler.ru.
Область научных интересов: дифракционная оптика.
Andrei Vladimirovich Pavelev, student of Samara State Aerospace University named af-
ter S.P. Korolyov (National Research University), technician of Diffractive Optics laboratory,
IPSI RAS. Area of research: diffractive optics.
225
УДК 535.8
ЮСТИРОВКА И ИССЛЕДОВАНИЕ МАКЕТНОГО ОБРАЗЦА
ГИПЕРСПЕКТРОМЕТРА ПО СХЕМЕ ОФФНЕРА
©2015 С.В. Карпеев1, С.Н. Хонина1, С.И. Харитонов2
'Самарский государственный аэрокосмический университет
имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) (СГАУ);
2Институт систем обработки изображений РАН
Проведены испытания макетного образца гиперспектрометра по схеме Оффнера. Разработаны
чертежи и изготовлены основные зеркальные элементы гиперспектрометра, в том числе дифракционная
решётка на выпуклой сферической поверхности. Измерен профиль штриха изготовленной дифракционной
решётки и проведено моделирование распределения энергии света по дифракционным порядкам в
зависимости от длины волны для видимого диапазона длин волн. Разработана и изготовлена оптомеханика
для необходимых юстировок элементов гипрспектрометра. Проведена юстировка макетной оптической
схемы и получены изображения точки для трёх длин волн монохроматического излучения. Распределения
энергии света по дифракционным порядкам и координаты максимумов согласуются с результатами
моделирования.
Ключевые слова: гиперспектрометр, схема Оффнера, профиль штриха, распределения энергии по
дифракционным порядкам, юстировка макетной оптической схемы.
Перспективными спектрометрами
для использования на малых КА
являются изображающие спектрометры в
конфигурации Оффнера [1 - 5].
Основными преимуществами таких
спектрометров являются их компактный
размер и возможность снижения
хроматических аберраций и дисторсии до
низкого уровня. В простейшем случае
спектрометр Оффнера содержит два
концентрических зеркала. В качестве
диспергирующего элемента используется
дифракционная решётка, выполненная на
одном из зеркал. Использование
дифракционной решётки позволяет
достичь большей компактности и
меньших хроматических аберраций.
Моделирование работы такого
спектрометра [6 - 8] подтвердило
высокие характеристики получаемых
гиперспектральных изображений.
Для экспериментального
подтверждения работоспособности
прибора были проведены испытания
макетного образца гиперспектрометра по
схеме Оффнера. Вначале были
разработаны чертежи и изготовлены
основные зеркальные элементы
гиперспектрометра, в том числе образцы
дифракционных решёток на выпуклой
сферической поверхности. Были
измерены профили штриха
изготовленных дифракционных решёток
и проведено моделирование
распределения энергии света по
дифракционным порядкам в зависимости
от длины волны для трех длин волн
видимого диапазона -430нм, 530 нм, и
630 нм. Результаты моделирования
показали, что эффективность для разных
длин волн существенно зависит от формы
профиля решётки. В среднем
эффективность в первом порядке для
разных длин волн меняется в пределах 15
- 35 %. Натурные эксперименты с
измерителем мощности показали
результаты, близкие к расчётным.
После испытания решеток была
разработана и изготовлена оптомеханика,
обеспечивающая необходимые
юстировки элементов
гиперспектрометра. Была проведена
юстировка макетной оптической схемы и
получены изображения входной щели и
точки для трёх указанных длин волн
монохроматического излучения от
перестраива-емого лазера EKSPLA NT-
200. Полученные распределения энергии
света по дифракционным порядкам и
координаты максимумов согласуются с
результатами моделирования оптической
системы. Достигнутое в
гиперспектрометре пространственное
разрешение в изображении
226
соответствовало паспортному
разрешению изображающего объектива.
Для стандартных параметров орбиты
разрешение на местности составит около
20 м. При таком пространственном
разрешении достигается спектральное
разрешение около 2 нм.
Библиографический список:
1. Mouroulis, Р. Optical design of а
compact imaging spectrometer for planetary
mineralogy / P. Mouroulis, R.G. Sellar,
D.W. Wilson, J.J. Shea, R.O. Green //
Optical Engineering. - 2007. - Vol. 46(6) -
P. 063001.
2. Mouroulis, P. Convex grating types
for concentric imaging spectrometers /
P. Mouroulis, D.W. Wilson, P.D. Maker,
R.E. Muller // Applied Optics. - 1998. -
Vol. 37(31 ),-P. 7200-7208.
3. Prieto-Blanco, X. Analytical design
of an Offner imaging spectrometer I
X. Prieto-Blanco, C. Montero-Orille,
B. Coulee, R. de la Fuente // Optics
Express. - 2006. - Vol. 14(20). - P. 9156-
9168.
4. Prieto-Blanco, X. The Offner
imaging spectrometer in quadrature /
X. Prieto-Blanco, C. Montero-Orille,
H. Gonzalez-Nunez, M.D. Mouriz,
E.L. Lago, R. de la Fuente // Optics Express.
-2010.-Vol. 18(12).-P. 12756-12769.
5. Lee, J.H. Optical Design of a
Compact Imaging Spectrometer for STSAT3
/ J.H. Lee, T.S. Jang, H.-S. Yang, S.-W.
Rhee // Journal of the Optical Society of
Korea. - 2008. - Vol. 12(4). - P. 262-268.
6. Казанский, Н.Л. Моделирование
работы гиперспектрометра, основанного
на схеме Оффнера, в рамках
геометрической оптики / Н.Л. Казанский,
С.И. Харитонов, А.В. Карсаков,
С.Н. Хонина // Компьютерная оптика. -
2014. - Т. 38, № 2. - С. 271-280.
7. Досколович, Л.Л. О коррекции
эффекта перекрытия дифракционных
порядков в спектрометре на основе
схемы Оффнера / Л.Л. Досколович,
Е.А. Безус, Д.А. Быков // Компьютерная
оптика.-2014.-Т. 38, №4.-С. 777-781.
8. Казанский, Н.Л. Моделирование
работы космического гиперспектрометра,
основанного на схеме Оффнера /
Н.Л. Казанский, С.Н. Харитонов,
Л.Л. Досколович ,А.В. Павельев //
Компьютерная оптика. - 2015. - Т. 39, №
1.-С. 70-76.
References:
1. Mouroulis, Р. Optical design of a
compact imaging spectrometer for planetary
mineralogy / P. Mouroulis, R.G. Sellar,
D.W. Wilson, J.J. Shea, R.O. Green //
Optical Engineering. - 2007. - Vol. 46(6) -
P. 063001.
2. Mouroulis, P. Convex grating types
for concentric imaging spectrometers /
P. Mouroulis, D.W. Wilson, P.D. Maker,
R.E. Muller // Applied Optics. - 1998. -
Vol. 37(31 ),-P. 7200-7208.
3. Prieto-Blanco, X. Analytical design
of an Offner imaging spectrometer /
X. Prieto-Blanco, C. Montero-Orille,
B. Coulee, R. de la Fuente // Optics
Express. -2006.-VO1. 14(20).-P. 9156-9168.
4. Prieto-Blanco, X. The Offner
imaging spectrometer in quadrature /
X. Prieto-Blanco, C. Montero-Orille,
H. Gonzalez-Nunez, M.D. Mouriz,
E.L. Lago, R. de la Fuente // Optics Express.
-2010.-Vol. 18(12).-P. 12756-12769.
5. Lee, J.H. Optical Design of a
Compact Imaging Spectrometer for STSAT3
I J.H. Lee, T.S. Jang, H.-S. Yang, S.-W.
Rhee // Journal of the Optical Society of
Korea. - 2008. - Vol. 12(4). - P. 262-268.
6. Kazanskiy, N.L. Modeling action
of a hyperspectrometer based on the Offner
scheme within geometric optics /
N.L. Kazanskiy, S.L Kharitonov,
A.V. Karsakov, S.N. Khonina // Computer
Optics. - 2014. - Vol. 38(2). - P. 271-280.
7. Doskolovich, L.L. On the
compensation of the diffraction orders
overlap effect in the Offner spectrometer /
L.L. Doskolovich, E.A. Bezus, D.A. Bykov
// Computer Optics.-2014.-Vol. 38(4).-P.
