Усовершенствование космических аппаратов дистанционного зондирования или связи

Усовершенствование космических аппаратов дистанционного зондирования или связи

Реферат

 

Изобретение относится к космическим аппаратам. Техническим результатом является улучшение функциональных характеристик. Сущность изобретения заключается в размещении образующего антенну элемента в плоскости, проходящей через центр Земли, например, в плоскости орбиты космического аппарата. Антенну (антенны) размещают на обеих сторонах элемента (11). Высота образующего антенну элемента (11) превышает его размер в направлении полета космического аппарата, благодаря чему данный космический аппарат естественным образом стабилизируется с использованием гравитационного градиента. Ячейки (13) солнечной батареи размещают на образующем антенну элементе (11) со стороны, повернутой к Солнцу в 6 часов и в 18 часов по местному времени на солнечно-синхронной орбите. Образующий антенну элемент (11) состоит из множества висящих на шарнирах панелей (14), на которых размещены средства фазового управления принимаемыми или передаваемыми электромагнитными волнами, причем эти средства состоят из множества датчиков приема сигналов навигационной системы GPS, размещенных на вышеупомянутых панелях (14) и позволяющих проводить измерение и последующую компенсацию, при помощи упомянутых фазовращателей, деформаций вышеупомянутого элемента. Во время запуска панели складываются в удлиненную цилиндрическую оболочку, расположенную вдоль продольной оси ракеты-носителя и оснащенную пиротехническим отсоединителем, обеспечивающим развертывание панелей. На орбите данная оболочка образовывает аппаратурный модуль, объединяющий все блоки оборудования, отличные от панелей. 41 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к космическим аппаратам. Далее в тексте описания изобретение будет раскрыто на примере космического аппарата дистанционного зондирования, оснащенного радиолокационной аппаратурой наблюдения.

Из описания будет понятно, что оно может быть с равным успехом применено и к спутникам связи.

Кроме того, изобретение описывается на примере спутника, находящегося на околоземной орбите. Тем не менее, оно может быть применено и для других небесных тел.

Описание уровня техники Как показано на фиг.1-3, космический аппарат с радиолокационной аппаратурой содержит прямоугольную плоскую антенну 1, аппаратурный модуль 2 и панели 3 солнечной батареи.

Панели 3 солнечной батареи ориентируются по направлению к солнцу S, а антенна 1 ориентируется в направлении Земли Т и формирует изображения в стороне от вектора скорости V космического аппарата ( прим.: РЛС бокового обзора).

Далее приведены различные характеристики космических аппаратов такого типа.

Размеры антенны радиолокационной системы Размер антенны 1 в направлении вектора скорости V ИСЗ, т.е. ее длина на фиг. 3, непосредственно определяет разрешающую способность изображений вдоль той же самой оси (азимутальное или доплеровское разрешение), причем соотношение, связывающее длину антенны и разрешение, составляет от 1,1 до 2.

Высота Н антенны 1 перпендикулярно вектору скорости V ИСЗ прямо пропорционально связана с полосой захвата изображения (шириной изображения на земной поверхности в направлении, перпендикулярном вектору скорости), максимальным углом падения (углом между линией визирования и вертикалью из наблюдаемой точки на земной поверхности) и высотой, а также обратно пропорционально связана с длиной L. Кроме того, для данных значений приведенных параметров высота прямо пропорциональна длине волны радиолокационной системы (РЛС).

Соответственно, в РЛС с низким разрешением (<10м) используются антенны, вытянутые вдоль вектора скорости ИСЗ (L=15 м, Н=1,5м в случае ИСЗ RADARSAT), а в радиолокационных системах высокого разрешения (<5 м ) высота Н намного превышает длину L, особенно в случае работы на низких частотах (в L- или S -диапазоне) или при работе на нескольких частотах с антеннами, надставленными друг над другом по высоте Н.

