CSO
CSO
В жизни обязательно должно быть место мечте, поэтому я решился написать пост про флагманские европейские космические аппараты дистанционного зондирования Земли типа CSO (Composante Spatiale Optique - здесь и далее, как правило, французский язык). Аппараты предназначены для видовой разведки, поэтому информации о них совсем немного.
Смелости добавили два обстоятельства: во-первых, CSO-1 упоминается в аналитической статье [1], написанной коллективом авторов из АО "НПО Лавочкина". Там были найдены сведения, ставшие отправной точкой в дальнейших поисках. А во-вторых, даже сами создатели спутников неоднократно указывают, что самые совершенные европейские аппараты наблюдения построены на тех же идеях, что и нежно любимые мною Pleiades (встречал даже информацию, что на единой платформе). Про Pleiades информации примерно на порядок больше, и это позволяет проводить нужные параллели.
Программа MUSIS
Система из трех КА оптико-электронного наблюдения
Создание космических систем дистанционного зондирования со сверхвысоким разрешением - дело очень затратное. Поэтом европейские страны занимаются этим делом сообща, разделяя потом спутниковый ресурс пропорционально вкладам сторон.
Три спутника CSO создаются в рамках программы MUSIS (Multinational Space-based Imaging System for Surveillance, Reconnaissance and Observation), в которой участвуют Франция, Германия, Бельгия, Испания, Греция, Италия и Швеция. Вклад Франции - создание спутников наблюдения в оптическом диапазоне. До запуска первого CSO данные поставляли два спутника Helios 2 (A и B), а также упомянутые Pleiades. Германия предоставляет данные от радиолокационных космических аппаратов SAR-Lupe и перспективных SARah. Италия также отвечает за создание радиолокационных спутников, это аппараты COSMO-SkyMed первого и второго поколения. Планировалось, что Испания будет делиться данными оптического аппарата SEOSat, но 17 ноября 2020 года он был потерян при аварийном пуске РН «Вега». Вклад Швеции - предоставление наземной станции в Кируне.
Три самых совершенных в Европе спутника оптико-электронного наблюдения обошлись участникам программы в один миллиард и пять миллионов евро. Из них 795 млн. выделила Франция, и 210 млн. евро - Германия.
Высота рабочей орбиты спутников CSO-1 и CSO-3 равна 800 км, это позволяет обеспечить высокую оперативность и периодичность наблюдения. CSO-2 выведен на орбиту высотой 480 км, так достигнуто максимальное разрешение снимков.
Орбиты спутников CSO. Скриншот из ролика Airbus DS.
Распределение ответственности за составные части системы
Запуски космических аппаратов
CSO-1 (43866, 2018-106А) - РН «Союз-ST-A»+РБ «Фрегат-M» - Куру, Французская Гвиана - ELS - 19.12.2018 г. - 16:37:14 UTC - солнечно-синхронная орбита высотой 800 км;
CSO-2 (47305, 2020-104А) - РН «Союз-ST-A»+РБ «Фрегат-M» - Куру, Французская Гвиана - ELS - 29.12.2020 г. - 16:42:07,277 UTC - солнечно-синхронная орбита высотой 480 км.
План:
CSO-3 - РН Ariane-62 - Куру, Французская Гвиана - 2021 г. - солнечно-синхронная орбита высотой 800 км.
Космический аппарат
Спутники под обтекателем ракеты "Союз": слева Pleiades, справа - CSO [1]
Как часто бывает при обзоре военных спутников, большая часть информации имеет предположительный характер, любым уточнениям буду признателен. Коллеги, написавшие статью [1], обратили внимание на источник [2], из которого стало ясно, что французское космическое агентство CNES с 2011 ведет программу CXCI, по созданию научно-технического задела для спутников наблюдения, которые должны прийти на смену Pleiades. Новые космические аппараты должны обеспечить геометрическое разрешение 30 см при съемке в надир с высоты 700 км. В 2016 году программа CXCI была планово завершена, но ей на смену пришла программа OTOS. Результаты отдельных исследований были опубликованы в [2], [4-5]. Разделы по полезной нагрузке и высокоскоростной радиолинии спутников написаны, исходя из предположения, что полученный задел был применен при проектировании CSO.