777-781.
8. Kazanskiy, N.L. Modeling the
performance of a spacebarne
hyperspectrometer based on the Offner
scheme / N.L. Ka^zanskiy, S.L Kharitonov,
L.L. Doskolovich, A.V. Pavelyev //
Computer Optics. - 2015.-Vol. 39(1 ).-P.
70-76.
227
ALIGNMENT AND STUDY PROTOTYPES OF HYPERSPECTROMETER UNDER
THE SCHEME OFFNER
©2015 S.V. Karpeev1, S.N. Khonina1, S.I. Kharitonov2
’Samara State Aerospace University;
2Image Processing Systems Institute, Russian Academy of Sciences
The tests of the prototype of the hyperspectrometer based on the Offner scheme are implemented. Main
mirror elements of the hyperspectrometer including diffraction grating on a convex spherical surface are fabricated.
Ruling profile of the grating is measured and light energy distribution in diffraction orders is calculated as a function
of wavelength in the visible wavelength range. Optomechanical elements for the necessary alignments of the
hyperspectrometer elements are designed and manufactured. Adjustment of the optical prototyping scheme is
implemented and point images of three wavelengths of monochromatic radiation are registered. Distribution of light
energy in diffraction orders and maxima positions are in an agreement with the simulation results.
Keywords: hyperspectrometer, Offner scheme, ruling profile, energy distribution in diffraction orders,
adjustment of the optical prototyping scheme
Сведения об авторах:
Карпеев Сергей Владимирович, доктор физико-математических наук, профессор
Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика
С.П. Королёва; ведущий научный сотрудник Института систем обработки изображений
РАН. Область научных интересов: дифракционная оптика, модовые и поляризационные
преобразования, волоконная оптика, оптическая обработка изображений. E-mail:
kar@smr.ru.
Sergei Vladimirovich Karpeev, Doctor of Physical and Mathematical Sciences; Professor
of Samara State Aerospace University named after S.P. Korolyov. Leading researcher of the
Image Processing Systems Institute of the RAS. Research interests: diffractive optics, singular
optics, mode and polarization transformations, optical manipulating, optical and digital image
processing.
Хонина Светлана Николаевна, доктор физико-математических наук, профессор
Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика
С.П. Королёва; ведущий научный сотрудник Федерального государственного бюджетного
учреждения науки Институт систем обработки изображений РАН. Область научных
интересов: дифракционная оптика, сингулярная оптика, модовые и поляризационные
преобразования, оптическое манипулирование, оптическая и цифровая обработка
изображений. E-mail: khonina@smr.ru.
Svetlana Nikolaevna Khonina, Doctor of Physical and Mathematical Sciences; Professor
of Samara State Aerospace University named after S.P. Korolyov. Leading researcher of the
Image Processing Systems Institute of the RAS. Research interests: diffractive optics, singular
optics, mode and polarization transformations, optical manipulating, optical and digital image
processing.
228
Харитонов Сергей Иванович, доктор физико-математических наук, доцент
кафедры технической кибернетики, старший научный сотрудник лаборатории
дифракционной оптики Учреждения Российской академии наук Институт систем
обработки изображений РАН. 1984 г. - окончил физический факультет Самарского
государственного университета. 1993 г. - защитил кандидатскую диссертацию на тему
«Асимптотические методы дифракционного расчёта фокусаторов лазерного излучения».
2010 г. - защитил докторскую диссертацию на тему «Асимптотические методы расчёта
дифракции когерентного электромагнитного излучения на дифракционных оптических
элементах». Область научных интересов: дифракционная, квантовая оптика, физика
плазмы. В списке научных работ С.И. Харитонова 87 статей, 5 авторских свидетельств и
патентов.
E-mail: Drognoz2007@gmail.com
Sergey Ivanovich Kharitonov, senior researcher of Diffractive Optics laboratory of the
Image Processing Systems Institute of RAS, Doctor of Physical and Mathematical Sciences.
1984 - graduated from Physics department of Samara State University. 1993 - defended his
dissertation "Asymptotic methods of calculation of the diffraction of laser radiation Focuser".
2010 - defended his doctoral thesis on "Asymptotic methods for calculating the diffraction of
coherent electromagnetic radiation in diffractive optical elements". Research interests:
diffraction, quantum optics, plasma physics. The list of scientific papers S.I. Kharitonov's 87
articles, 5 patents.
229
УДК 528.8 +629.78
ПЕРСПЕКТИВНАЯ ГИПЕРСПЕКТРАЛЬНАЯ АППАРАТУРА «БИСЕР»:
ВАРИАНТЫ СХЕМНОГО РЕШЕНИЯ
©2015 С.А. Архипов, К.С. Беляев, М.Ю. Лузганова, М.А. Сальникова,
С.А. Морозов
ПАО «Красногорский завод им. С.А. Зверева», г. Красногорск
В докладе приведены предварительные тактико-технические характеристики перспективной
гиперспектральной аппаратуры для дистанционного зондирования Земли из космоса. Рассмотрено два
варианта схемного построения аппаратуры, обозначены проблемы их создания и намечены пути их
решения.
Ключевые слова: гиперспектральная аппаратура, дистанционное зондирование Земли.
Для определения тактико-
технических характеристик
перспективной оптико-электронной
гиперспектральной аппаратуры были
проанализированы аналогичные
зарубежные, активные и перспективные,
аппараты по таким параметрам как:
- наличие или отсутствие видимого
и инфракрасного диапазонов съемки,
- спектральное разрешение,
- пространственное разрешение,
- полоса захвата,
- число спектральных каналов.
В результате проведенного анализа
для аппаратуры «Бисер» предложены
следующие тактико-технические
характеристики (для базовой высоты 500
км и съемки в надир): пространственное
разрешение 30 м, полоса захвата 30 км,
спектральное разрешение не хуже 5 нм,
количество спектральных каналов - не
менее 250. Аппаратура с такими
параметрами как минимум не уступает, а
по некоторым из них даже превосходит
зарубежные аналоги.
Ключевой особенностью
предлагаемого решения является
покрытие широкого спектрального
диапазона 0,4 - 2,5 мкм с помощью
спектрометров видимого (0,4 - 1,0 мкм),
ближнего инфракрасного (0,95 - 1,7) и
коротковолнового инфракрасного (1,9 -
2,5 мкм) поддиапазонов. Такое разбиение
позволит максимально использовать
задел, полученный в рамках работ по
созданию изделия ГСА для КА «Ресурс-
11» [1], а также существенно упростит
техническую реализацию спектрометров
на базе дифракционных решеток, так как
позволит из-бежать эффекта наложения
на гиперспектральное изображение
спектров высших порядков и применить
более простые дифракционные решетки.
Важнейшим вопросом реализации
предлагаемой аппаратуры является выбор
фото-приёмного устройства (ФПУ).
Требования к нему в значительной мере
определяются спецификой регистрации
гиперспектральной информации, и
состоят в том, чтобы ФПУ были
крупноформатными, матричными,
высокочастотными. Поскольку
отечественных ФПУ на широкий
спектральный диапазон 0,4-2,5 мкм нет,
необходимо либо разрабатывать и
создавать их в России, либо использовать
зарубежные. Для видимого
спектрального диапазона оно может быть
создано на основе задела, полученного в
ходе работ по ГСА для КА «Ресурс-П». В
ближнем и коротковолновом
инфракрасных спектральных диапазонах
могут использоваться ФПУ европейских
фирм Xenics и Sofradir.
Предлагается два варианта схемных
решений аппаратуры «Бисер». Первый
вариант, состоит из входного зеркального
объектива, линзово-призменного
автоколлимационного спектрометра
видимого диапазона и двух
спектрометров инфракрасного диапазона,
построенных по схеме Оффнера [2, 3].
230
Важным достоинством данного варианта
является компактность его размеров
вдоль направления полета. Основной
недостаток варианта: наличие линзовых и
призменных оптических элементов, что
усложняет конструкцию и увеличивает
массу аппаратуры. По результатам
проработки предварительной
конструктивно-компоновочной схемы
габариты аппарата не превысят
900x730x300 мм, масса составит не более
120 кг.