Наклонение вдоль оси вращения Как показано на фиг.3, поворот линии визирования луча антенны 1 вокруг оси вращения (roll, крена) ИСЗ позволяет получать изображения участков местности, более или менее удаленных от вертикальной линии, проходящей через ИСЗ (покрытие диапазона углов падения). Такой поворот в настоящее время обеспечивается путем электронного сканирования в пределах между двумя углами падения i min и i max, причем для ограничения диапазона сканирования и высоты антенны 1 последняя ориентируется таким образом, что ее нормаль N нацелена по медиане сектора углов падения. Угол наклона по оси вращения обычно составляет 30^o.

Мощность и местное время пересечения экватора В отличие от дистанционного зондирования с использованием оптических систем наблюдения, при дистанционном зондировании с применением радиолокационных систем не выдвигается никаких конкретных требований к освещенности Солнцем наблюдаемого участка на земной поверхности. С другой стороны, при радиолокационном наблюдении происходит существенный расход электроэнергии космического аппарата. Все это приводит к необходимости выведения ИСЗ на солнечно-синхронную орбиту с местным временем (пересечения экватора) 6 ч (в восходящем узле) или 18 ч (в нисходящем узле), что позволяет панелям 3 солнечной батареи космического аппарата оставаться освещенными Солнцем и вырабатывать электроэнергию практически непрерывно (солнечные батареи мало находятся в тени Земли, в отличие от орбит с дневным местным временем (пересечения экватора), используемых для выведения космических аппаратов дистанционного зондирования с оптической аппаратурой (фиг.1).

Мощности солнечной батареи, состоящей из панелей 3, обычно не достаточно для питания бортовой РЛС. На спутнике также устанавливаются аккумуляторные батареи, из которых черпает энергию бортовая РЛС. Эти аккумуляторные батареи подзаряжаются, когда РЛС не работает.

Отметим, что такой подход является также результатом того, что спутники с радиолокационной съемочной аппаратурой используют аппаратурные модули, которые не разрабатываются для них специально и поэтому являются совместимыми с дневными орбитами, на которых требуются большие солнечные батареи, приспособленные для выработки электроэнергии при длительном нахождении в тени Земли.

Стабильность размеров и положения Для нормальной работы антенна 1 должна оставаться плоской и сохранять точную ориентацию оси N, нормальной ее поверхности. Обычный подход заключается в наложении строгих требований к механической стабильности размеров при сборке антенны 1 и аппаратурного модуля 2, а также в оснащении космического аппарата системой ориентации аппаратурного модуля 2, обеспечивающего выполнение требований по наведению антенны.

В недавнем времени было предложено в случае использования антенн 1 с электронным сканированием ослаблять требования к плоскости поверхности и положению антенной панели и управлять фазовращателями антенных элементов, составляющих антенну 1, для восстановления правильно ориентированного идеального фронта волны. Это позволяет снизить конструктивные ограничения, налагаемые на космический аппарат и антенну, а система управления модулем 2 может быть относительно грубой.

Данный принцип децентрализованной адаптации на уровне антенны 1 основывается, по существу, на возможности измерения ее отклонений по плоскости поверхности и ориентации относительно ее средней плоскости.

Тем не менее, до сих пор предлагавшиеся подходы, основанные на использовании датчиков деформаций или плоскостных датчиков (особенно оптических датчиков), не являлись полностью удовлетворительными. Более того, они не позволяют измерять положение опорной рамы антенны 1, которое измеряется относительно аппаратурного модуля или измеряется при помощи датчиков абсолютного положения, установленных на антенне 1.

Независимо от того, как может развиваться техника децентрализованной адаптации, система ориентации аппаратурного модуля 2 по-прежнему остается ответственной за поддержание опорного положения антенны 1. В частности, ось вдоль большего габаритного размера (наименьшей инерции) должна выравниваться с вектором скорости (с длиной L для радиолокационных систем низкого разрешения) или перпендикулярно вектору скорости с углом вращения, как было описано ранее (размер Н для РЛС высокого разрешения), таким, что аппаратурный модуль может непрерывно компенсировать возникающие гравитационные моменты. Эта компенсация достигается непрерывным приложением моментов от системы ориентации, а также минимальной механической жесткостью космического аппарата, в целом, и механизмов развертывания антенны для передачи этих моментов. Отметим также, что наличие аппаратурного модуля 2 вносит свои собственные ограничения на инерцию и, при действии солнечного давления на панели 3 солнечной батареи, - другое распределение моментов.

