Концепция развития межспутниковой лазерной связи

Полный текст

Введение

Уже сегодня лазеры широко используются при передаче огромных объемов данных по волоконно-оптическим кабелям. Их использование в космосе обладает еще большим потенциалом, отсутствие физической среды передачи позволит получить высокую скорость передачи информации. Другое преимущество лазеров заключается в том, что свет имеет длину волны меньше в 10 тыс. раз, чем длина волны используемых в космических коммуникациях радиоволн (или частота передачи в 10000 раз выше). Это означает, что свет лазера может распространяться более узконаправленным лучом и будет требовать меньших по размерам приемных устройств для того, чтобы получить сигнал достаточный для обработки амплитуды. Помимо увеличения уровня безопасности космических коммуникаций, использование лазерной системы передачи информации также позволит уменьшить вес, габариты коммуникационного оборудования, на доставку которого в космос тратятся немалые средства.

Деятельность по формированию оптических линий межспутниковой связи (ОЛМС) проводится с середины 1960-х гг. В 1970-х гг. в Соединенных Штатах Америки был развернут систематизированный проект исследований, нацеленный на формирование образцов бортовой техники, немного позднее интенсивная деятельность в данном направлении стартовала в Западной Европе, а также в Японии [1–6].

Направление улучшения применения лазерной линии связи между космическими аппаратами

Выбор метода и схемы взаимодействия между космическими аппаратами (КА) для проведения измерений и обмена информацией по межспутниковой лазерной связной линии должен учитывать следующие факторы:

• выполнение заданных требований по точности взаимной синхронизации бортовых шкал времени (БШВ) КА;
• планирование межспутниковых лазерных измерений (МЛИ) с учетом требований к последовательности их проведения и обмена информацией между КА по лазерной линии и фактического состояния бортовых средств и указаний от центра управления системой с учетом возможных нештатных ситуаций;
• взаимодействие бортовой лазерной системы (БЛС) с наземными средствами должно в основном носить информационный характер;
• функционирование системы по целевому назначению не должно зависеть от работоспособности отдельных КА или наземных средств при срыве в отдельных сеансах планов взаимодействия БЛС;
• технологический цикл коррекции временной информации на борту КА должен предусматривать наличие резервных схем проведения измерений и обмена информацией по межспутниковой лазерной линии (МЛЛ) для решения задач временного обеспечения с заданными точностными характеристиками;
• обмен информацией по МЛЛ между КА о состоянии орбитальной группировки, отдельных КА и наземных средств;
• передача информации по лазерной линии;
• использование по целевому назначению КА с вышедшими из строя отдельными комплектами БЛС;
• восстановление на борту КА информации, необходимой для решения временных задач, путем ее передачи по лазерной линии или по межспутниковой лазерной линии;
• использование минимального объема оперативной памяти бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) КА для функционирования бортовых комплексов программ, взаимодействующих с БЛС.

Отдельной, гораздо более сложной и важной проблемой является управление трафиком, направляемым в оптический канал связи. Напомним, что существующие «классические» спутники связи на геостационарной орбите являются ретрансляторами, т. е. с зеркалами. Они получают с Земли сигнал на одной частоте и передают его со спутника на Землю на другой, но не меняя модуляцию и другие параметры самого сигнала [2; 4; 7–9].

Альтернативой является обработка информации на борту спутника, т. е. полученный от абонентского терминала радиосигнал демодулируется и декодируется до уровня IP-пакетов, направляется в маршрутизатор, который уже распределяет информацию в радиочастотный или оптический канал связи.

Данный метод позволяет гибко использовать весь доступный частотный диапазон и не требует специальных абонентских терминалов, но требует наличия на борту маршрутизатора, способного обработать пакеты на скорости до 20 Гбит/с. При этом процессор такого маршрутизатора должен работать не в строго климатизированном помещении дата-центра с узким диапазоном рабочих температур, а в условиях открытого космоса, где температуры даже при наличии мощной системы охлаждения и терморегуляции (СОТР) будут находиться в большем диапазоне температур. При этом наличие мощной СОТР, несомненно, отразится на массогабаритных параметрах спутника.

Расчет условий взаимной видимости высоколетящих и низколетящих космических аппаратов

Определим:

• зону прямой видимости КА, находящегося на заданной высоте, точка надира которого принадлежит образуемой фигуре, как геометрическое место точек на поверхности Земли, для которых выполняется условие прямой видимости между высоколетящим КА (ВКА) и низколетящим КА (НКА);
• зону радиовидимости КА как часть зоны прямой видимости, получаемой с учетом ограничений, накладываемых диаграммами направленности аппаратуры, установленной на ВКА и НКА.