Чтобы совсем избежать применения
стеклянной оптики и уйти от
использования автоколлимационной
схемы работы дисперсионного
устройства, предлагается второй вариант
аппаратуры, в котором спектрометры
всех трех спектральных поддиапазонов
выполнены по схеме Оффнера. Данный
вариант имеет большие размеры вдоль
направления полета по сравнению с
первым вариантом и, соответственно,
потребует большего пространства для
своего размещения на космическом
аппарате. Предварительные габариты и
масса варианта - не более 900x730x450
мм и 100 кг соответственно.
Существует ряд проблем,
осложняющих реализацию
предложенных вариантов:
отсутствие отечественных
матричных крупноформатных
высокочастотных ФПУ (кадровые
частоты не менее 50-100 Гц) для области
спектра 0,4-2,5 мкм,
- сложности с закупкой зарубежных
ФПУ,
необходимость использования
Оффнеровских решеток с асферическим
профилем подложки, переменным
периодом и углом блеска,
криволинейными штрихами,
высокие точности
позиционирования элементов (до 1 мкм и
1 угл. сек.) при сборке, юстировке и
контроле внеосевых зеркальных
эксцентричных оптических систем.
Однако имеются следующие пути
их решения:
- разработка отечественных ФПУ
для области спектра 0,4-2,5 мкм,
разработка методик расчета,
технологий изготовления, а также
создание и исследование опытных
образцов Оффнеровских решеток
(работы в данном направлении уже
начаты ПАО КМЗ).
Кроме того, в рамках работ по ОКР
«Прибор-ШМАСР» в 2015 году ПАО
КМЗ получит реальный опыт сборки,
юстировки и контроля высокоточных
внеосевых зеркально-линзовых систем.
В случае решения приведенных
выше проблем перспективная
гиперспектральная аппаратура «Бисер»
будет создана и станет важным
элементом отечественной группировки
аппаратов дистанционного зондирования
Земли.
Библиографический список:
1. С.А. Архипов, С.А. Морозов,
В.А. Целиков. Гиперспектральная
аппаратура космического аппарата
«Ресурс-П». // Системы наблюдения,
мониторинга и дистанционного
зондирования Земли: Материалы научно-
технической конференции.
М.:МНТОРЭС им. А.С. Попова, 2009.
С.119-123.
2. С.А. Архипов, С.О. Кравченко,
А.В. Ли, В.М. Линько, С.А. Морозов,
М.А. Сальникова. Гиперспектральная
аппаратура для космического аппарата
«Ресурс-П»: направления модернизации и
перспективы развития. //
Г иперспектральные приборы и
технологии: Сборник тезисов докладов
научно-технической конференции.
М.:ОАО КМЗ, 2013. С.43.
3. В.М. Линько, А.В. Ли, С.А.
Морозов, М.А. Сальникова. Оптические
схемы спектрометров для перспективной
космической гиперспектральной
съемочной аппаратуры. // Системы
наблюдения, мониторинга и
дистанционного зондирования Земли:
Материалы научно-технической
конференции. М.:МНТОРЭС им. А.С.
Попова, филиал ФГУП «ГНП РКЦ
«ЦСКБ-Прогресс» «НПП «ОПТЭКС»,
2014. С.151-154.
231
References:
1. S.A. Arkhipov, S.A. Morozov,
V.A. Tselikov. Giperspektral'naya
apparatura kosmich-eskogo apparata
«Resurs-Р». Sistemy nablyudeniya,
monitoringa i distantsionnogo zondirovaniya
Zemli: Materialy nauchno-tekhnicheskoy
konferentsii. M.:MNTORES im. A.S.
Popova Publ., 2009. P. 119-123. (In Russ.)
2. S.A. Arkhipov, S.O. Kravchenko,
A.V. Li, V.M. Lin'ko, S.A. Morozov, M.A.
Sal'nikova. Giperspektral'naya apparatura
dlya kosmicheskogo apparata «Resurs-Р»:
napravleniya modemizatsii i perspektivy
razvitiya. Giperspektral'nye pribory i
tekhno-logii: Sbomik tezisov dokladov
nauchno-tekhnicheskoy konferentsii.
M.:OAO KMZ Publ., 2013. P. 43. (In Russ.)
3. V.M. Lin'ko, A.V. Li, S.A.
Morozov, M.A. Sal'nikova. Opticheskie
skhemy spek-trometrov dlya perspektivnoy
kosmicheskoy giperspektral'noy
s"emochnoy apparatury. Sistemy na-
blyudeniya, monitoringa i distantsionnogo
zondirovaniya Zemli: Materialy nauchno-
tekhnicheskoy konferentsii. M.:MNTORES
im. A.S. Popova, filial FGUP «GNP RKTs
«TsSKB-Progress» - «NPP «OPTEKS»
Publ., 2014. P. 151-154. (In Russ.)
ADVANCED HYPERSPECTRAL SENSOR «BISER»: DESIGN OPTIONS
©2015 S.A. Arkhipov, K.S. Belyaev, M.Y. Luzganova, M.A. Salnikova, S.A. Morozov
PJSC «KMZ ZENIT», Krasnogorsk
This paper provides preliminary performance characteristics of advanced hyperspectral sensor for remote
sensing of the Earth from space. Two variants of design are considered, problems of their creation are identified and
the ways of their solution are discussed.
Keywords: hyperspectral sensors, remote sensing.
Информация об авторах:
Архипов Сергей Алексеевич, к.т.н., начальник СКБ-1 - главный конструктор
космических и авиационных средств ДЗЗ, ПАО «Красногорский завод им. С.А. Зверева»,
143 403, Россия, Московская область, г. Красногорск, ул. Речная, д. 8, т. (495) 562-82-20,
arhipof@zenit-kmz.ru.
Область научных интересов: теплофизика, конечно-элементное моделирование
физических процессов, оптика, дистанционное зондирование Земли.
Беляев Кирилл Станиславович, начальник конструкторского отдела, ПАО
«Красногорский завод им. С.А. Зверева», 143 403, Россия, Московская область, г.
Красногорск, ул. Речная, д. 8, т. (495) 561-89-94, k.belyaev@zenit-kmz.ru.
Область научных интересов: расчет и проектирование узлов, конструкций и
приборов, конечно-элементное моделирование, дистанционное зондирование Земли.
Лузганова Марина Юрьевна, заместитель начальника тематического научно-
проектного отдела, ПАО «Красногорский завод им. С.А. Зверева», 143 403, Россия,
Московская область, г. Красногорск, ул. Речная, д. 8, т. (495) 561-89-67,
luzm@zenit-kmz.ru.
Область научных интересов: дистанционное зондирование Земли, анализ
видеоинформации, определение выходных параметров аппаратуры, построение схемных
решений аппаратуры.
Сальникова Марина Анатольевна, инженер-исследователь 2 категории
тематического научно-проектного отдела, ПАО «Красногорский завод им. С.А. Зверева»,
143 403, Россия, Московская область, г. Красногорск, ул. Речная, д.8, т. (495)
561-89-67, m.salnikova@zenit-kmz.ru.
232
Область научных интересов: расчет оптических систем; расчет, проектирование и
конечно-элементное моделирование оптических узлов и конструкций; дистанционное
зондирование Земли.
Морозов Сергей Александрович, начальник сектора оптотехнических работ, ПАО
«Красногорский завод им. С.А. Зверева», 143 403, Россия, Московская область, г.
Красногорск, ул. Речная, д. 8, т. (495) 561-89-67, msa@zenit-kmz.ru.
Область научных интересов: оптотехника, расчет и проектирование оптических
систем, проектирование оптических узлов и конструкций, дистанционное зондирование
Земли.
Arkhipov Sergey Alekseevich, candidate of technical sciences, head of design office -
chief de-signer of space and airborne remote sensing devices, PJSC «KMZ ZENIT», 143 403,
Russia, Moscow Region, Krasnogorsk, Rechnaya str., 8, phone: +7 (495) 562-82-20,
arhipof@zenit-kmz.ru.
Area of research: thermal physics, finite element modeling of physical processes, optics,
remote sensing of the Earth.
Belyaev Kirill Stanislavovich, head of design department, PJSC «KMZ ZENIT», 143
403, Russia, Moscow Region, Krasnogorsk, Rechnaya str., 8, phone: +7 (495) 561-89-94,
k.belvaev@zenit-kmz.ru.