Краткое изложение сущности изобретения Изобретение используется на космических аппаратах нового типа, в частности на космических аппаратах дистанционного зондирования Земли и связи.

Одной целью настоящего изобретения является разработка космического аппарата с улучшенной чувствительностью по сравнению с известными космическими аппаратами, обеспечивающего лучшие функциональные характеристики с точки зрения доступности и повторяемости.

Другой целью настоящего изобретения является разработка космического аппарата упрощенной конструкции, позволяющего, в частности, значительно снизить стоимость антенны, средства вывода и аппаратурного модуля при повышении надежности и продолжительности функционирования.

Для этого в изобретении предложен низкоорбитальный космический аппарат дистанционного зондирования Земли или связи, содержащий плоский, как правило, образующий антенну элемент, и отличающийся тем, что образующий антенну элемент лежит, по существу, в плоскости, проходящей через центр Земли, например в орбитальной плоскости космического аппарата.

В соответствии с другой независимой особенностью в изобретении предложен космический аппарат, который содержит солнечную батарею и ячейки солнечной батареи, установленные на образующем антенну элементе.

Предложенный в изобретении космический аппарат, преимущественно, выполняется так, чтобы высота образующего антенну элемента, определяемая размером вдоль гравитационной оси, превышала размер, перпендикулярный этой оси, в результате чего вышеупомянутый космический аппарат естественным образом стабилизировался по осям вращения и тангажа при помощи гравитационного градиента.

В частности, образующий антенну элемент частично, хотя и не обязательно, может состоять из пустой части, не выполняющей функций антенны, которая способствует естественной стабилизации вышеупомянутого космического аппарата по осям вращения и тангажа посредством гравитационного градиента.

В соответствии с одной независимой особенностью в изобретении предлагается космический аппарат дистанционного зондирования или связи, содержащий плоский, как правило, образующий антенну элемент, отличающийся тем, что образующий антенну элемент имеет деформируемую геометрию и содержит средства управления принимаемой или передаваемой электромагнитной волной, распределенные по его поверхности, а также тем, что он содержит множество датчиков положения и/или деформации и/или неровностей, распределенных по вышеупомянутому образующему антенну элементу и обеспечивающих измерение деформаций и/или неровностей с их последующей компенсацией при помощи управляющего средства.

Датчики предпочтительно являются земными или спутниковыми датчиками радиоместоопределения, например датчиками приема сигналов системы GPS, которые позволяют также измерять ошибки абсолютного положения с их последующей компенсацией при помощи управляющего средства.

В соответствии с другой, также независимой особенностью в изобретении предложена стартовая ступень космического аппарата дистанционного зондирования или связи, включающая по меньшей мере один плоский элемент, собранный из множества панелей, шарнирно связанных друг с другом, типа образующего антенну элемента, а также целевых аппаратурных блоков или служебных аппаратурных блоков, отличающаяся тем, что вышеупомянутый космический аппарат содержит поддерживающую оболочку, внутри которой во время запуска укладываются аппаратурные блоки и панели и которая оснащена пиротехническим отделителем, пиротехническим патроном для развертывания панелей.

В соответствии с первым предпочтительным вариантом воплощения изобретения поддерживающая оболочка состоит из двух полуоболочек, одна из которых объединена с различными служебными и целевыми аппаратурными блоками, а на другой размещен пиротехнический отделитель, представляющий собой отделитель с двумя створками, взрыв которого очерчивает и выбрасывает две створки, которые затем удерживаются открытыми при помощи двух шарниров, расположенных вдоль границы раздела с первой полуоболочкой, в результате чего панели могут быть уложены при запуске в корпус, образованный между оболочками, а затем развернуты только с одной стороны космического аппарата при помощи отделителя.