Создание космического аппарата является зоной ответственности Airbus DS, многое для спутника сделала фирма Thales Alenia Space.
Сборка спутников проводилась на заводе в Тулузе. В буклетах по запуску аппаратов опубликован их график подготовки на космодроме Куру. Так CSO-1 прибыл на космодром 5 ноября 2018 года, в период с 1 по 3 декабря была произведена заправка спутника гидразином, 11 декабря он был установлен на разгонный блок "Фрегат", в итоге запуск состоялся 19.12.2018 г. Как видите, от прибытия спутника на космодром до запуска прошло полтора месяца - вполне типичный срок для автоматических космических аппаратов.
В ход подготовки CSO-2 вмешалась пандемия: спутник прибыл в Куру 27 февраля 2020 года, а уже 17 марта все работы были остановлены. Остановка длилась ровно 8 месяцев, старт работам был дан 17 ноября. Почти через месяц, 12 и 14 декабря состоялась заправка, а 18 декабря спутник был установлен на разгонный блок. Запуск CSO-2 состоялся 29.12.2020 г.
Тактико-технические характеристики
Разрешение при съемке в надир: до 0,4 м в панхроматическом диапазоне c орбиты высотой 800 км.
Заказчик: French Defense Procurement Agency (DGA).
Исполнитель: Airbus DS, г. Тулуза.
Масса: 3565 кг (CSO-1) и 3562 кг (CSO-2).
Стоимость программы (3 КА): 1300 млн. Евро (включая наземные комплексы и 10 эксплуатации)
Срок активного существования: не менее 10 лет.
Страница проекта на сайте CNES.
Страница проекта на сайте Гюнтера.
Полезная нагрузка
Слева - полезная нагрузка Pleiades, справа - предположительно CSO [3]
Полезная нагрузка спутников CSO, также как и полезная нагрузка спутников Pleiades создана французской фирмой Thales Alenia Space, г. Канны. В [2] приведено основное требование к полезной нагрузке - обеспечить геометрическое разрешение 0,3 м с зачетной высоты 700 км, при этом поле зрения инструмента должно быть 1,22°, а функция передачи модуляции, на пространственной частоте, соответствующей разрешению 0,3 м - не менее 0,25.
Как водится, в ходе проработки было принято решение опираться на опыт Pleiades, и использовать фотоприёмные устройства на базе ПЗС-матриц с размером пикселя 13 мкм, работающих в режиме временной задержки и накопления. При этом диаметр главного зеркала телескопа должен был составить 1,5 м, а его относительное отверстие было равно 20, что обернулось фокусным расстоянием в 30 м и заставило всерьез задуматься о габаритных размерах изделия.
Да, перед рассказом о выбранной схеме телескопа, отметим, что полезная нагрузка способна выполнять снимки в панхроматическом диапазоне спектра, в четырех канонических спектральных каналах (R, G, B, NIR), а также в ИК-диапазоне. Причем снимки в ИК-диапазоне могут быть сделаны на теневом участке витка. Полоса захвата инструмента составляет 16 км, а точность геопривязки снимков - 15 м.
Ход лучей в телескопе [2]
Телескоп построен по схеме Корша, она обеспечивает минимально возможные размеры и массу изделия. По поводу основного параметра - диаметра главного зеркала - источники [1] и [2] дают разные данные: 1,3 и 1,5 м соответственно. Коллеги, подготовившие статью [1], предполагают, что прототипом может служить полезная нагрузка космической обсерватории Еuclid, главное зеркало которой имеет диаметр 1,2 м.
Относительное отверстие телескопа равно 20, тут источники единодушны. По определению относительное отверстие равно отношению фокусного расстояния к диаметру апертуры, поэтому фокусное расстояние равно или 26 или целых 30 м. Поэтому если посмотреть на схему хода лучей в телескопе, выбранном в [2], можно увидеть существенное отличие от телескопа Pleiades - чтобы уменьшить размеры изделия пришлось ввести два дополнительных плоских зеркала.
