КОСМИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ, 2015, том 53, № 3, с. 232-241
УДК 520.87
ПАКЕТ FAKERAT В МЕЖДУНАРОДНОМ ИНТЕРФЕРОМЕТРИЧЕСКОМ ПРОЕКТЕ "РАДИОАСТРОН" СО СВЕРХДЛИННЫМИ НАЗЕМНО-КОСМИЧЕСКИМИ БАЗАМИ
© 2015 г. В. И. Журавлев
Астрокосмический центр Физического института им. П.Н. Лебедева РАН, г. Москва
zhur@asc.rssi.ru Поступила в редакцию 16.12.2013 г.
Представлено описание пакета Бакега^ предназначенного для планирования УЬВ1 наблюдений на наземно-космических базах, превышающих размер Земли. В статье сообщаются результаты спланированных наблюдений за первые два года работы космического радиотелескопа в режиме назем-но-космического интерферометра.
DOI: 10.7868/S0023420615030097
1. ВВЕДЕНИЕ
Космический радиотелескоп "РадиоАстрон" с 10-метровой рефлекторной антенной (КРТ) на борту базовой космической платформы "Навигатор" был выведен на высокоэллиптическую орбиту в июле 2011 года. Период ее обращения вокруг Земли составлял около 8.5 дней. Детальную информацию относительно космического аппарата можно найти в Ra^As^on User Handbook (2012) на вебсайте АКЦ ФИАН http://www.asc.rssi.ru/ radiastron/documents/rauh/en/rauh.pdf, а также в работах [1, 2]. В первые два года после запуска КРТ проводились тестовые испытания космической радиообсерватории согласно "Ранней научной программе" (РНП) проекта "РадиоАстрон".
На этом этапе наряду с тестовыми испытаниями бортового комплекса приборов КРТ делалось тестирование программного обеспечения Fakerat. Программное обеспечение Fakerat предназначено для моделирования положения КРТ, направленного на исследуемый объект, с учетом конструктивных ограничений на ориентацию КА, угла видимости КА наземной станции слежения (НСС), а также углов видимости источника, отслеживаемого наземными радиотелескопами. После моделирования принималось решение о возможности проведения интерферометрических сеансов для каждого конкретного объекта с учетом поставленной научной задачи, длительности наблюдения, даты наблюдения, диапазона длин волн, проекции базы интерферометра, заполне-
ния ^У-покрытия, наземной станции сопровождения1 и наземных радиотелескопов.
В основу пакета Fakerat были положены программы, содержащиеся в пакете "Caltech VLBI Analysis Program" [3], и предназначенные для планирования и анализа интерферометрических наблюдений в экспериментах с наземными базами. В дальнейшем D.L. Meier в 1983 г. (Лаборатория реактивного движения) [4], работая над космическим проектом "QUASAT", добавил в пакет возможность моделирования работы орбитального радиотелескопа. Программное обеспечение получило дальнейшее развитие в работе D.W. Murphy над проектом "VSOP" [5, 6]. Murphy ввел в пакет ограничения для первого специально разработанного для интерферометрии космического радиотелескопа "VSOP" и добавил графический интерфейс, который предоставил пользователям дружескую поддержку при исследовании научных перспектив интерферометрических наблюдений, что значительно упростило работу, связанную с планированием эксперимента. На этом этапе развития программного обеспечения появился пакет Fakesat. Программное обеспечение Fakesat было написано на языке Фойгап и реализовано на рабочих станциях SUN и HP с операционной системой Unix.
1 Для передачи данных в режиме интерферометрии на этапе РНП использовался только один высокоинформативный радиоканал (ВИРК) станции слежения, подготовленный в Пущино на базе радиотелескопа РТ-22. На момент написания статьи подготовлен второй ВИРК на базе экваториальной установки радиотелескопа Грин Банк 43 м в западном полушарии.
Таблица 1
Дата, время X У г
км км/с
1.I.2014 00.17.06:574 -110773.371 155550.653 -30793.986 0.435776 -1.292218 0.126814
1.I.2014 01.26.53:287 -108894.142 150064.383 -30247.683 0.462246 -1.328900 0.134241
1.I.2014 02.32.43:403 -107015.913 144743.696 -29702.761 0.489042 -1.365355 0.141747
Весной 2011 г., за полгода до запуска "РадиоАстрона", нами был модифицирован пакет Fakesat с учетом необходимых ограничений и некоторых других особенностей, налагаемых на КА проекта "РадиоАстрон". Модификация коснулась прежде всего полной замены орбитального блока пакета. В новом орбитальном блоке мы учли возмущения элементов орбиты "РадиоАстрона", ввели новые функциональные ограничения на задаваемую ориентацию КА, наземных средств обеспечения функционирования " РадиоАстрона" и сделали некоторые изменения в графическом интерфейсе для более удобного использования программного обеспечения.
В настоящее время модифицированная версия существует под названием Fakerat и находится в свободном доступе на сайте АКЦ ФИАН. Каждый пользователь может получить компилированную версию пакета Fakerat вместе с исходным кодом по адресу: http://www.asc.rssi.ru/radioas-ron/software/soft.html. Там же можно найти инструкции для установки пакета Fakerat на IBM PC под управлением операционной системы Linux, описание пакета, некоторые приемы работы с пакетом и данны полезные подсказки.