В соответствии с другим возможным вариантом воплощения изобретения поддерживающая оболочка составлена из двух полуоболочек, собранных на срединной части, причем срединная часть объединяет различные целевые и служебные аппаратурные блоки, а на каждой из полуоболочек установлен пиротехнический отделитель, представляющий собой отделитель с двумя створками, взрыв которого очерчивает и выбрасывает две створки, которые затем удерживаются открытыми при помощи двух шарниров, расположенных на той же полуоболочке и размещенных вдоль границы раздела со срединной частью, в результате чего панели могут быть уложены при запуске в два корпуса, образующиеся между каждой из боковых оболочек и срединной частью, а затем развернуты с каждой стороны космического аппарата при помощи соответствующего отделителя.

Космический аппарат, имеющий различные приведенные выше признаки по отдельности или в совокупности, предпочтительно выполняется при помощи различных приведенных далее признаков, также взятых по отдельности или в любой из технически выполнимых комбинаций: - образующий антенну элемент выполняет антенные функции обеими своими сторонами; - одна часть образующего антенну элемента не содержит ячеек солнечной батареи и действует как антенна с обеих сторон; - он (космический аппарат) содержит средство для дифференциальной обработки фазовых измерений по сигналам радиоместоопределения, поступающим с каждого датчика, для измерения относительного положения датчиков и абсолютной ориентации средней плоскости, заданной датчиками; - он содержит аппаратурный модуль, пересекающий плоскость орбиты, а образующий антенну элемент размещен только с одной стороны вышеупомянутого аппаратурного модуля; - он содержит аппаратурный модуль, пересекающий плоскость орбиты, а образующий антенну элемент простирается по обе стороны от аппаратурного модуля; - две части образующего антенну элемента находятся в двух различных плоскостях, пересечение которых проходит через центр Земли; - он содержит аппаратурный модуль, центр масс которого находится на кратчайшей оси инерции образующего антенну элемента, в результате чего усиливается естественное уравновешивание, обусловленное гравитационным градиентом вдоль местной вертикали образующего антенну элемента, и в результате чего снижаются моменты солнечного давления на космический аппарат; - для антенны или антенн элемента обеспечивается минимальное маскирование аппаратурным модулем, а для датчиков радиоместоопределения обеспечивается минимальный угловой сдвиг направления приема сигналов радиоместоопределения относительно нормали к элементу среди угловых сдвигов, при которых не возникает многолучевости из-за отражений от модуля и за пределами которых сигналы игнорируются; - ячейки солнечной батареи покрывают энергетические требования по меньшей мере одной антенны образующего антенну элемента; - часть образующего антенну элемента не выполняет антенных функций и несет ячейки солнечной батареи; - ячейки солнечной батареи, покрывающие энергетические требования вышеупомянутой антенны, размещают на обратной стороне этой антенны и, хотя и не обязательно, на участках, не выполняющих антенные функции, на любой из сторон вышеупомянутой антенны; - ячейки солнечной батареи образующего антенну элемента покрывают энергетические требования последнего; - часть частей, не выполняющих антенные функции и несущих ячейки солнечной батареи, обеспечивают по меньшей мере выработку энергии для аппаратурного модуля, когда ИСЗ не находится в тени Земли; - антенна отличается решеткой из связанных электронных поверхностных элементов, выполненных непосредственно в виде блока из одной или нескольких ячеек солнечной батареи; - блок ячеек солнечной батареи находится непосредственно на лицевой панели поверхностного элемента; - ячейки солнечной батареи являются ячейками, использующими арсенид-галлиевые или кремниевые структуры; - образующий антенну элемент содержит множество различных антенн, работающих на одной или на разных частотах и надставленных друг над другом вдоль гравитационной оси; - образующий антенну элемент содержит две антенны на одну частоту, позволяющие проводить интерферометрические радиолокационные дистанционные наблюдения, причем эти антенны разнесены по местной вертикальной оси; - во время запуска панели сложены и прижаты к плите, к которой они прикрепляются при помощи стяжек; - в одной по меньшей мере втулке выполнен проход для стяжки для ее крепления к плите, проходя через каждую панель; - кратчайшая ось инерции поддерживающей оболочки и различных панелей при запуске ориентирована вдоль оси средства вывода, а ось развертывания перпендикулярна оси средства вывода; - внешняя форма поддерживающей оболочки в стартовой ступени выбирается с учетом аэродинамических требований для того, чтобы заменить обтекатель полезной нагрузки; - поддерживающая оболочка, а также блоки целевого и служебного оборудования составляют аппаратурный модуль, причем кратчайшая ось инерции последнего параллельна плоскости орбиты; - развертывание осуществляется в вертикальном направлении; - панель имеет многослойную структуру, включающую необязательный обтекатель, излучающую панель, промежуточную конструкцию NIDA (торговый знак), содержащую электронное оборудование, необязательный слой тепловой защиты, плиту, на которой установлены ячейки солнечной батареи и/или излучающие элементы, кроме того, панель содержит ребра жесткости, предусмотренные в промежуточной конструкции для поддержки плиты или плит, на которых установлены ячейки солнечной батареи и/или излучающие элементы; - втулка размещена вблизи пересечения двух ребер жесткости; - все участки элемента, отличающиеся по своим антенным функциям, либо отличающиеся наличием или отсутствием антенных функций, расположены вдоль оси развертывания панелей с тем, чтобы каждая из панелей имела высокий уровень функциональной однородности; - питание высокочастотной распределительной системы осуществляется по гирляндной схеме со стороны образующего антенну элемента, противоположной небесному телу, вокруг которого движется по орбите космический аппарат, причем кабель гирляндной схемы составляет часть необходимых линий задержки; - на спутнике по высоте антенны имеется решетка точек для управления углом места диаграммы антенны, причем элементарная диаграмма по углу места части антенны, связанная с каждой точкой управления, ориентирована фиксированным образом для покрытия диаграммы падения (incidence envelope), а расстояние между этими точками по высоте Н выбирается таким, чтобы боковые лепестки решетки существовали во время переориентации основного лепестка в отношении направления, в котором наведена элементарная диаграмма, но модуляция коэффициента усиления этих боковых лепестков, вызванная элементарной диаграммой, гарантировала весьма низкий коэффициент усиления для тех лепестков, которые могут оказаться направленными к Земле, и поддерживала минимальный коэффициент усиления основного лепестка; - элементарный участок антенны, связанный с каждой точкой управления, составлен параллельной группировкой из общей точки управления и в направлении высоты множества излучающих элементов, а также в направлении, в котором между излучающими элементами одной точки управления вводится постоянный профиль сдвига фазы с фиксированным линейным изменением.