Area of research: calculation and design of components, structures and devices, finite
element modeling, remote sensing of the Earth.
Luzganova Marina Yur’evna, deputy head of thematic research and design department,
PJSC «KMZ ZENIT», 143 403, Russia, Moscow Region, Krasnogorsk, Rechnaya str., 8, phone:
+7 (495) 561-89-67,, luzm@zenit-kmz.ru.
Area of research: remote sensing of the Earth, analysis of video information, definition of
output parameters of the sensor, building sensor schematics.
Sal'nikova Marina Anatol’evna, research engineer of thematic research and design
department, PJSC «KMZ ZENIT», 143 403, Russia, Moscow Region, Krasnogorsk, Rechnaya
str., 8, phone: +7 (495) 561-89-67, m.salnikova@zenit-kmz.ru.
Area of research: optical systems design; calculation, design and finite element modeling
of optical components and structures; remote sensing of the Earth.
Morozov Sergey Alexandrovich, head of optical engineering section, PJSC «KMZ
ZENIT», 143 403, Russia, Moscow Region, Krasnogorsk, Rechnaya str., 8,
phone: +7 (495) 561-89-67, msa@zenit-kmz.ru.
Area of research: optical engineering, calculation and design of optical systems, design of
optical components and structures, remote sensing of the Earth.
233
УДК 004.932
СПОСОБ ПОИСКА ПЛОСКОСТИ НАИЛУЧШЕГО ИЗОБРАЖЕНИЯ
ДЛЯ КА ДЗЗ СВЕРХВЫСОКОГО ПРОСТРАНСТВЕННОГО РАЗРЕШЕНИЯ
В ПРОЦЕССЕ ИХ ЭКСПЛУАТАЦИИ
©2015 В.В. Еремеев1, П.А. Князьков1, В.М. Фёдоров2
'Рязанский государственный радиотехнический университет, г. Рязань
2АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара
Рассматриваются проблемные вопросы и способ поиска плоскости наилучшего изображения для КА
ДЗЗ сверхвысокого разрешения в процессе их эксплуатации.
Ключевые слова: качество изображения, светосигнальная характеристика, уровень шума, функция
передачи модуляции, линейное разрешение на местности, статистическая обработка результатов
Важной задачей в процессе летных
испытаний КА ДЗЗ является поиск плос-
кости наилучшего изображения (ПНИ)
объектива с целью получения наиболее
качественных изображений с точки зре-
ния их дешифрируемости. В настоящее
время в рамках проекта «Ресурс-П» Ря-
занским государственным радиотехниче-
ским университетом разработано мето-
дическое и программное обеспечение
определения основных показателей каче-
ства изображений [1]. Среди этих показа-
телей выполняется оценка линейного
разрешения на местности (ЛРМ) - наибо-
лее агрегированного показателя качества
космических изображений, определяю-
щего возможности их дешифрирования.
При оценке ЛРМ последовательно вы-
полняется определение сквозной свето-
сигнальной характеристики, шумовой
характеристики, функции передачи мо-
дуляции, масштаба наблюдения земной
поверхности и использование модели
распознавания наблюдателем-
дешифровщиком тестовых объектов в
виде квадратных трехшпальных мир.
Поиск ПНИ для КА «Ресурс-П» ос-
нован на перемещении положения фо-
кального узла с установленным на нем
оптико-электронным преобразователем
вдоль оптической оси объектива в про-
цессе съемки протяженного маршрута и
оценке ЛРМ изображения для каждого
постоянного положения фокального узла.
На основе интерполирования оценок
ЛРМ по набору изображений и поиска
минимума делается вывод о положении
ПНИ. Необходимость создания КА
сверхвысокого пространственного раз-
решения требует разработки телескопов с
еще большим диаметром апертуры и фо-
кусным расстоянием, в которых с целью
минимизации массы и габаритов выпол-
няется переход от линзовых телескопов
на использование зеркальных схем типа
Ричи-Кретьена [2]. Проблема использо-
вания подхода поиска ПНИ КА «Ресурс-
П» для телескопов типа «ОЭК-ВР» [2]
заключается в том, что управление плос-
костью изображения осуществляется с
помощью вторичного зеркала, имеющего
пять степеней свободы, что подразумева-
ет многократно большее количество ва-
риантов положения и требует сравнения
измерений ЛРМ от разных маршрутов
съемки. Использование для поиска ПНИ
измерений ЛРМ изображений на разных
маршрутах съемки затруднительно, по-
скольку даже при планарной съемке сю-
жетов с аналогичной отражательной спо-
собностью меняются условия освещенно-
сти, что дает различные уровни полезно-
го сигнала и шума на изображениях. Это
приводит к разбросу оценок ЛРМ, полу-
ченных при одинаковых настройках теле-
скопа. Способ поиска ПНИ с осреднени-
ем измерений ЛРМ, выполненных для
одного положения вторичного зеркала и
различных условий освещенности, явля-
ется трудоемким и затратным по времени
из-за необходимости съемки и анализа
большого количества изображений.
234
В докладе представлен способ ста-
тистической обработки и использования
параметров качества изображений, полу-
ченных на различных маршрутах съемки,
для поиска ПНИ перспективного оптико-
электронного комплекса сверхвысокого
пространственного разрешения
«ОЭК-ВР». Результаты эксперименталь-
ной отработки предложенного способа
приводятся на основе материалов съемки
от КА «Ресурс-П».
Библиографический список:
1. Еремеев В.В., Князьков П.А.,
Фёдоров В.М. Методика апостериорной
оценки линейного разрешения изображе-
ний от систем детальной съемки Земли //
Материалы II Всерос. науч.-техн. конф.
«Актуальные проблемы ракетно-
космической техники». Самара: СамНЦ
РАН, 2011.
2. Савицкий А.М., Никифоров А.М.,
Данилов В.А., Истомина Н.А.,
Петров Ю.Н., Путилов И.Е.,
Сенюков Ю.В., Сокольский М.Н. / Кос-
мический крупногабаритный телескоп
нового поколения для ДЗЗ И Материалы
XI науч.-техн. конф. «Системы
наблюдения, мониторинга и
дистанционного зондирования Земли».
Сочи, 2014.
References:
1. Eremeev V.V., Knyazkov Р.А.,
Fedorov V.M. Methods a posteriori estima-
tion of image linear resolution from high
resolution imagery land systems I I Materials
of II Russia, scientific.-tech. conf. "Actual
problems of rocket and space technology".
Samara, 2011.
2. Savitsky A.M., Nikiforov A.M.,
Danilov V.A., Istomina N.A., Petrov Y.N.,
Putilov I.E., Senyukov Y. V., Sokolsky M.
N. / Large space telescope for a new genera-
tion of ERS // proceedings of the XI scien-
tific.-tech. conf. "Surveillance, monitoring
and remote sensing of the Earth". Sochi,
2014.
METHOD TO SEARCH THE BEST IMAGE PLANE FOR REMOTE SENSING
SATELLITES WITH HIGH SPATIAL RESOLUTION DURING THEIR OPERATION
©2015 V.V. Eremeev1, P.A. Knyazkov1, V.M. Fedorov2
1 Ryazan State Radio Engineering University, Ryazan
2 JSC SRC «Progress», Samara
Consider the problem and the method to search the best image plane for remote sensing satellite satellites
with high spatial resolution during their operation.
Key words: image quality, light-signal function, noise level, modulation transfer function, image resolution,
linear resolution on the terrain, statistical processing of results
Информация об авторах:
Еремеев Виктор Владимирович, д.т.н., профессор, директор НИИ «Фотон»
Рязанского государственного радиотехнического университета, 390005, Россия, г. Рязань,
ул. Гагарина 59/1, т. 46-03-72, foton@rsreu.ru.
Область научных интересов: технологии обработки данных ДЗЗ.
Князьков Павел Александрович, к.т.н., с.н.с. НИИ «Фотон» Рязанского
государственного радиотехнического университета, 390005, Россия, г. Рязань,
ул. Гагарина 59/1, т. 46-03-72, foton@rsreu.ru.
Область научных интересов: оценка параметров качества изображений ДЗЗ.