Отдельный параграф в [2] посвящен выбору относительного отверстия главного зеркала, которое напрямую влияет на габаритные размеры телескопа (чем меньше данный параметр, тем компактнее получается камера). С другой стороны, с уменьшением относительного отверстия главного зеркала увеличивается сложность изготовления телескопа. Поэтому был выбран компромиссный вариант, итоговое значение составило 1,5. При этом относительные отверстия второго и третьего зеркал составили 1,8 и 5,8 соответственно, а дисторсия - 0,9% в направлении по полету и 0,3% в направлении по захвату.
Нет единства мнений в публикациях и по поводу материала, из которого изготовлены зеркала инструмента. В [1] коллеги высказывают мнение, что был использован карбид кремния. Зеркала из этого материала производства фирмы Mersen входят в состав инструмента космического аппарата Еuclid. Ранее зеркала из карбида кремния прошли летную квалификацию на спутниках Giaia и Sentinel-2. Использование карбида кремния для изготовления зеркала диаметром 1,5 м позволяет снизить массу последнего с 45 до 35 кг по сравнению с зеркалом из материала Zerodur.
С другой стороны, для достижения заданного значения функции передачи модуляции телескопа необходимо, чтобы среднеквадратическое отклонение волнового фронта на главном зеркале не превышало 30 нм. Вот тут Zerodur и наносит ответный удар по карбиду кремния, ведь коэффициент температурного расширения церодура меньше в 314 раз. Поэтому для обеспечения точной поверхности зеркала из карбида кремния (и стабильности его фокусного расстояния) потребуется совершенная система терморегулирования, учитывающая динамику изменения температуры в разных зонах оптической детали. Масса такой системы оценена коллегами из Thales Alenia Space [3] в 25 кг, и сделан однозначный вывод - в наших изделиях будут зеркала только из церодура.
Инструмент космического аппарата Еuclid
Сравнение зеркал из различных материалов [3]
Отметим, что не менее важное значение имеет стабильность поддержания постоянного взаиморасположения зеркал, точность поддержания расстояния между первым и вторым зеркалом должна быть не хуже 3 мкм. Для аппаратуры спутника CSO, в отличие от инструмента космического аппарата Pleiades применена ферменная конструкция из нитрида кремния (Si3N4) суммарной массой 45 кг. Аналогичная конструкция из карбида кремния весила бы 70 кг, т.е. на 35% больше и к тому же была более хрупкой. Ферма изготовлена из труб круглого сечения.
Требования к стабильности положения третьего зеркала, а также плоских зеркал существенно менее жесткие - допустима погрешность до 100 мкм. Поэтому Thales Alenia Space выполняет конструкцию корректора полевых аберраций (где установлены данные зеркала и блоки фокальной плоскости) из углепластовых сотовых панелей собственного производства.
На базовой сотопанели размещены посадочные места звездных датчиков: для геопривязки снимков с точностью 15 м необходимо поддерживать угол между визирной осью инструмента и оптическими осями звездных датчиков с точностью 5 мкрад (по каждой оси).
Элементы конструкции фермы из нитрида кремния
Конструкция корректора полевых аббераций
Фокальная плоскость. Блок фокальной плоскости видимого диапазона спектра изготовлен из карбида кремния французской фирмой Sodern, известной также как производитель звездных датчиков. Блоками фокальной плоскости Sodern занимается с 80-х годов прошлого века [4]. Основные требования к конструкции блока - обеспечение жесткости и температурной стабильности. Для отвода тепла от фотоприемных матриц используются тепловые трубы.
Вероятнее всего, как и на спутнике-прототипе в качестве фотоприемных устройств применены матрицы фирмы e2v. Напомню, что у Pleiades оптико-электронное преобразование осуществляется десятью сборками ПЗС-матриц: пять матриц CCD98-50 (по 6000 элементов) в панхроматическом и пять матриц AT71554 (по 1500 элементов) в спектральных каналах. В панхроматическом канале используются элементы размером 13 мкм, работающие с временной задержкой и накоплением (от 7 до 20 шагов). Размер пикселя в спектральных каналах составляет 52 мкм. Точность установки матрицы в конструкцию из карбида кремния составляет 10 мкм, блок фокальной плоскости крепится к телескопу при помощи трех биподов из инвара.