Другие признаки и преимущества изобретения далее раскрываются с использованием описания, играющего исключительно иллюстративную и неограничивающую роль.

Краткое описание чертежей Фиг.1 - схематическое изображение космического аппарата в соответствии с ранее описанным известным уровнем техники; фиг. 2 - иллюстрация ориентации космического аппарата, согласно фиг.1, находящегося на солнечно-синхронной околоземной орбите с местным временем 6 ч/18 ч, в случае расположения антенны в плоскости орбиты; фиг. 3 - схематическое изображение ориентации антенны космического аппарата, показанного на фиг.1 и 2; фиг. 4 - схематический вид сбоку одного варианта воплощения космического аппарата в соответствии с изобретением в случае его размещения на солнечно-синхронной орбите с местным временем 6 ч /18 ч и ориентации антенны в плоскости орбиты; фиг.5 - вид спереди космического аппарата, показанного на фиг.4; фиг. 6 - сечение по углу места (в вертикальной плоскости) диаграммы направленности участка элементарной антенны, связанного с точкой управления; фиг. 7 иллюстрирует один возможный вариант воплощения для получения диаграммы, представленной на фиг.6; фиг. 8 - перспективный вид одного варианта реализации космического аппарата в соответствии с изобретением; фиг. 9 - схематическое частичное поперечное сечение одного варианта реализации космического аппарата в соответствии с изобретением; фиг. 10 - схематический вид стартовой ступени космического аппарата, показанного на фиг.9; фиг.11 - поперечное сечение по линии XI-XI на фиг.10; фиг. 12 - поперечное сечение панели одного варианта реализации космического аппарата в соответствии с изобретением; фиг.13 - вид сверху панели, показанной на фиг.12; фиг.14 - поперечное сечение, иллюстрирующее детали панели, показанной на фиг.12 и 13.