Федоров Виктор Максимович, к.т.н., начальник отдела АО «РКЦ «Прогресс»,
443009, Россия, г. Самара, ул. Земеца 18, т. 228-90-48, dl 131 @samspace.ru.
235
Область научных интересов: проектирование и эксплуатация космических аппаратов
ДЗЗ.
Eremeev Viktor Vladimirovich, professor, doctor of technical sciences, director of
research institute «Photon» of Ryazan State Radioengeneering University, 390005, Russia,
Ryazan, 59/1, Gagarin Str., tel. (+74912) 46-03-72, foton@rsreu.ru.
Area of research: remote sensing data processing technology.
Knyazkov Pavel Aleksandrovich, candidate of technical sciences, senior researcher of
research institute «Photon» of Ryazan State Radioengeneering University, 390005, Russia,
Ryazan, 59/1, Gagarin Str., tel. (+74912) 46-03-72, foton@rsreu.ru.
Area of research: quality evaluation of remote sensing images.
Fedorov Viktor Maksimovich, candidate of technical sciences, head of department of
JSC SRC «Progress», 443009, Russia, Samara, 18, Zemets Str., tel. (+7846) 228-90-48,
d 1131 @samspace.ru.
Area of research: design and operation of spacecraft for remote sensing of the Earth.
236
УДК 004.932
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ АПРИОРНОЙ ИНФОРМАЦИИ ПРИ
ИНТЕРФЕРОМЕТРИЧЕСКОЙ ОБРАБОТКЕ ВЫСОКОДЕТАЛЬНОЙ
РАДИОЛОКАЦИОННОЙ ИНФОРМАЦИИ
©2015 В.А. Ушенкин, Н.А. Егошкин
Рязанский государственный радиотехнический университет, г. Рязань
Показана необходимость использования априорной информации при интерферометрической обра-
ботке высокодетальных данных от РСА космического базирования. Предлагается алгоритм быстрого сов-
мещения радиолокационных изображений с учетом опорной информации о рельефе. Рассматривается воз-
можность использования в качестве априорной информации глобальных цифровых моделей рельефа низко-
го разрешения.
Ключевые слова: РСА, интерферометрическая обработка, цифровая модель рельефа
Интерферометрическая обработка
радиолокационной информации является
одним из наиболее перспективных спо-
собов получения цифровых моделей ре-
льефа земной поверхности по данным
дистанционного зондирования Земли. В
основе интерферометрической обработки
лежит анализ разности фаз сигнала в од-
ноименных пикселях двух и более ком-
плексных радиолокационных изображе-
ний, полученных с близких, но не совпа-
дающих орбит.
Одним из свойств интерферометри-
ческой пары радиолокационных изобра-
жений является когерентность, характе-
ризующая отношение сигнал-шум на фа-
зоразностном изображении - интерферо-
грамме. Когерентность зависит от каче-
ства исходных изображений, временной и
пространственной базы при интерферо-
метрической съемке, типа подстилающей
поверхности, точности совмещения и пе-
редискретизации изображений при ин-
терферометрической обработке. Для того
чтобы не наблюдалось значимое сниже-
ние когерентности, совмещение изобра-
жений должно выполняться с точностью
до десятых долей пикселя.
Для совмещения радиолокационных
изображений среднего и низкого разре-
шения, полученных с близких орбит, тра-
диционно используется полиномиальная
модель геометрического соответствия.
Однако в случае высокого простран-
ственного разрешения на геометрическое
соответствие изображений начинает ока-
зывать существенное влияние рельеф
земной поверхности. При больших пере-
падах высоты рельефа ошибка полино-
миальной модели может составлять не-
сколько пикселей, что приводит к сниже-
нию когерентности практически до нуля
[1]. Оценить величину влияния рельефа
путем корреляционного совмещения ра-
диолокационных изображений на прак-
тике затруднительно, поскольку наличие
спекл-шума на изображениях достаточно
часто приводит к ошибочным результа-
там работы коррелятора. Следовательно,
необходим учет априорной информации
о рельефе для высокоточного совмеще-
ния радиолокационных изображений при
интерферометрической обработке. В ка-
честве априорной информации могут ис-
пользоваться глобальные цифровые мо-
дели рельефа низкого разрешения
(например, SRTM, ASTER GDEM и др.).
Влияние рельефа на геометрическое
соответствие изображений может быть
найдено для каждого пикселя из геомет-
рической модели радиолокационной
съемки с помощью функций прямого и
обратного преобразования плоскостных
координат в геодезические. Однако в
этом случае для совмещения изображе-
ний требуется большой объем вычисле-
ний, поскольку значения и прямой, и об-
ратной функций преобразования коорди-
нат вычисляются по сложным итераци-
онным алгоритмам. При этом проведен-
ные исследования показывают, что зави-
симость величины влияния рельефа от
237
его высоты носит гладкий, практически
линейный характер. Следовательно, дан-
ную зависимость можно с высокой точ-
ностью аппроксимировать полиномом
малой степени А. Для получения коэф-
фициентов полинома достаточно постро-
ить (А +1) полиномиальную модель сов-
мещения, считая высоту постоянной по
всему изображению. При этом все значе-
ния высоты, используемые для построе-
ния (А + 1) полиномиальной модели,
различны. Каждая полиномиальная мо-
дель строится по небольшому числу
опорных точек М. Таким образом, функ-
ции прямого и обратного преобразования
координат, вызываются только M(N + 1)
раз, что позволяет существенно сокра-
тить объем вычислений при совмещении
изображений [2].
Учет априорной информации необ-
ходим также для более точной оценки
когерентности. В классическом способе
оценки когерентности предполагается,
что при полном отсутствии шума ампли-
туды сигнала на обоих изображениях
одинаковы, а разность фаз постоянна.
При крутом наклоне рельефа местности
наблюдаются значительные изменения
разности фаз сигналов даже при полном
отсутствии шума. Таким образом, в этом
случае оценка когерентности получается
заниженной. Для более точной оценки
когерентности изменения разности фаз,
вызванные влиянием рельефа, необходи-
мо предварительно скомпенсировать.
Наконец, априорная информация
необходима при пересчете развернутых
значений фазы в абсолютные значения
высоты. В результате развертки значения
фазы известны с точностью до некоторой
величины, одинаковой для всех пикселей
изображения, если интерферометриче-
ская база известна с высокой точностью.
При значительных погрешностях интер-
ферометрической базы наблюдается па-
разитное квазилинейное изменение фазы
в направлении дальности. Указанные эф-
фекты не позволяют получить абсолют-
ные значения высоты без знания высоты
хотя бы в одной опорной точке при точ-
ной интерферометрической базе и хотя
бы в трех точках при неточной. Здесь ис-
точником опорных значений высоты мо-
гут быть наземные GPS-измерения, либо
глобальные цифровые модели рельефа
низкого разрешения.
В докладе представлены алгоритмы
выполнения рассмотренных этапов ин-
терферометрической обработки и резуль-
таты их применения к данным от РСА
TerraS AR-X.
Библиографический список:
1. Huanyin Y., et al. Sensitivity of
topography on InSAR data coregistration //
ESA SP-572. 2005. P. 313-318.
2. Егошкин H.A., Ушенкин В.A.
Совмещение высокодетальных изобра-
жений с использованием опорной цифро-
вой модели рельефа при интерферомет-
рической обработке радиолокационной
информации // Вестник Рязанского госу-
дарственного радиотехнического универ-
ситета. 2015. №51. С. 72-79.
References:
1. Huanyin Y., et al. Sensitivity of
topography on InSAR data coregistration //
ESA SP-572. 2005. P. 313-318.
2. Egoshkin N.A., Ushenkin V.A.
DEM-assisted high resolution image coreg-
istration for InSAR processing // Vestnik of
Ryazan state radioengineering university.
2015. No. 51. P. 72-79.
238
USING OF A PRIORY INFORMATION IN INTERFEROMETRIC PROCESSING
OF HIGH RESOLUTION SAR DATA
©2015 V.A. Ushenkin, N.A. Egoshkin
Ryazan State Radio Engineering University
The need of using of a priory information in interferometric processing high resolution spacebome SAR data
is shown. The algorithm of fast SAR image coregistration using reference relief information is proposed. The
possibility of using of low resolution global digital elevation models as a priory information is considered.