Радиометрическое разрешение прибора - 12 бит.
Оптико-электронное преобразование в инфракрасном канале осуществляется охлаждаемыми ИК-матрицами (HgCdTe) французской компании Sofradir. После объединения с американской фирмой ULIS она стала называться Lynred.
Радиолиния передачи целевой информации [5]
Макет привода антенны
Радиолиния работает в стандартном для таких целей X-диапазоне спектра, 8025-8400 МГц. Для качественного использования всех 375 МГц полосы разработчик творчески использует стандарт DVB-S2 в режиме VCM (переменная скорость), ровно как у кубсатов Flock 4A фирмы Planet. Поэтому средняя скорость передачи целевой информации составляет внушительные 2 Гбит/с (от 1,7 до 2,5 Гбит/с).
Передача ведется в двух поляризациях (левая и правая круговая), ВЧ-мощность составляет по 10 Вт на поляризацию.
Радиолиния состоит из модулятора, зеркальной антенны с приводом и высокочастотных кабелей французской фирмы AXON.
Модулятор изготовлен по технологии ASIC (180 нм). В работе [5] обсуждались два варианта усилителя: или твердотельный (он обеспечивает символьную скорость 150 Мбод) или усилитель на базе лампы бегущей волны (300 Мбод). Твердотельный усилитель предполагалось построить на арсенид-галлиевой технологии, т.к. процесс PPH25H на его основе квалифицирован для космоса, в отличие от технологии нитрида галлия.
В статье четко сформулированы требования к надежности радиолинии - при единичном отказе допустимо снижение скорости на ¼…1/3 и не допустимо снижение скорости наполовину.
Зеркальная антенна диаметром 391 мм создана фирмой COBHAM antenna, она обеспечивает усиление не менее 20,3 дБи. Масса антенны - 350 г, облучатель состоит из двух диполей.
Привод антенны от фирмы COMAT Aerospace обеспечивает перенацеливание антенны в диапазоне углов ±75° с точностью ±1° со скоростями до 5°/с. Масса привода равна 5,6 кг, мощность потребления электрической энергии - 18 Вт (еще 18 Вт необходимо для обеспечения теплового режима). Ресурс привода - 100 тыс. циклов. Изделие представляет собой трипод из титана, исполнительными органами служат три шаговых электродвигателя.
Есть альтернативная концепция: если внимательно посмотреть на одно из изображений космического аппарата, можно увидеть антенну с широкой диаграммой направленности, аналогичную антенне спутников Pleiades. Впрочем, эта картинка датирована 2009-м годом.
Схемы двух вариантов передатчика радиолинии
Зеркальная антенна
Привод в транспортном и рабочем положении
Вид на спутник со стороны телескопа. Видна антенна с широкой диаграммой направленности. 2009-й год
Космическая платформа
Про космическую платформу можно уверенно утверждать только то, что борт построен на шине MIL-STD-1553B, что является традиционным решением для платформ разработки Airbus DS.
Командно-телеметрическая радиолиния
Известно, что приемопередатчик и устройство закрытия информации данной радиолинии изготовлены Thales Alenia Space.
Система электропитания
Раскрытие солнечных батарей
На четырех панелях солнечных батарей расположены фотоэлектрические преобразователи из арсенида галлия. Для обеспечения максимально возможной жесткости каркасы панелей выполнены из сотопанелей, панель в раскрытом положении связана с корпусом космического аппарата Y-образной штангой. Полагаю, что такая форма штанги обеспечивает минимальные размеры конструкции в сложенном положении (нижняя часть укладывается между "рогами" Y). В центре каждой панели расположено устройство зачековки, оно удерживает панель в сложенном состоянии. Панели солнечных батарей поставила фирма Thales Alenia Space.
