Компьютерное моделирование системы наведения взаимодействующих терминалов лазерной космической связи

• Автор: Артёмов, Александр Григорьевич
• Шифр специальности: 05.11.07
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2006
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 81 с. : ил.

Диссертация выполнена в отделе 204 ФГУП «НИИ прецизионного приборостроения» Федерального космического агентства

Научный руководитель — кандидат физико-математических наук В.Н. Григорьев

Список рисунков

Актуальность темы

Постановка задачи

Глава 1. Компьютерная модель и ее возможности

1.1. Краткая история создания и развития модели

1.2. Моделируемые объекты

1.3. Устройство модели

1.4 Расчет мощности излучения на входе в оптическую систему

1.5. Модуль скоростного привода
1.6 Модуль квадрантных пеленгаторов с фотоприемниками
1.7 Модуль матричного пеленгатора
1.8 Модуль быстродействующего направляющего зеркала
1.9 Модуль движения космических аппаратов по орбитам
1.10 Генератор случайных чисел с нормальным законом распределения..47 2. Исследования с использованием модели
2.1. Выбор мощности маяка
2.2 Вхождение в связь (МКС-НП)
2.3. Процедура вхождения в связь для линии «НКА-ГКА»
2.4. Возможность использования на линии «НКА - наземный пункт» терминала НКА, предназначенного для связи с ГКА
2.5. Проблема удержания информационного луча на терминале абонента 68 Заключение
Основные результаты и выводы
Положения, выносимые на защиту
Публикации по теме диссертации
Использованная литература

Приложение
Фрагмент листинга программы
СПИСОК РИСУНКОВ
Рис. 1 Канал лазерной космической связи проекта SILEX
Рис. 2 Общий вид оптического модуля
Рис. 3 Система наведения терминала лазерной космической связи
Рис. 4 Ошибки наведения
Рис. 5 Структурная схема скоростного привода (одна ось)
Рис. 6 Отработка уставки скорости
Рис. 7 Вращение координатной системы ОПУ
Рис. 8 Траектории направления оси телескопа при наклоне азимутальной оси
30 и минус 60 градусов
Рис. 9 Траектория направления оси телескопа при наклоне азимутальной оси
60 градусов
Рис. 10 Возмущающие моменты от разворота телескопов
Рис. 11 Импульсы моментов от разворота телескопов
Рис. 12 Структурная схема квадрантного пеленгатора захвата
Рис. 13 Сигнал пеленгатора при движении пятна и сильном сигнале
Рис. 14 Сигнал пеленгатора при движении пятна и слабом сигнале
Рис. 15 Распределение мощности пучка по расчетной области
Рис. 16 Модель матричного пеленгатора
Рис. 17 Ошибка слежения в грубом контуре при использовании матричного
пеленгатора
Рис. 18 Структурная схема контура управления зеркалом
Рис. 19 Схема орбитального движения двух космических аппаратов

2. Исследования с использованием модели
2.1. Выбор мощности маяка
Одной из первых задач моделирования было исследование влияния мощности маяка на протекание процесса захвата и на ошибку последующего слежения. Было ясно, что увеличение мощности, с одной стороны, позволяет быстрее захватывать маяк абонента и быстрее уменьшать рассогласование, а также уменьшает ошибку слежения, но с другой стороны, это увеличение мощности может уменьшить срок службы маяка. Таким образом, хотелось экспериментально (на модели) установить минимально необходимую мощность маяка.
Для исследования была выбрана диаграмма направленности маяков обоих терминалов 3 угловые минуты (по уровню 1/е2). Длина трассы составляла 45400 км, что является максимальным значением для рассматриваемой конфигурации линии связи. Рассматривался вариант конструкции терминала с квадрантными пеленгаторами. Предполагалось также, что исходное рассогласование линии визирования не выходит за пределы поля зрения пеленгаторов захвата.
Результаты моделирования для терминала на низкоорбитальном космическом аппарате приведены на Рис. 21, из которого видно, что при мощности 0.5 Вт захвата просто не происходит. Объясняется это крайне низкой мощностью сигнала на пеленгаторе — около 5 пиковатт, что в четыре раза его нижнего предала чувствительности. При удвоении мощности маяка захват происходит, но ошибка слежения остается недопустимо высокой. И только когда мощность маяка достигает 2 Вт (уровень нижнего порога чувствительности пеленгатора), среднеквадратичная ошибка слежения в грубом контуре снижается до 5 мкрад. При мощности маяка 4 Вт, эта ошибка уже не превышает 2 мкрад.