Keywords: SAR, interferometric processing, digital elevation model
Информация об авторах:
Ушенкин Виктор Андреевич, младший научный сотрудник НИИ «Фотон» РГРТУ,
аспирант кафедры вычислительной и прикладной математики РГРТУ, 390005, Россия,
г. Рязань, ул. Гагарина, 59/1, т. (4912) 46-03-72, foton@rsreu.ru.
Область научных интересов: цифровая обработка изображений.
Егошкин Николай Анатольевич, к.т.н., ведущий научный сотрудник НИИ «Фо-
тон» РГРТУ, 390005, Россия, г. Рязань, ул. Гагарина, 59/1, т. (4912) 46-03-72,
foton@rsreu.ru.
Область научных интересов: цифровая обработка изображений.
Ushenkin Victor Andreevich, junior researcher of SRI “Foton” of RSREU, postgraduate
student, 390005, Russia, Ryazan, Gagarina str., 59/1, (4912) 46-03-72, foton@rsreu.ru.
Area of research: digital image processing.
Egoshkin Nikolay Anatolievich, candidate of technical science, leader researcher of SRI
“Foton” of RSREU, 390005, Russia, Ryazan, Gagarina str., 59/1, (4912) 46-03-72,
foton@rsreu.ru.
Area of research: digital image processing.
239
УДК 629.396
ТЕМАТИЧЕСКИЕ ПРОДУКТЫ, СОЗДАВАЕМЫЕ НА ОСНОВЕ
ДАННЫХ ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ, ПОЛУЧЕННЫХ
В L- И Р- ДИАПАЗОНАХ ЭЛЕКТРОМАГНИТНОГО СПЕКТРА
© 2015 В.А. Малиновский, А.А. Расторгуев
АО «РКЦ «Прогресс», г. Самара
Приводятся примеры тематических продуктов, созданных на базе свободно распространяемой радио-
локационной информации, полученной от реальных космических и авиационных радиолокационных систем.
Ключевые слова: дистанционное зондирование Земли, измерение высоты рельефа, космические ра-
диолокационные системы, интерферометрическая съёмка
Опыт, накопленный в течение не-
скольких десятилетий использования
космических радиолокационных данных
дистанционного зондирования Земли
(ДЗЗ), позволяет говорить о решении на
их основе широкого круга тематических
задач, к которым можно отнести, напри-
мер:
обнаружение участков разгрузки
(вскрытия) грунтовых вод на поверхно-
сти, выявление косвенных признаков и
обнаружение участков местоположения
грунтовых вод, оконтуривание водонос-
ных слоев (гидрология);
ранжирование территорий по густо-
те эрозионного расчленения, определение
высотных отметок рельефа и построение
цифровых моделей рельефа (геоморфоло-
гия);
выявление морфологического типа
рельефа по глубине расчленения (иссле-
дование экзогенных геологических про-
цессов);
определение границ зон затопления
при наводнениях, предварительная оцен-
ка последствий наводнений и выявление
областей питания и стока ледников (гид-
рология суши);
оценка влажности почв (почвенное
дешифрирование);
оценка возрастной структуры и
продуктивности лесов (лесоустройство,
инвентаризация, охрана и защита леса) и
др.
Особая ценность данных, получае-
мых с помощью космических радиолока-
ционных систем, определяется их незави-
симостью от времени суток и погодных
условий (облачность, осадки и др.) в рай-
оне съёмки.
Зондирование земной поверхности с
использованием нескольких различных
видов поляризации сигналов на приём и
передачу значительно расширяют воз-
можности классификации земных покро-
вов (аналог - создание тематических
продуктов на базе данных ДЗЗ, получен-
ных мультиспектральной аппаратурой
космического аппарата видимого и
ближнего инфракрасного диапазона).
Наибольшее распространение, осо-
бенно в последнее время, получили такие
тематические продукты, как цифровые
модели местности, позволяющие изме-
рять высоту рельефа местности и карты
деформаций поверхности Земли, осно-
ванные на использовании радиолокаци-
онной интерферометрической и диффе-
ренциальной интерферометрической
съёмки соответственно.
Потенциальное преимущество кос-
мических радиолокаторов, работающих
на более длинных волнах (L-диапазона, а
особенно, P-диапазона), связано с повы-
шенной проникающей способностью по
сравнению с более высокочастотными
радиолокаторами X, С, S - диапазонов. В
связи с этим, открываются новые воз-
можности для получения информации о
состоянии верхних слоёв земных покро-
вов, в частности, для изучения состояния
верхних слоёв почвы, находящихся под
снегом и структуры ледовых покровов, а
также для расчёта биомассы лесов в пла-
240
нетарном масштабе. Особенно глубоко
электромагнитные волны Р-диапазона
проникают в полностью обезвоженную
почву (например, сухой песок), что даёт
возможность использовать полученную
информацию в интересах археологии и
гидрологии при съёмке песчаных пу-
стынь.
Приводимые данные подтверждают
возможность решения широкого круга
тематических задач на базе информации
космических радиолокационных систем.
THE THEMATIC PRODUCTS CREATED ON THE BASIS REMOTE SENSING
DATA, RECEIVED IN L - AND P - RANGES OF ELECTROMAGNETIC SPEKTR
© 2015 V.A. Malinovskii, A.A. Rastorguev
JSC «SRC «Progress», Samara
Examples of the thematic products created on the basis of freely extended radar information, received from
real space and aviation radar systems are resulted.
Keywords: remote sensing, measurement of position data, spacebome radar systems, synthetic aperture in-
terferometer, interferometry survey
Сведения об авторах:
Малиновский Владимир Андреевич, заместитель начальника отдела, АО «РКЦ
«Прогресс», т. (846) - 228-99-90, vladmalinovski@gmail.com.
Область научных интересов: дистанционное зондирование Земли, методы обработки
информации дистанционного зондирования Земли, методы измерения координат объек-
тов, радиолокационные системы с синтезированной апертурой.
Malinovskii Vladimir Andreevich, JSC «SRC «Progress», Samara, Russian Federation,
assistant chief of department. Research intrests are in the field remote sensing, methods of pro-
cessing remote sensing information, measurement of position data, synthetic aperture radars.
Расторгуев Андрей Алексеевич, ведущий инженер-конструктор, АО «РКЦ «Про-
гресс», т. (846) - 228-99-90, goto.anras@gmail.com.
Область научных интересов: дистанционное зондирование Земли, методы обработки
информации дистанционного зондирования Земли, методы измерения координат объек-
тов.
Rastorguev Andrey Alexeevich, JSC «SRC «Progress», Samara, Russian Federation,
leading engineer. Research intrests are in the field remote sensing, methods of processing remote
sensing information, measurement of position data.
241
УДК 004.92
МЕДИАННЫЕ ФИЛЬТРЫ ФРЕШЕ ДЛЯ ФИЛЬТРАЦИИ
ГИПЕРСПЕКТРАЛЬНЫХ ИЗОБРАЖЕНИЙ
©2015 А.В. Мартьянова1’2, В.Г. Лабунец2
*ОАО "НПО автоматики", г. Екатеринбург
2Уральский федеральный университет, г. Екатеринбург
Приведен метод векторной медианной фильтрации (фильтрации Фреше) для мультиспектральной об-
работки изображений. В основу метода заложена минимизация расстояний одномерных данных. Статья
описывает методы борьбы с шумами и результаты математического моделирования.
Ключевые слова: нелинейные фильтры, обработка гиперспектральных изображений
Мы разработали концептуальную
основу и методику проектирования для
систем медианной фильтрации многока-
нальных изображений с возможностью
оценки. Термин многоканальное (много-
компонентное, мультиспектральное, мно-
гоцветное, гиперспетральное) изображе-
ние используется для изображений более
чем с одной компонентой. Они состоят из
серий изображений в различных участках
оптического диапазона на длинах волн
Х],Х2,...,А.а, называемых спектральными
каналами:
f (*, У) = (Д (х, у), Д (х, у),..., Д, (х, у)),
где К - число различных оптических ка-
налов, то есть f(x,y):R2 —>RA , где R*
- это многоцветное пространство.