Для упрощения вычислений введем следующие ограничения:

• форма Земли – шар;
• ориентация бортовой аппаратуры КА – на подспутниковую точку;
• диаграмма направленности бортовой аппаратуры КА – конусного типа.

Исходя из указанных ограничений, зоны прямой видимости и радиовидимости будут представлены окружностями на поверхности Земли с центром в подспутниковой точке.

Таким образом, для описания зоны видимости достаточно одного параметра – углового радиуса из центра Земли [10–15].

На размеры зоны прямой видимости влияют высоты ВКА и НКА, а также минимальный угол места наблюдения КА. На рис. 1 представлена геометрия задачи.

 

Рис. 1. Построение зоны прямой видимости НКА с КА

Fig. 1. Construction of a line-of-sight zone of a low-flying spacecraft using a spacecraft

 

Решение данной задачи представлено следующими соотношениями, позволяющими получить угловой размер зоны прямой видимости:

$\sin \psi =\frac{R}{R+h}$;  $\psi =\arcsin \left(\frac{R}{R+h}\right)$;  ${\psi }_1=\text{α}+\psi$;  ${\psi }_1=\text{α}+\arcsin \left(\frac{R}{R+h}\right)$;                                         (1)

$\frac{\sin {\psi }_1}{R+H}=\frac{\sin \text{β}}{R+h}$;   $\sin \text{β}=\frac{R+h}{R+H}\sin {\psi }_1$;                                                                                                           (2)

$\sin \text{β}=\frac{R+h}{R+H}\sin \left(\text{α}+\arcsin \left(\frac{R}{R+h}\right)\right)$;                                                                                                      (3)

$\text{β}=\arcsin \left(\frac{R+h}{R+H}\sin \left(\text{α}+\arcsin \left(\frac{R}{R+h}\right)\right)\right)$;  ${\text{γ}}_3=\text{π}-\text{β}-{\psi }_1$;                                                             (4)

${\text{γ}}_3=\text{π}-\arcsin \left(\frac{R+h}{R+H}\sin \left(\text{α}+\arcsin \left(\frac{R}{R+h}\right)\right)\right)-\text{α}-\arcsin \left(\frac{R}{R+h}\right)$                                                  (5)

Примером существенного изменения зоны прямой видимости в зависимости от высоты НКА может выступать видимость между КА на геостационарной орбите (ГСО) и низколетящими КА по сравнению с наблюдением КА на ГСО с поверхности Земли [16–19].

На рис. 2 заштрихованной областью показана зона прямой видимости КА ГСО с поверхности Земли.

 

Рис. 2. Зона прямой видимости КА ГСО поверхности Земли

Fig. 2. The line-of-sight area of the spacecraft on the geostationary orbit of the Earth's surface

 

На рис. 3 показана зона прямой видимости КА ГСО космических аппаратов системы низколетящих КА, использующих круговые орбиты с высотой ≈ 1400 км.

 

Рис. 3. Зона прямой видимости КА ГСО и НКА

Fig. 3. The zone of sight of a spacecraft in geostationary orbit and a low-flying spacecraft

 

Точками с подписями условного номера обозначены подспутниковые точки НКА на некоторый момент времени. КА, чьи подспутниковые точки попадают в заштрихованную область, находятся в прямой видимости с КА ГСО [20; 21].

Точкой без номера на рис. 2 и 3 обозначена точка стояния КА ГСО (11° з. д.).

Расчеты проводились для угла места = 0°.

На рис. 3 видно, что подавляющее большинство НКА имеют прямую видимость с геостационарным КА.

Введем ограничения на диаграмму направленности (ДН) бортовой антенны ВКА.

При этом возникает три угловых коридора, зависящих от ширины ДН бортовой антенны КА, геометрия задачи в которых будет различная.

Данные коридоры разделяются углами b_h и b₃ (рис. 4):

${\beta }_h=\arcsin \left(\frac{R+h}{R+H}\right)$;                                                                                                              (6)

${\beta }_3=\arcsin \left(\frac{R}{R+H}\right)$.                                                                                                              (7)

 

Рис. 4. Угловые коридоры ширины ДН бортовой аппаратуры ВКА

Fig. 4. Angular corridors of the width of the radiation pattern of the onboard equipment of a high-flying spacecraft

 

Рассмотрим каждый из случаев.

1. Ширина ДН аппаратуры ВКА находится в диапазоне b_КАÎ[b_h;p] (широкая ширина ДН).

В этом случае решение совпадает с решением задачи расчета зоны прямой видимости (рис. 1).