Подробное описание изобретения На фиг. 4 и последующих чертежах ссылочный номер 12 обозначает аппаратурный модуль приведенного в описании космического аппарата, выполненного в соответствии с изобретением. Ссылочные номера 11 и 13, соответственно, обозначают образующий антенну элемент и ячейки солнечной батареи.

На чертежах показаны различные существенные особенности проиллюстрированного космического аппарата.

Орбита ИСЗ является низкой околоземной орбитой, а образующий антенну элемент 11 лежит практически в плоскости, проходящей через центр Земли (угол r вращения равен 90^o).

Возможно, антенна имеет возможность излучать с обеих сторон.

Высота Н элемента 11, определяемая как его размер по гравитационной оси, в действительности намного превышает его размер L в перпендикулярном направлении (направлении вектора скорости V на фиг.4 и 5, иллюстрирующих случай, в котором плоскость космического аппарата совпадает с плоскостью его орбиты) или выполнена в направлении высоты Н при помощи поверхности, не выполняющей функций антенны, возможно, частично полой, в результате чего космический аппарат естественным образом стабилизируется за счет гравитационного градиента.

Ячейки 13 солнечной батареи размещены на лицевой поверхности образующего антенну элемента 11, либо, возможно, на обеих поверхностях.

Точки управления амплитудой и фазой для передаваемых или принимаемых волн распределены по поверхности элемента 11.

Этот элемент можно выполнить в виде гибкой конструкции, любые деформации и погрешности абсолютной ориентации которой определяются на основе обработки фазовых измерений, выполняемых датчиками приема сигналов системы GPS, распределенными по ее поверхности, а затем компенсируются средством управления.

Приведенные особенности изобретения вместе с другими особенностями далее будут описаны более подробно.

Образующий антенну элемент 11 в плоскости низкой околоземной орбиты космического аппарата Выражение "низкая околоземная орбита" означает, что речь идет об орбите высотой менее 2000 км.

Для одного предназначенного диапазона значений угла падения электронное переориентирование луча по углу места, т.е. вокруг оси в плоскости антенны и перпендикулярной оси гравитации, должно быть увеличено по сравнению с антенной, выполненной в соответствии с известным уровнем техники; по сравнению с известным уровнем техники и с учетом заданных ограничений, заключающихся в том, что не должно быть боковых лепестков, связанных с решеткой излучающих элементов, это приводит к снижению расстояния между излучающими элементами (примерно до 0,5 длины волны вместо 0,7 длины волны).

Однако максимальный угол переориентирования антенны или антенн элемента 11 теперь в соответствии с изобретением соответствует минимальным расстояниям распространения (малые значения углов падения), что позволяет ослабить требование относительно низких потерь, обычно накладываемое на излучающие элементы с высоким углом переориентирования, и поэтому использовать известные технологии изготовления излучающих элементов, принятые для стандартной геометрии.

Кроме того, как показано в следующем разделе, предлагаемая конфигурация космического аппарата благодаря ее допускам к лепесткам управляющей цепи позволяет увеличить расстояние по высоте Н антенны между точками управления сечения по углу места диаграммы направленности антенны 2 или даже 2,5 , хотя в соответствии с известным уровнем техники антенна, наклоненная меньше, чем на 30^o или 35^o, ограничивается величиной порядка 0,7 . Результатом всего этого является ослабление электронной плотности по высоте с коэффициентом, достигающим 2/0,7, т.е. 2,85.

Возвращаясь к балансу радиолинии, необходимо отметить, что увеличение расстояния с углом падения теперь, в соответствии с изобретением, может быть компенсировано более чем достаточно за счет увеличения эффективной высоты антенны в направлении линии визирования (сокращение переориентирования). В частном случае радиолокационной системы измерительная чувствительность увеличивается прямо пропорционально углу падения, именно так, как это требуется для наблюдаемых геофизических явлений, тогда как в соответствии с известным уровнем техники обычно обеспечиваются профили с обратно пропорциональным соотношением.