Медианная фильтрация широко ис-
пользуется в обработке изображений как
«сохраняющий фронт» операция. Основ-
ная идея состоит в том, что значение пик-
селя заменяется медианой пикселей, со-
держащихся в окне вокруг него. В данной
работе эта идея переносится на векторно-
значные изображения, основываясь на
факте, что медиана - значение, которое
минимизирует расстояние Ц (сити-
метрика) в R между всеми пикселями в
окне (смотри рис. 1).
Рис. 1 Два положения тестовой точки с и расстояние от точки с до каждой точки XI,X2,...,XW € R.
Обычная медиана - это позиция точки с, которая минимизирует общее расстояние между с и всеми
В этом случае мы должны опреде-
лить расстояние между парами объектов
в предметной области приложения. Пусть
\RK,pj будет метрическим простран-
ством, где р это функция расстояния.
Пусть WpWj,...,^ будут N весов, в
242
сумме дающих 1, и пусть
x’jX2,...,^eDcR* - это N наблюдений.
Оптимальным взвешенной точкой
Фреше, согласно [1-3], связанной с мет-
рикой р(х,у), называется вектор copl е D
, который минимизирует стоимостную
N
функцию Фреше (СФФ) £ wtp (с, х‘')
1=1
(взвешенная сумма расстояний от произ-
вольной точки с до каждой точки
x*,x2,...,x,v gRa ). Она формально опреде-
ляется как:
%= FrechPtp (x',x2,...,xw) = arg min £ wtp(c,x‘).
Заметим, что argmin означает аргу-
мент, по которому сумма минимизирует-
ся. В этом случае, это вектор со/)( из RA ,
для которой сумма всех расстояний до х'
's минимальна.
Рис. 2 Расстояния от произвольной точки с до каждой точки X1,X2,...,X/V G DgRA
Таким образом, векторнозначная
медиана дискретного набора точек в Ев-
клидовом пространстве R* - это точка,
сумма расстояний от которой до других
точек минимальна. Это обобщает обыч-
ную медиану, которая имеет свойство
минимизации суммы расстояний для од-
номерных данных.
Свойства этой точки широко изуча-
лись со времен Ферма, (эта точка часто
называется точкой Фреше [1], или точкой
Ферма-Вебера [4]).
В данной работе мы применяем по-
нятие геометрической медианы для раз-
работки медианных М1МО-фильтров,
предназначенных для фильтрации гипер-
спектральных изображений.
Субоптимальный взвешенный век-
тор Фреше.
С точки зрения вычислений лучше
сократить область поиска с R* до конеч-
ного набора D=|x‘,x2,...,xA,J cR*.В этом
случае мы получаем новое определение
векторной медианы Фреше.
Оптимальная взвешенная медиана
Фреше, связанная с метрикой р(х,у) это
вектор copl g {x‘,x2,...,xwJ, который ми-
нимизирует СФФ на сокращенной поис-
ковой области Dc|x1,x2,...,xN}cR*
= FrechMedp (х1, х2,..., xw ) = argmin £ w:p (с, х‘).
ceD ,=|
Пример 1. Если наблюдаемые дан-
ные - это вещественные числа, то есть
x1,x2,...,xwgR, функция расстояния это
сити метрика р(х, у) = рх (х, у) = |х - у|,
тогда оптимальными точкой и медианой
Фреше (1) и (2) для точек x’,x2,...,xw G R
будут следующие величины
^«FrechPt^ (xI,x2,...,xN) = argmin£|c-x’j,
1=1
сор, = FrechMed^ (х1,х2,...,х") = argmin £ |с - х‘ I =
ceD f=]
= Med(x',x2,...,xw).
Пример 2. Если наблюдаемые дан-
ные - это векторы, то есть
х1,х2,...,хЛГ g RA функция расстояния это
сити-метрика р(х,у) = рх(х,у), то точкой
и медианой Фреше (1) и (2) для векторов
x*,x2,...,xwg R* будут
243
~ FrechPtp| (x1, x2,x'v) = arg min £|| c - x j|,,
/=1
^«FrechMed,. (x',x2,...,xv)=argmin£||c-x' ||,=
cgD /=(
= VecMed(x',x2,...,xAJ.
Пример 3. Если наблюдаемые дан-
ные - это векторы, то есть
x',x2,...,x'vе R* функция расстояния это
Евклидово расстояние
р(х,у) = р2(х,у)=}|х-у||2, то точкой и ме-
дианой Фреше (1) и (2) для векторов
x',x2,...,x'v е RA будут точка и медиана
Фреше, связанные с квадратичной метри-
кой /Э2(х,у), соответственно
“ FrechPt/?2 (х1, х2,x v) = arg min £|| с - х'’ ||2,
/=|
Л'
= FrechMedp^ (х1, х2,...,хЛ) = argmin^||с - х' ||,,
Медианный фильтр Фреше.
Мы считаем, что шум изображения
описывается как
f Mcoi (х) = Sa/™/ (х) +1] Мсо1 (х), где Sa/™/ (х)
это оригинальное К -канальное изобра-
жение Sa/™/ (х) = (5, (х),52 (х),..., SK (х)) И
Па/™/(х) обозначает К-канальный шум
Йл/™/(х) = (П1(х),Т|2(х),...,Т|к(х)), который
вводится в изображение Saw(x) для полу-
чения искаженного изображения
f л/™/(х) = (./; (х), /; (х),..., fK (х)). Здесь,
х = (Л У) G Z2 - это двухмерное простран-
ство, которое принадлежит к области
изображения и представляет собой ме-
стоположение пикселей. Целью повыше-
ния качества изображения является
уменьшение шума на столько, на сколько
это возможно или поиск метода, который,
из данного Sa/™/(x), получает изображе-
ние Sm™/(x) максимально близкое к ори-
гиналу Sm™/(x) согласно подходящему
критерию оптимальности. В двухмерном
стандартном линейном изображении ме-
дианный фильтр с квадратным окном
ГМ.. +'п +' размера
М = (2г + 1)х(2г + 1), расположенным в
(/,/), заменяет центральный пиксель
средним значением:
Sa/™/ (/, /) = Mean < f мс<>1 (m, n)I,
(м,й)еА/((1П L J
где Sa/™/(z,j) - это отфильтрованное
изображение, это
I J (w,Z7)G/V/(/ /}
блок изображения фиксированного раз-
мера N, извлеченный из Га/™/ движу-
щимся окном М,. в позиции (/,/),
Mean означает усредняющий оператор.
Если этот фильтр изменяется следующим
образом:
S/Wco/ У) - FrechPtlf а/™/(М)1,
(kj)EM(i.j) I J
&Мсо1 (1) j) - FrechMedlf Meo! (Jt, /) f
(A./)eA/(/./) I J
то он превращается в пару MI МО-
фильтров Фреше.
Эксперименты.
Обобщенный вектор агрегации
фильтрации был применен к зашумлен-
ному изображению «Собака» размера
256x256 (рис. 3). Мы использовали окно
размера 3x3. «Очищенные» изображения
показаны на рис. 4-6. Все фильтры имеют
очень хорошие «очищающие» парамет-
ры.
244
Рис. 3 Оригинальное изображение
а) Зашумленное изображение, б) Медианная фильтрация, в) Медианная фильтрация Фреше,
PSNR = 21.83 PSNR = 28.293 PSNR = 32.524
Рис. 4 Зашумленное (шум: “СоЛЬ-Перец”) и отфильтрованное изображения
а) Зашумленное изображение, б) Медианная фильтрация, в) Медианная фильтрация Фреше,
PSNR= 17.189 PSNR= 19.046 PSNR = 21.831
Рис. 5 Зашумленное (шум: “ГауССОВСКИЙ”) и отфильтрованное изображения
а) Зашумленное изображение, б) Медианная фильтрация, в) Медианная фильтрация Фреше,
PSNR = 28.24 PSNR = 27.772 PSNR = 30.681
Рис. 6 Зашумленное (шум: “Лаплассовский”) и отфильтрованное изображения
245
Заключение
В данной работе представлен новый
класс нелинейных обобщенных вектор-
нозначных фильтров (медианные филь-
тры или фильтры Фреше) для многока-
нальной обработки изображений. Эти
фильтры основаны на произвольной паре
агрегационных операторов, которые мо-
гут меняться независимо друг от друга.