Данная постановка задачи соответствует случаю, когда организуется линия связи НКА – ВКА, например, использующих ГСО, ширина ДН аппаратуры на борту ВКА перекрывает высоту полета НКА.

2. Ширина ДН аппаратуры ВКА находится в диапазоне b_КАÎ(b₃;b_h) (средняя ширина ДН).

Геометрия задачи представлена на рис. 5.

 

Рис. 5. Геометрия построения зоны радиовидимости II типа

Fig. 5. Geometry of type II radio visibility area

 

Решение производится с помощью соотношений:

$\frac{{\mathrm{sin\beta }}_3}{R+h}=\frac{\sin {\psi }_3}{R+H} ; {\psi }_3=\arcsin \left(\frac{R+H}{R+h}{\mathrm{sin\beta }}_3\right);$                                                                                       (8)

${\gamma }_1=\pi -{\psi }_3-{\mathrm{\beta }}_3 ; {\gamma }_1=\pi -\arcsin \left(\frac{R+H}{R+h}{\mathrm{sin\beta }}_3\right)-\arcsin \left(\frac{R}{R+H}\right);$                                       (9)

$\frac{\sin {\psi }_2}{R+H}=\frac{\sin {\text{β}}_{\text{КА}}}{K+h} ; {\psi }_2=\arcsin \left(\frac{R+H}{R+h}{\mathrm{sin\beta }}_{\text{КА}}\right);$                                                                                (10)

${\gamma }_2=\pi -{\psi }_2-{\mathrm{\beta }}_{\text{КА}} ; {\gamma }_2=\pi -\arcsin \left(\frac{R+H}{R+h}{\mathrm{sin\beta }}_{\text{КА}}\right)-{\mathrm{\beta }}_{\text{КА}} ;$                                                   (11)

${\gamma }_3=\pi -{\beta }_{\text{КА}}-\left(\pi -{\psi }_2\right)={\psi }_2-{\beta }_{\text{КА}}$.                                                                                               (12)

${\gamma }_3=\arcsin \left(\frac{R+H}{R+h}\sin {\beta }_{\text{КА}}\right)-{\mathrm{\beta }}_{\text{КА}}$.                                                                                                  (13)

3. Ширина ДН аппаратуры КА находится в диапазоне ${\mathrm{\beta }}_{\text{КА}} \in \left[0;{\mathrm{\beta }}_3\right]$(узкая ширина ДН).

Геометрия задачи представлена на рис. 6.

 

Рис. 6. Геометрия построения зоны радиовидимости III типа

Fig. 6. Geometry of type III radio visibility area

 

Решение производится с помощью соотношений:

$\frac{\sin \psi }{R+H}=\frac{{\mathrm{sin\beta }}_{\text{КА}}}{R+h} ; \psi =\arcsin \left(\frac{R+H}{R+h}{\mathrm{sin\beta }}_{\text{КА}}\right);$                                                                                   (14)

${\gamma }_{\text{КА1}}=\pi -{\mathrm{\beta }}_{\text{КА}}-\psi ; {\gamma }_{\text{КА1}}=\pi -{\mathrm{\beta }}_{\text{КА}}-\arcsin \left(\frac{R+H}{R+h}{\mathrm{sin\beta }}_{\text{КА}}\right).$                                        (15)

В случае введения дополнительных ограничений на диаграмму направленности аппаратуры, расположенной на НКА, рассмотрим коррективы, которые необходимо внести в построение зоны радиовидимости (ЗРВ).

Рассмотрим 2 случая:

• антенна НКА направлена от центра Земли;
• антенна НКА направлена к центру Земли.

В первом случае геометрия задачи представлена на рис. 7, а решение задачи находится с помощью выражений:

$\psi =\pi -{\mathrm{\beta }}_{\text{ЛПС}} ; \frac{\sin \psi }{R+H}=\frac{\mathrm{sin\beta }}{R+h} ; \mathrm{\beta }=\arcsin \left(\frac{R+h}{R+H}\sin \psi \right);$                                                               (16)

${\gamma }_{\text{ЛПС1}}=\pi -\mathrm{\beta }-\psi ={\beta }_{\text{ЛПС}}-\mathrm{\beta } ;$                                                                                                           (17)

${\gamma }_{\text{ЛПС1}}={\beta }_{\text{ЛПС}}-\arcsin \left(\frac{R+h}{R+H}\sin \psi \right).$                                                                                                        (18)

 

Рис. 7. Геометрия построения ЗРВ при ориентации бортовой антенны НКАв противоположную сторону от центра Земли

Fig. 7. The geometry of the radio visibility area when the onboard antennaof a low-flying spacecraft is oriented in the opposite direction from the center of the Earth

 

Примером второго случая может быть решение навигационной задачи для КА на ГСО.