По сравнению с антенной, соответствующей известному уровню техники, наклоненной на 30^o или 35^o, для получения заданного угла падения прежнего антенного луча и, следовательно, прежней эффективной высоты требуется высота антенны, увеличенная в пропорции, которая изменяется обратно пропорционально углу падения (всего 10% при угле 60^o). Для радиолокационной системы, в частности, расширение диапазона углов падения в направлении более высоких значений углов падения улучшает функциональные характеристики в смысле достигаемости и повторяемости (время, затрачиваемое спутником для того, чтобы требуемый район съемки оказался в поле зрения антенны, или для того, чтобы район оказался в поле зрения повторно), причем уравновешивание высоты антенны является весьма незначительным, в частности, в системах с высокими техническими характеристиками, обеспечивающих максимальный угол падения более 60^o Сложность, вес и стоимость антенной решетки (особенно в том случае, если она является активной антенной), в основном, определяется общим числом точек управления, видно, что предложенный способ является весьма предпочтительным, так как он позволяет сократить это число с соотношением, достигающим 2,85/1,1, т.е. приблизительно в 2,7 раз (для системы, работающей при высоких углах падения).

В отличие от известного уровня техники, элемент 11 имеет две лицевых поверхности с одинаковой геометрией, на которых размещены излучающие элементы антенны. За счет одновременного использования обеих лицевых поверхностей диапазон углов падения может быть удвоен для значительного выигрыша в функциональных характеристиках, которые, сохраняя очень хорошие показатели при покрытии высоких значений углов падения, становятся исключительными. Это может быть обеспечено только за счет удваивания излучающих элементов, используя в действительности прежнюю конструкцию, а также прежние блоки электронного оборудования, которые являются составной частью антенны с электронным сканированием. В соответствии с известным уровнем техники такое удвоение больших диапазонов углов падения требует использования двух антенн с двумя противоположными углами разворота.

Модуль 12 также может находиться в плоскости элемента 11, под антенной, например.

В данном случае элемент 11 предпочтительно включает на своем основании рядом с модулем 12 панель 14а, которая не выполняет антенных функций (фиг. 9), возможно, полую, одной из задач которой является предотвращение затенения поля зрения антенн, расположенных лицом к лицу (proper vis-a-vis) с аппаратурным модулем 12, при малых значениях углов падения.

Необходимо отметить, что изложенное ранее аналогичным образом применимо и для спутников связи.

На чертежах образующий антенну элемент 11 показан только с одной стороны аппаратурного модуля 12. В действительности этот элемент может простираться по обе стороны аппаратурного модуля 12, хотя наличие антенн под модулем 12 требует определенного расположения средств телеметрии.

Расположение точек управления антенны Расположение точек управления по высоте Н образующего антенну элемента 11 определяет структуру боковых лепестков управляющей цепи при переориентировании основного лепестка, т.е. полезного лепестка, по углу места. Коэффициенты полезного лепестка и боковых лепестков во время переориентирования модулируются фиксированной по углу места диаграммой излучения элементарного участка антенны, связанного с точкой управления.

На фиг. 6 показана смешанная диаграмма боковых лепестков и диаграмм элементарных участков антенны, получившаяся для обычной антенны (плоскость P с I которой соответствует углу поворота менее 30^o или 35^o), когда расстояние между точками управления снижено.

Диаграмма направленности элементарного участка антенны (сплошной лепесток DE на фиг.6) обеспечивает основной лепесток, нормальный плоскости антенны и ориентированный в требуемом секторе углов падения. Сегменты прямых линий, обозначенные стрелками, указывают положения боковых лепестков (LP) в отсутствие угла переориентирования основного лепестка относительно основной оси диаграммы направленности элементарного участка антенны, которая в данном случае перпендикулярна антенне. Сегменты пунктирных линий обозначают те же самые положения после переориентирования на угол . Без переориентирования боковые лепестки исключаются благодаря тому что они лежат в провалах диаграммы направленности элементарного участка антенны. Нежелательные лепестки и лепестки диаграммы направленности элементарного участка антенны близко приближаются друг к другу по мере увеличения расстояния между точками управления диаграммой вдоль антенны.

