Vy púšťanie , Orbit á lne efekty a s atelit né s ubsyst é m y Joe Montana IT 488 - Fall 2003

1. Vypúšťanie, Orbitálne efekty asatelitnésubsystémy Joe Montana IT 488 - Fall 2003

2. Agenda • Satelitnésubsystémy

3. SUBSYSTÉMY SATELITOV • Polohovýa orbitálny riadiaci systém (AOCS-Attitude and Orbital Control System) • Telemetria, TrasovanieaRiadenie (TT&C-Telemetry, Tracking and Command ) • Napájanie • Komunikačnýsystém • Antény Častejšie označované ako TTC&M - Telemetria, Trasovanie, Riadenie, aMonitoring V nasledujúcich častiach si ich jednotlivo preberieme

4. AOCS • AOCS je potrebné, aby sme satelit dostali a udržali na správnej orbite • Orbitálne umiestnenie • Orbitálnaúdržba • Jemné smerovanie • Hlavnéčasti • PolohovýRiadiaci Systém ACS • OrbitálnyRiadiaci Systém OCS Následne sa pozrieme

5. UMIESTNENIE NA ORBITE -GEO Dvazákladnétypy GEO umiestňovania: • Vysoko-výkonný motorpre odštartovanie k apogeu • Pár minút, symetrickyokolo apogea • Nízko-výkonové AOCS • Desiatky minút trvajúce až viac akojednohodinovézážehy, symetrickyokolo apogea • Používa duálne pomocné rakety; t.j.raketypoužívanépreoboje,dosiahnutie orbity a riadenie polohy.

6. ORBITÁLNAÚDRŽBA - 1 • Musíriadiťumiestneniev GEO apozíciuvrámci zoskupenia satelitov • Satelity je potrebnémanévrovať IN-PLANE (V-Z) a OUT-OF-PLANE (S-J) pre udržanie na správnejorbite • LEO systémymenejovplyvňovanéslnkomamesiacom, môžu potrebovať viacorbitálno-fázového riadenia

7. ORBITÁLNAÚDRŽBA - 2 • GEO stanice - tryskami upravujú polohukaždé 4 týždneo  0.05o • Robiato striedavoS-J aV-Z • S-Jpožaduje  10  V-Zenergie • Spomínanépostupypoužívajú rozdielnetryskypreV-ZaS-J

8. JEMNÉ SMEROVANIE • Satelitmusí byťstabilizovaný, kvôli zabráneniumutácií (kolísavé zmeny polohy pri pohybe Zeme okolo vlastnej osi) • Existujú dve základné formy polohovej stabilizácie • Telesová (rotačná) stabilizácia (rotovanie, ako INTELSAT VI) • Trojosová stabilizácia (ako ACTS, GPS, atď.)

9. DEFINÍCIA OSÍ- 1 • Os rotácie • Otáčanie okolodotyčnice k orbitálnej rovine (S-JnaZemi) • Os výšky • Pohyb okolo osikolmej k orbitálnejrovine (V-Zna Zemi) • Os vychýlenia (yaw- axis) • Pohyb okolo spojnice so Zemou

10. DEFINÍCIA OSÍ- 2 Zem o Rovník s Os vychýlenia Os rotácie Os výšky

11. TTC&M TTC&M -Telemetry, Tracking, Command, and Monitoring -je často bojom medziOperáciami (ktoréchcúmonitorovať každú maličkosť) aInžinierstvom,ktoréchce udržať dátové kanály na minime. • Hlavné funkcie • Hlásenie stavu satelitu • Monitorovanieriadiacichfunkcií • Zisťovanieparametrov orbity • Sekvencia činností pri spustení • Riadenie pomocných trysiek • Riadenie užitočného zaťaženia (komunikácia atď.)

12. TELEMETRIA - 1 • Monitoruje všetko dôležité • Teplota • Napätie • Elektrický prúd • Senzory • Prenos údajov na Zem • Záznamenávanie dátv TTC&M staniciach Poznámka: Dáta sú zvyčajne multiplexovanépodľa stupňa priority. Existujú dva módy telemetrie.

13. TELEMETRIA - 2 • DVE FÁZY, ALEBO MÓDY TELEMETRIE • Smerujúca mimo Zeme • Počas vypúšťacej fázy • Počas “Bezpečného módu” operácie, keďsatelit strácasmerovacie dáta • Smerujúca na Zem • Počas niektorých častívypúšťacej fázy • Počas rutinných operácií Poznámka: pre kritickételemetrickékanály

14. TRACKING – sledovanie trajektórie • Opakované merania rozsahu • Meria pomocou rádiového majáka (Doppler), alebokomunikačného kanála. • Výpočetorbitálnychelementov • Plánované body - udržiavacie manévre • Komunikácia s hlavnou kontrolnou stanicou a používateľmi

15. Riadenie • Počas štartovacej sekvencie • Zapnutie pohonu • Rozostavenie antén a solárnych článkov • Nasmerovanie antén požadovaným smerom • Na orbite • Udržiavanie teplotnej rovnováhy satelitu • Kontrola zaťaženia, trysky, atď.

16. Pohonné systémy - 1 • SOLÁRNEČLÁNKY • 1.39kW/m2 energia získaná zo slnka • Efektivita článku 10 – 15%(BOL-Beginning Of Life-na začiatku životnosti) • Efektívnosť článku 7-10% (EOL- End of Life - na konci životnosti) • Výkon solárnych článkov klesá s narastajúcou teplotou. • 2mV/°C; trojosová stabilizácia - sa ohrieva viac (menej efektívne),akorotačné stabilizovanie

17. Pohonný systém - 2 • Potreba akumulátorov • Počas štartovacej fázy • Počaszatmenia (<70minút) • Obmedzenia akumulátorov • NiCd 50% DOD (Depth-Of-Discharge - úroveňvybitia) • NiH2 70% DOD Poznámka: ISS používa 110V zbernicu a bude potrebovať 110 kW; 30 minútovézatmenieza deň; 55 kW potrebných z akumulátora. Riešenie: používaniepalivových článkov

18. Pohonný systém - 3 • Akumulátory sú “aktivované” pred každým zatmením. • Akumulátory sa vybíjajú po limit • Akumulátory sa opätovne nabíjajú • Typický NiH2 vydržípribližne 30,000 cyklov (postačujúce pre GEO; 5 rokov pre LEO)

19. Komunikačný SUB-SYSTÉM • Hlavná funkcia komunikačného satelitu (všetky ostatné subsystémysú pre jeho podporu). • Iba zdrojpríjmov • Navrhnutý pre maximálnuprenosovú kapacitu • Downlink je zvyčajne kritický(obmedzený výstupný výkon, limitovaná veľkosť antény). • Staršie satelityboli energeticky limitované • Väčšina dnešných satelitov je limitovaných šírkou prenosového pásma.

20. Satelitnéantény • Jednoduché:Globálny lúč, ~17O WIDnízkyzisk, nízkakapacita • Regionálna: Úzky vyžarovací lúčzreflektorov antény, Typický 3o  3o,alebo 3o  6o • Zdokonalené:Viacero úzkych lúčov: stacionárne,SCANNED(skenovacie) , alebo “HOPPED”(skokové)

21. Typy antén • Lieviková • účinná, nízky zisk, širokýlúč • Reflektorová • vysokýzisk, úzkylúč, môže byť použitá v kozme • Fázované anténne pole • Zložité • Riadené elektronicky