Спутниковая цифровая система аудиои радиообслуживания (Satellite Digital Audio Radio Services – SDARS) функционирует на протяжении последних восьми лет на территории Северной Америки, предоставляя в настоящее время семи миллионам мобильных и стационарных абонентов широкий спектр аудиоуслуг.
Дата: 29 июнь 2009, 23 ч 10 м 00 с
Ракета-носитель: Протон-М
Космический аппарат: Sirius FM5
Разгонный блок: Бриз-М
Место старта: Байконур
Запуск европейского телекоммуникационного космического аппарата Sirius FM5 с космодрома Байконур запланирован на 29 июня 2009 г. в 23 ч 10 м 00 с. (Летнее Московское Время).
О программе
Контракт на запуск с использованием ракеты «Протон-М» заключили американский оператор Sirius Satellite Radio Inc. и компания International Launch Services Inc. (ILS). Владельцем контрольного пакета в ILS является Государственный космический научно-производственный центр имени М. В. Хруничева, разработчик и производитель РН «Протон» и разгонного блока «Бриз-М».
Запуск КА Sirius FM5 должен стать пятым пуском ракеты «Протон» в 2009 году и 346-м стартом в ее летной истории.
Для ILS предстоящий запуск будет третьим в 2009 году и 52-м с начала коммерческой эксплуатации ракеты «Протон» в апреле 1996 года. Кроме того, это будет одиннадцатый пуск ракеты «Протон» с космическим аппаратом, изготовленным Space Systems/Loral. РН «Протон» в четвертый раз будет использоваться для выведения полезной нагрузки для Sirius Satellite Radio.
Космический аппарат Sirius FM5
Sirius FM5 – сверхмощный геостационарный радиовещательный спутник, оснащенный транспондерами Х-диапазона (для приема) и S-диапазона (для передачи). Космический аппарат (КА) присоединится на орбите к трем уже существующим спутникам корпорации Sirius Satellite Radio, которая транслирует некоммерческие спутниковые музыкальные, спортивные, информационные и другие радиопередачи на континентальную часть территории США.
Система SIRIUS Radio
Спутниковая цифровая система аудиои радиообслуживания (Satellite Digital Audio Radio Services – SDARS) функционирует на протяжении последних восьми лет на территории Северной Америки, предоставляя в настоящее время семи миллионам мобильных и стационарных абонентов широкий спектр аудиоуслуг.
Для создания орбитального сегмента системы во второй половине 2000 года на эллиптические геосинхронные орбиты с высоким углом наклонения (HIEO) было выведено три космических аппарата. Наземный след траекторий полета спутников показан на рисунке. Орбиты спутников обеспечивают высокие углы наклонения для антенн мобильных абонентов, что существенно снижает нарушения радиосвязи вследствие многолучевого распространения, блокировки или ослабления радиоволн листвой растительности. Орбиты также позволяют уменьшить количество наземных ретрансляторов, необходимых для обеспечения высокого уровня доступа для мобильных приемников в северных широтах по сравнению с доступом, обеспечиваемым спутниками с аналогичными характеристиками на геостационарной орбите.
Спутниковая группировка в настоящее время предоставляет более 65 музыкальных каналов без рекламы, более 70 речевых каналов (новостные программы, спорт, комментарии, юмор, информация о ситуации на дорогах, погода и т.д.), а также несколько телевизионных каналов. Начиная с конца 2005 года эти услуги также предоставляются абонентам на всей территории Канады.
Планируемое усиление группировки новым мощным геостационарным спутником Sirius FM5 обеспечит дальнейшее улучшение доступности услуг. Sirius FM5 станет орбитальным резервом действующих спутников, при этом он обладает мощностью, которая в два раза превышает мощность каждого из существующих аппаратов.
Усиленная группировка получит название гибридной и будет иметь ряд важных преимуществ.
Во-первых, на орбите появится запасной спутник. Несмотря на то, что был построен запасной спутник HIEO (Sirius FM4), который содержится на земле в отличном состоянии в контролируемых условиях, на замену вышедшего из строя спутника HIEO может потребоваться много месяцев в ожидании ракеты-носителя. Наличие на орбите запасного спутника устраняет такой риск. Если один из трех спутников HIEO выходит из строя, то Sirius FM5 сможет обеспечивать до 14 часов передачи в сутки вплоть до запуска резервного спутника.
Вторым преимуществом является высокоэффективная изотропноизлучаемая мощность Sirius FM5.
Третьим преимуществом гибридной группировки является улучшенная доступность обслуживания. Это определяется пространственным разнесением, более высокой эффективностью изотропно-излучаемой мощности Sirius FM5, а также исключением переходных периодов (периодов переключения обслуживания от спутника к спутнику), свойственных группировке HIEO. Задействование спутника Sirius FM5 в течение таких переходных периодов в функционировании спутниковой группировки HIEO позволит улучшить доступность услуг для абонентов.
Кроме того, срок службы существующих спутников HIEO, вероятно, будет продлен в зависимости от степени задействования спутника Sirius FM5, так как использование Sirius FM5 укорачивает периоды нагрузок на спутники HIEO.