На фиг.6 показано также направление на Землю.

Для правильной работы должны выполняться два условия при сканировании угла в пределах сектора углов падения.

Для того, чтобы не было влияния на уровень неоднозначности, боковые лепестки не должны попадать на горизонт, либо, если это происходит, то коэффициент усиления боковых лепестков должен быть низким (от -30 до -40 дБ ниже коэффициента усиления в основном лепестке).

Для того, чтобы избежать влияния на энергетический баланс радиолинии коэффициент усиления в основном лепестке (показанный нулевым на чертеже) не должен сильно падать.

В случае известного уровня техники, если на космических аппаратах, антенны на которых имеют угол поворота менее 30^o или 35^o, путем выбора достаточно малого расстояния между точками управления не удается все же отвести боковые лепестки +1 и -1 непосредственно к плоскости антенны или под нее, то выхода из этой ситуации нет, так как рост значения ` очень быстро приводит к тому, что боковые лепестки с высоким коэффициентом усиления (+1, +2,...... ., +N) оказываются направленными на Землю.

С другой стороны, прежняя структура, показанная с прилегающими друг к другу боковыми лепестками и лепестком диаграммы направленности элементарного участка антенны, получается для антенны с новой геометрией, позволяющей разрешить создавшуюся проблему. В этом случае подмножество боковых лепестков с высоким коэффициентом усиления +1, +2, +n является мнимым, так как оно расположено с тыльной стороны антенны. Это приводит к тому, что поле зрения на поверхности Земли, соответствующее геометрии антенны, вплотную окружает поле зрения, в пределах которого получают изображение.

Кроме того, если эта геометрия антенны связана с остальной компоновкой, предложенной для космического аппарата, данные физические границы защиты от боковых лепестков продвигаются по направлению к фронту антенны, так как малые углы падения маскируются аппаратурным модулем 12 и при этом не образовываются неопределенности, благодаря тому что отраженный модулем сигнал принимается во время передачи.

При новой геометрии антенны достаточно убедиться, что боковой лепесток -1 не попадает на горизонт при переориентировании в направлении меньших значений углов падения и что этот лепесток совпадает с максимальным провалом коэффициента усиления в основном лепестке. Удерживая лепесток -1 на линии горизонта, сокращенное расстояние между точками управления фиксирует приемлемый нижний предел углов падения по отношению к лепестку 0.

При ориентировании диаграммы направленности элементарного участка антенны в среднее положение между линией горизонта и средним углом падения минимальный провал 3,7 дБ гарантируется при минимальном угле падения, и намного больший провал гарантируется на более высоких углах падения, если последние задержаны относительно линии горизонта. Этот провал является допустимым, так как новый принцип построения космического аппарата часто приводит к энергетическим излишкам. Если этого не случается, то необходимо прекратить недостатки от этого окончательного размещения или допустить увеличение нижнего предела углов падения.

Таким образом, при новой геометрии оказывается возможным ослабить требования к расстоянию между точками управления до 2 (или даже до 2,5 в зависимости от высоты орбиты и сектора углов падения), тогда как при обычной геометрии и антенне, наклоненной на угол не менее 30^o или 35^o, расстояние остается меньше 0,7 или 0,75 , т.е. нарастание управления должно совпадать с нарастанием излучающего элемента (одна точка управления на излучающий элемент).

Диаграмма направленности элементарного участка антенны, в которой основной лепесток уведен в сторону от нормали к антенне для того, чтобы он попадал в требуемый сектор углов падения, может быть получена при помощи антенны с новой геометрией путем составления участка элементарной антенны за счет группировки множества излучающих элементов, имеющих очень раскрытую элементарную диаграмму направленности с фазовым сдвигом между ними в соответствии с фиксированным линейным набегом фазы (в направлении по высоте).

Это показано на фиг. 7, где иллюстрируются излучающие элементы R, управляемые двумя последовательными точками управления PC 1 и PC 2. Фиксированный линейный на