2. ОРБИТАЛЬНОЕ ДВИЖЕНИЕ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Орбитальной движение КА зависит от внешних сил, действующих на аппарат. При рассмотрении движения КА в непосредственной близости от Земли, т.е. на расстояниях от нескольких сотен до тысяч километров, гравитационное влияние других небесных тел можно не учитывать [7]. Однако при рассмотрении движения КА на больших высотах следует учитывать ускорения, вызываемые Луной и Солнцем. Орбита КРТ "VSOP" в апогее достигала высоты 21400 км, в перигее — 560 км. Период обращения вокруг Земли был равен 6.3 ч. Согласно модели, принятой в Fakesat, из-за относительно небольших орбитальных высот, движение КРТ "VSOP" рассчитывалась в ньютоновском центральном поле тяготения как невозмущенное.
Значение орбитальной высоты в апогее для КРТ "РадиоАстрон" при выходе на орбиту после запуска было больше в 15 раз, чем значение орбитальной высоты а апогее для КРТ "VSOP". Высота апогея орбиты "РадиоАстрон" была равна
333.5 тыс. км, высота перигея — 578 км, а период обращения — 8.32 сут. Такое различие параметров орбиты было обусловлено желанием получить сверхвысокое угловое разрешение объектов. При этом снижение степени заполнения СУ-покрытия предполагалось компенсировать за счет эволюции орбиты под воздействием возмущения от Луны и Солнца.
С другой стороны, движение "РадиоАстрона" возмущается и рядом других факторов. Даже сравнительно небольшие силы, действующие в течение длительного промежутка времени, могут заметно воздействовать на орбиту. В ходе полета по высокоэллиптической орбите на КА оказывает влияние сложность конфигурации гравитационного поля вблизи Земли, солнечное световое давление, аэродинамические силы, возникающие при прохождении через атмосферу на высотах до 1000 км и др. Эти возмущения существенно влияют на орбиту КА, поэтому для определения элементов орбиты "РадиоАстрона" нужен другой подход, отличный от проекта "VSOP".
В модели Fakerat движение по эллиптической орбите задается табличными значениями координат х, y, z и составляющих вектора скорости vx, vy, vz центра масс КА в геоцентрической системе координат. Координаты и составляющие вектора скорости привязаны к некоторому моменту времени t. В качестве примера, в табл. 1 приведены значения этих координат и скоростей как функция времени. Геоцентрические координаты и скорости для орбиты как функции времени рассчитываются в Институте прикладной математики им. М.В. Келдыша РАН.
Чтобы получить отклик интерферометра, необходимо иметь максимально возможную точность определения координат и скоростей КА. Это достаточно трудоемкая задача, поэтому, как правило, расчет орбиты для коррелятора ограничен длительностью проведения наблюдений. Точность реконструированной орбиты при обработке данных в корреляторе составляет для положения в пространстве не хуже ±500 м и для скорости — не хуже ±2 см/с. Более подробную информацию относительно реконструкции орбиты можно найти в работе [2]. Требования к точности элементов орбиты в пакете Fakerat на полтора—два порядка меньше. Это дает возможность прогнозировать орбиту на
Рис. 1. Элементы эллиптической орбиты. у — восходящий узел орбиты, А — апоцентр и Р — перицентр орбиты.
5—6 лет вперед, что особенно важно для планирования будущих наблюдений.
На рис. 1 приведены элементы пространственного движения КА по эллиптической орбите: а — большая полуось орбиты; е — эксцентриситет орбиты (0 < е < 1); i — наклонение орбиты — угол между плоскостью орбиты и экваториальной плоскостью; ^ — долгота восходящего узла орбиты; ю — угол между перицентром и восходящим узлом орбиты; т — время прохождения спутником через перицентр орбиты.
Расчетная эволюция шести орбитальных элементов до середины 2019 года показана на рис. 2. На нем видно, что под воздействием возмущений большая полуось изменяется от 170 до 200 тыс. км, эксцентриситет — от 0.57 до 0.97, а наклонение орбиты меняется от 0.4° до 84°.
Существует и несколько производных параметров: а(1 + е) — апоцентр орбиты, а(1 — е) — перицентр орбиты, Р — период обращения КА.
Период обращения КА связана с размером большой полуоси а следующим образом:
Р = 2п (а3/2/S), (1)
где ц = 3.9875 • 105 км3с-2 — коэффициент, равный произведению гравитационной постоянной на
массу Земли. Величина 7Й/а32 ~ средняя угловая скорость движения КА по орбите.
Изменение периода обращения связано с изменением большой полуоси орбиты, причем с увеличением последней период обращения возрастает. Согласно выражению (1) и расчетной модели эволюции орбитальных элементов, приведенной на рис. 2, до 2017 года период обращения будет находиться в пределах от 8.3 до 9.2 сут, а после 2017 года максимальное значение периода обращения увеличится до 10.2 сут.
С другой стороны, на орбиту КА действуют некоторые возмущения, которые априори не определяются с высокой точностью. Например, эти возмущения связаны с воздействием реактивных сил двигателей системы стабилизации КА при разгрузке гироскопов. Поэтому в среднем один раз в два—три месяца от ИПМ РАН поступают новые уточненные табличные значения координат и скоростей для Fakerat. Важно также уточнять орбиту после ее коррекции. Так например, в конце 20
Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.