Для каждой пары параметров мы получа-
ем уникальный класс новых нелинейных
фильтров. Главная цель данной работы
показать, что обобщенное среднее агре-
гирование Фреше может быть использо-
вано для решения проблем фильтрации
изображений естественным и эффектив-
ным образом.
Благодарности.
Эта работа была поддержана гран-
тами RFBR № 13-07-12168, RFBR
№ 13-07-00785 и грантом MES RF
№218-03-167.
Библиографический список:
1. Frechet М. Les elements
aleatoires de nature quelconque dans un
espace distancie. Ann. Inst. H. Poincare,
1948, vol. .10, No 3, pp. 215-310.
2. Bajaj C. Proving geometric algo-
rithms nonsolvability: An application of fac-
toring polynomials. Jomal of Symbolic
Computaton, 1986, No. 2, pp. 99-102.
3. Bajaj C. The algebraic degree of
geometric optimization problems. Discrete
and Computation Geometry, 1988, No. 3,
pp. 177-191.
4. Chandrasekaran R., Tamir F.
Algebraic optimization: The Fermat-Weber
problem. Mathe-matical Programming,
1990, 46, pp. 219-224,
5. J. Astola, P. Haavisto, and
Y. Neuvo, “Vector median filters,” Proc.
IEEE, vol. 78, pp. 678-689, Apr. 1990.
6. K. Tang, J. Astola, and Y. Neuvo,
“Nonlinear multivariate image filtering
techniques,” IEEE Trans. Image Processing,
vol. 4, pp. 788-798, 1996.
References:
1. Frechet M. Les elements
aleatoires de nature quelconque dans un
espace distancie. Ann. Inst. H. Poincare,
1948, vol. .10, No 3,pp. 215-310.
2. Bajaj C. Proving geometric algo-
rithms nonsolvability: An application of fac-
toring polynomials. Jomal of Symbolic
Computaton, 1986, No. 2, pp. 99-102.
3. Bajaj C. The algebraic degree of
geometric optimization problems. Discrete
and Computation Geometry, 1988, No. 3,
pp. 177-191.
4. Chandrasekaran R., Tamir F.
Algebraic optimization: The Fermat-Weber
problem. Mathe-matical Programming,
1990, 46, pp. 219-224,
5. J. Astola, P. Haavisto, and
Y. Neuvo, “Vector median filters,” Proc.
IEEE, vol. 78, pp. 678-689, Apr. 1990.
6. K. Tang, J. Astola, and Y. Neuvo,
“Nonlinear multivariate image filtering
techniques,” IEEE Trans. Image Processing,
vol. 4, pp. 788-798, 1996.
MEDIAN FILTERS FRESHE FOR THE FILTRATION
OF HYPERSPECTRAL IMAGES
©2015 A.V. Martyanova1’2, V.G. Labunets2
1 Academician Semikhatov Scientific-production Association of Automatics,
Yekaterinburg
2 Ural Federal University, Yekaterinburg
The methods using vector median filtrations (Frege-filtration) for multispectral processing of images. The ba-
sis of the method - minimisation of distances of one-dimensional data. The article describes the methods of struggle
against noise and the results of mathematical modeling.
Key words: Nonlinear filters, hyperspectral images processing
246
Информация об авторах:
Мартьянова Анна Викторовна, аспирант кафедры теоретических основ радиотех-
ники, УрФУ, 620 002, Россия, г. Екатеринбург, ул. Мира, 19. Инженер-конструктор 2 кате-
гории ОАО "Научно-производственное объединение автоматики имени академика
Н.А. Семихатова", 620 075, Россия, г. Екатеринбург, ул. Мамина-Сибиряка, 145, т. 8-902-
2679623. kurzinaav@gmail.com.
. Область научных интересов: обработка изображений, распознавание образов.
Лабунец Валерий Григорьевич, профессор, д.т.н., профессор кафедры теоретиче-
ских основ радиотехники, УрФУ, 620 002, Россия, г. Екатеринбург, ул. Мира, 19,
vlabunets05@vahoo.com.
Область научных интересов: алгебраическая теория распознавания образов, кванто-
вые компьютеры, квантовая теория сигналов и систем, цифровая обработка сигналов и
изображений, криптография, радиолокационные станции с синтезированной апертурой.
Martyanova Anna Viktorovna, Design Engineer, Academician Semikhatov Scientific-
production Association of Automatics, post-graduate student of Theoretical bases of a radio en-
gineering of Ural Federal University, kurzinaav@gmail.com, tel.: 8-902-2679623.
Area of research:.
Labunets Valery Grigorievich, professor, doctor of technical sciences, professor of Theo-
retical bases of a radio engineering, Ural Federal University, 620 002, Russia, Yekaterinburg,
Mira, 19, vlabunets05@vahoo.com.
Area of research: The algebraic theory of recognition of images, quantum computers, the
quantum theory of signals and systems, digital processing of signals and images, cryptography,
radar stations with the synthesised aperture.
247
УДК 533.9.01
ОПРЕДЕЛЕНИЕ СТРУКТУРЫ И ВАРИАЦИИ МАГНИТНОГО ПОЛЯ ЗЕМЛИ
ПО ПОЛЯРИЗАЦИОННЫМ ХАРАКТЕРИСТИКАМ ПОЛЯРНЫХ СИЯНИЙ
©2015 Ю.В. Пузанов, С.И. Ренский, К.С. Мозгов, В.А. Шувалов
ОАО «Научно-производственная корпорация «Системы прецизионного
приборостроения» (ОАО «НПК «СПП»), г. Москва
Магнитное поле Земли имеет огромное значение для существования жизни на планете, защищая её от
губительного воздействия космической радиации. В интересах глобального мониторинга магнитного поля
Земли следует искать новые возможности, в том числе косвенные методы, обеспечивающие измерения не
только вдоль трассы полета космического аппарата, но и в более широкой области околоземного простран-
ства. Сияние авроры на длине волны линии кислорода 630 нм частично поляризовано. Предлагается прове-
дение измерений с помощью фотополяриметра, размещенного на борту космического аппарата. Учитывая
зависимость поляризации авроры от магнитного поля оказывается возможным обнаружение конфигурации
и построение актуальной карты магнитного поля Земли.
Ключевые слова: магнитное поле Земли, верхняя атмосфера, поляризация
Магнитное поле Земли имеет
огромное значение для существования
жизни на планете, защищая её от губи-
тельного воздействия космической ради-
ации. Существуют различные наземные и
космические методы измерения магнит-
ного поля. Как правило, это измерения
непосредственно в точке расположения
прибора, использующие различного вида
магнитометры. В интересах глобального
мониторинга магнитного поля Земли сле-
дует искать новые возможности, в том
числе косвенные методы, обеспечиваю-
щие измерения не только вдоль трассы
полета космического аппарата, но и в бо-
лее широкой области околоземного про-
странства.
Недавно обнаружено, что свечение
полярных сияний в оптическом диапа-
зоне частично поляризовано. Совместные
работы были проведены в лаборатории
Планетологии (Гренобль, Франция) и в
университете Осло (Норвегия) [1]. В те-
чение зим 2006-2007 г.г. и 2007-2008 г.г.
для изучения свечения верхней атмосфе-
ры использовался специальный телескоп,
размещенный в обсерватории Kjell
Henriksen на Шпицбергене. С помощью
спектрофотополяриметра было обнару-
жено, что сияние авроры на длине волны
линии кислорода 630 нм частично поля-
ризовано. Авторы работы [1] объяснили
поляризацию анизотропией, возникаю-
щей вследствие формирования направ-
ленного потока заряженных частиц в
магнитном поле Земли. Таким образом,
поляризация оптического излучения мо-
жет служить косвенным средством для
дистанционного изучения структуры и
динамики изменения магнитного поля
Земли. Наличие поляризации в свечении
полярных сияний было подтверждено ис-
следованиями на полярной базе Polish
Homsund зимой 2010-2011 г.г. [2].
В связи с этим актуальной и инте-
ресной задачей представляется проведе-
ние космического эксперимента, в кото-
ром спектрополяриметр будет размещен
на борту космического аппарата. В ходе
эксперимента предполагается обосновать
возможность построения гло