В данном случае навигационные КА будут выступать в качестве НКА, у которых ориентация бортовой аппаратуры – к центру Земли.

Геометрия такой задачи представлена на рис. 8, а ее решение определяется:

$\frac{\sin \beta }{R+h}=\frac{\sin {\beta }_{\text{ЛПС}}}{R+H} ; \beta =\arcsin \left(\frac{R+h}{R+H}\sin {\beta }_{\text{ЛПС}}\right);$                                                                                (19)

${\gamma }_{\text{ЛПС2}}=\pi -{\mathrm{\beta }}_{\text{ЛПС}}-\mathrm{\beta } ; {\mathrm{\gamma }}_{\text{ЛПС}}=\mathrm{\pi }-{\mathrm{\beta }}_{\text{ЛПС}}-\arcsin \left(\frac{\mathrm{R}+\mathrm{h}}{\mathrm{R}+\mathrm{H}}{\mathrm{sin\beta }}_{\text{ЛПС}}\right).$                                                 (20)

В зависимости от расчетной задачи, все рассмотренные варианты могут учитываться при построении ЗРВ.

 

Рис. 8. Построение ЗРВ при ориентации антенны НКА на центр Земли

Fig. 8. Construction of the radio visibility zone when the antenna of a low-flying spacecraft is oriented to the center of the Earth

 

Обобщенная зона ЗРВ, учитывающая диаграммы направленности антенн, расположенных на ВКА и НКА, получается в процессе пересечения трех множеств:

• зоны прямой видимости;
• ЗРВ с ограничением на ДН бортовой антенны КА II и III типов;
• зоны радиовидимости с ограничением на ДН бортовой антенны НКА.

Таким образом, методика анализа обобщенной ЗРВ следующая.

1. Производится расчет угла g₃, определяющий зону прямой видимости при заданном угле места.
2. Производится расчет углов gКА1 и g КА2 при наложении ограничений на ДН аппаратуры КА.
3. Производится расчет углов g НКА1 и g КА2 при наложении ограничений на ДН аппаратуры НКА.
4. Анализируются обобщенные углы g₁, g₂, g₃, где g₁ = min(g_КА1; g_НКА1), g₂ = min(g_КА2; g_НКА2).

Отметим также, что передатчики для лазерной связи являются новыми потребителями энергии на борту, а их КПД не превышает 25 %, т. е. возникает задача утилизации и сброса в космос оставшихся 75 % затраченной энергии, что является хотя и не критической, но, тем не менее, требующей инженерного решения задачей [22–28].

Есть еще один аспект наличия межспутниковых линий связи в группировке Starlink, который, возможно, не привлек пока внимания специалистов SpaceX. Это внедрение ISL, что позволит абоненту сети выходить в интернет с территории другой страны или передавать информацию с одного терминала на другой, минуя какие-либо наземные узлы связи [29–32].

Заключение

Таким образом, анализ программ в области космической лазерной связи позволяет сделать вывод о том, что уже создана элементная и промышленная база для среднескоростных (сотни Мбит/с) линий связи на основе полупроводниковых лазеров диапазона 0,8–0,9 мкм. Подтверждена возможность функционирования линии связи между двумя КА при предельно узких диаграммах направленности, что открывает широкие возможности по их практическому внедрению. Начата разработка нового поколения аппаратуры связи на основе волоконных усилителей и твердотельных лазеров с пропускной способностью порядка единиц Гбит/с. Активно развиваются новые направления использования космических лазерных средств, такие как связь при межпланетных перелетах, высокоскоростная связь по линии Космос – Земля и Космос – Космос.

Однако в наше время все еще недостаточно внимания уделяется системе ориентации космического аппарата и оптического передающего устройства на цель, хотя это является важной составляющей обеспечения межспутниковой лазерной связи.

Благодарности. Работа выполнена в рамках государственного задания по теме No 0555-2021-0005.

Acknowledgements. The work was carried out within the framework of the state assignment on topic No. 0555-2021-0005.

Об авторах

Игорь Николаевич Карцан

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева; Морской гидрофизический институт РАН

Автор, ответственный за переписку.
Email: kartsan2003@mail.ru

доктор технических наук, доцент, старший научный сотрудник

Россия, 660037, Красноярск, проспект имени газеты «Красноярский Рабочий», 31; 299011, Севастополь, ул. Капитанская, 2

Список литературы

Дополнительные файлы