Аккумуляторные батареи - вероятнее всего - литий-ионные. Напряжение бортовой сети космического аппарата - от 22 до 37 В. На сайте Airbus DS представлены различные варианты энергопреобразующей аппаратуры, доступной для заказа. Аппаратуры от военных спутников CSO на этой странице не может быть по определению, и вместе с тем можно уверенно предположить преемственность технических решений. Для аппаратуры, рассчитанной на 10 лет непрерывной работы на орбите и непосредственно обеспечивающей живучесть спутника, лично я бы постарался выбрать как можно больше модулей и узлов, имеющих хорошую историю летной эксплуатации. Для примера можно присмотреться к вот этому блоку pdf
Осмотр фотоэлектрических преобразователей с ультрафиолетовой подсветкой
Система ориентации
Гиродин CMG75-75S
Система ориентации обеспечивает точность ориентации не хуже 7 угловых минут при маневре, и не хуже 0,36' в статике. Погрешность стабилизации угловой скорости не превышает 0,5·10-4°/с [1]. При маневрах скорость перенацеливания достигает 3°/с, максимальный угол крена равен 45°.
Построение системы ориентации такого космического аппарата невозможно без использования звездных датчиков. Их оптические головки выступают из узких боковых граней корпуса спутника, и вероятнее всего их четыре штуки. Каждая оптическая головка укомплектована отдельным радиатором - матрицы таких приборов любят работать на холоде, весьма часто для их охлаждения даже ставят элементы Пельтье. Можно предположить, что как и для Pleiades создание звездных датчиков поручили французской фирме Sodern. Да, для обеспечения точности геопривязки угол между осями оптических головок и осью телескопа должен быть постоянным (независимо от изменения тепловых режимов) с точностью не хуже 5 мкрад (по каждой оси).
Предположу, что в качестве датчиков угловой скорости используются волоконно-оптические гироскопы Astrix 200 производства IXSPACE (они же применяются на Pleiades и являются наиболее совершенными в линейке производителя).
В качестве исполнительных органов системы ориентации применяются силовые гироскопы - гиродины CMG75-75S. Изделие не даром оборудовано парой роторов: его управляющий момент равен 75 Н·м, а кинетический момент - 70…75 Н·м·с. Четверка таких гиродинов обеспечивает разгон космического аппарата массой 3,5 тонны до скорости 3 градуса в секунду. Масса каждого гиродина равна 61 кг, пиковая мощность потребления - 160 Вт, а средняя - всего 37 Вт. Ресурс силового гироскопа - 2,8 млн. маневров.
Для управления четверкой гиродинов по шине MIL-STD-1553B применяется блок электроники Newton массой 8 кг.
Для разгрузки системы силовых гироскопов вероятнее всего применяются электромагниты.
Блоки электроники для управления гиродинами
Схема подключения гиродинов
Гиродины в деле. Перенацеливаение спутника между маршрутами съемки
Выполнение съемки с произвольным азимутом
Корректирующая двигательная установка
Расположение двигателей на зенитной панели спутника
Исполнительными органами корректирующей двигательной установки служат 16 термокаталитических двигателя на гидразине
тягой по 1 Ньютону.
Надо сказать, что двигателисты и на этот раз оказались отважными людьми - только они в описании двигателя в сети интернет четко сообщили, что изделия применяются на CSO, французском военном спутнике. Поэтому, в отличие от всей остальной аппаратуры, про двигатели мы знаем наверняка.
Возникает вопрос: зачем спутнику целых 16 двигателей, ведь обычно хватает четырех штук. Дело, конечно же, в серьезной массе аппарата - целых 3,5 тонны и длительном сроке активного существования - целых 10 лет, в течение которых нужно поддерживать параметры орбиты. Вот и получился ощутимый запас гидразина, а для каждого двигателя определен ресурс по общей массе топлива, которое двигатель может через себя пропустить без отрицательных для себя последствий. Поэтому приходится увеличивать количество двигателей. Второй положительный момент - больше двигателей, значит - больше тяга и меньше затраты времени на коррекцию параметров орбиты. А вот расположение изделий - на зенитной панели, в четырех группах - оно более чем каноническое.
Двигатель создает тягу от 0,32 до 1,1 Н (зависит от давления на входе, спадает по мере выработки запаса рабочего тела), имеет удельный импульс 220 с, ресурс по топливу 67 кг и рассчитан на 59 тысяч включений.
Про бак для гидразина достоверных сведений найти не удалось. По фотографиям спутника можно предположить, что полусфера в центре зенитной панели спутника - это одна из оконечностей бака, закрытая матами экранно-вакуумной теплоизоляции. Такая компоновка позволяет выполнить двигательную установку в виде моноблока, а также минимизировать длину трубопроводов для гидразина.
Наземные комплексы
Состав и расположение наземных комплексов космической системы
На земле развернуты два сегмента космической системы дистанционного зондирования Земли - это наземный сегмент миссии (Le Segment sol de mission (SSM)) и сегмент целевого применения (Le Segment sol utilisateur (SSU)).
Le Segment sol de mission - Наземный сегмент миссии предназначен для управления и телеметрического контроля космических аппаратов, включая планирование целевого применения по заявкам потребителей, составление и закладку на борт рабочих программ полезной нагрузки и анализ качества целевой информации. Наземный сегмент миссии развернут в Тулузе и состоит из двух центров. Первый это:
Le Centre de programmation et de commande-contrôle (CPCC) - Центр управления и планирования целевого применения который в свою очередь подразделяется на:
- Le centre de contrôle - Центр управления, построенный на базе специального программного обеспечения Open Center, созданного Airbus DS и
- Le centre de programmation mission - Центр планирования целевого применения, который создан фирмами Cap Gemini и CS-Systèmes.
Вторым элементом сегментом миссии является Le Centre d’expertise qualité image (CEQI) - Центр оценки качества изображений, который отвечает за калибровку и настройку целевой аппаратуры и смежных систем с целью обеспечения качества снимков.
Le Segment sol utilisateur (SSU) - Сегмент целевого применения создан Airbus DS и состоит из SSU-F (Франция) и SSU-X в странах-партнерах.
Сердцем сегмента является центр Centre principal national (CPN), развернутый на 110-й авиабазе в городе Крей. С центром находятся на связи 20 уже развернутых и 29 проектируемых абонентов с доступностью 98,5%. Французская часть сегмента рассчитана на обработку 800 снимков (9 ТБайт данных) в сутки. Целевая информация имеет гриф CONFIDENTIEL DÉFENSE или SECRET DÉFENSE.
SSU-F взаимодействует с рядом француских военных систем:
- системой использования изображений SAIM-NG;
- системой GEODE4D (данные окружающей среды и геоданные);
- наземными сетевыми системами (RDIP, SOCRATE, DESCARTES);
- спутниковыми системами связи (в частности, SYRACUSE).
Для связи с космическими аппаратами используются наземные станции в Кируне (Швеция) - она обеспечивает 10…12 сеансов в сутки) - и в упомянутом городе Крей к северу от Парижа.
Фотографии космического аппарата
Конструкция спутника. Справа вверху виден звездный датчик с радиатором
Вид на узкую боковую панель с окном для звездного датчика
Блоки электроники расположены на внутренних поверхностях панелей. На внешних поверхностях установлены радиаторы
Перегрузка спутника при установке в термобарокамеру
Космический аппарат в безэховой камере
Дополнения, уточнения и исправления всячески приветствуются.
Литература
1. К.А. Занин, И.В. Москатиньев Основные направления развития зарубежных оптико-электронных космических систем дистанционного зондирования Земли (обзор) / «Вестник НПО Лавочкина», № 2, 2019, С. 28-36 html
2. V. Costes, G. Cassar, L. Escarrat Optical design of a compact telescope for the next generation Earth observation system / ICSO 2012, Ajaccio Corse 9-12 October 2012. html
3. C. Laborde High Resolution Earth Observation Instruments - How To Reach the Best Performance / ICSO 2014, Tenerife, Spain 7 - 10 October 2014. html
4. P. Pranyies, I. Toubhans, B. Badoli, F. Tanguy, F. Descours Focal Plane for Next Generation of Earth Observation Instruments / ICSO 2016, Biarritz, France 18 - 21 October 2016. html
5. J.-P. Millerioux, Y. Michel, C. Cheymol, J.-L. Issler, P. Guay, C. Laporte, L. Perret Advanced X-band Data Downlink for Future CNES Earth Observation Missions / 6th ESA International Workshop on Tracking, Telemetry and Command Systems for Space Applications, 10-13 September 2013. html
Изображения взяты из публикаций и сети интернет.