Конструкция космического аппарата Sirius FM5
Конструкция кКонструкция КА Sirius FM5 основана на ранее разработанной и применяемой спутниковой платформе компании Space Systems/Loral SS/L 1300. При этом используются преимущества стандартизированной модульной конструкции платформы, стандартизированных компонентов, процессов и методов интеграции. Некоторые элементы конструкции платформы первоначально были разработаны для ныне функционирующей группировки спутников Sirius и с течением времени продолжали совершенствоваться. Sirius FM5 имеет самую мощную полезную нагрузку, выпускаемую промышленностью, способную обеспечивать до 73 дБВт пиковой эквивалентной изотропно-излучаемой мощности, генерируемой за счет сложения выходной мощности тридцати двух 245-Ваттных усилителей на лампе бегущей волны (ЛБВ) и использования развертываемого сетчатого рефлектора диаметром 9 метров. Спутник имеет проектный срок службы свыше 15 лет и будет размещен на геостационарной орбите в точке стояния 96 ° западной долготы.осмического аппарата Sirius FM5
Основные особенности конфигурации спутника Sirius FM5:
-
Основная прямоугольная несущая структура, в которой размещены электронное оборудование и система обеспечения поддержания температуры приборов и узлов в пределах их квалификационных норм.
-
Направленная в сторону Земли монтажная стойка, которая поддерживает систему 1,2-метровой принимающей антенны X-диапазона, 2,4-метровый вспомогательный отражатель антенны, антенны телеметрии и команд, а также датчики, необходимые для определения параметров орбиты.
-
Система передающей антенны S-диапазона, состоящая из рупорообразного облучателя S-диапазона, 2,4-метрового вспомогательного отражателя, смонтированного на стойке, и размещенной на восточной части стойки раздвижной решетчатой антенны.
-
Две шестипанельные солнечные батареи, состоящие из усовершенствованных высокоэффективных солнечных элементов на арсениде галлия с тремя переходами (ATJ), обеспечивают энергопитание. Для работы в зоне тени энергия сохраняется в четырех 24-элементных ионно-литиевых (Li-ion) батареях емкостью 80 А·ч.
-
Подъем орбиты и маневры на орбите обеспечиваются комбинацией химических и электрических силовых подсистем. По углам, а также на северной и южной лицевых плоскостях главной несущей стойки установлены двенадцать двигателей малой тяги для управления ориентацией, тогда как основной двигатель спутника (Main Satellite Thruster – MST), применяющийся, в первую очередь, для подъема орбиты, расположен на плоскости, ориентированной в противоположном от Земли направлении. Два модуля стационарных плазменных двигателей (Stationary Plasma Thruster – SPT) также размещены на северной и южной лицевых плоскостях.
-
Стабилизация на орбите и нацеливание антенны осуществляется с использованием подсистемы управления ориентацией (Attitude Control Subsystem – ACS) с четырьмя маховиками.
К основным подсистемам спутниковой платформы относятся:
-
Подсистема управления ориентацией, которая определяет параметры ориентации спутника относительно Земли при помощи либо датчика земного горизонта, либо звездного датчика в комбинации с процессором прохождения орбиты и непрерывной работой системы управления на основе гироскопов. Информация о сбое параметров орбиты обрабатывается автоматически, управление ориентацией спутника осуществляется маховиками.
-
Электроэнергетическая подсистема (Electrical Power Subsystem – EPS) разработана для обеспечения свыше 19 кВт в течение гарантированного срока эксплуатации.
-
Подсистема автоматической обработки данных (Data Handling Subsystem – DHS), которая передает телеметрию и управляющие команды в основной полосе частот ко всем подсистемам спутника, включая аппаратуру связи, управления ориентацией, телеметрии, внешнетраекторных измерений и команд (TC&R), электропитания, терморегуляции и механизмов.
-
Подсистема терморегуляции, которая обеспечивает прогнозируемую температурную среду для всех узлов и систем внутри спутника. Конструкция нагревателей, термоизоляции, радиаторов и другого термооборудования аналогична конструкции компонентов, ранее получивших полетную квалификацию и работавших на борту.
-
Подсистема топливных двигательных установок. В традиционной двухкомпонентной топливной подсистеме двигательных установок в качестве топлива используется монометилгидразин, четырехокись азота в качестве окислителя и гелий как вытеснительный газ. Топливо для интегрированной двухкомпонентной двигательной установки хранится в двух больших баках, расположенных в центральном корпусе космического аппарата.
-
Подсистема стационарного плазменного двигателя, которая обеспечивает тяговые усилия для маневрирования КА в течение эксплуатационного ресурса изделия. Подсистема должна обеспечивать удержание заданного наклонения орбиты КА относительно севера-юга, управлять эксцентриситетом.
Со времени запуска спутниковой группировки серии Sirius компания Space Systems / Loral существенно увеличила возможности и повысила эффективность платформы SS/L 1300. Технологические достижения в области повышения возможностей генерации энергии постоянного тока наряду с усовершенствованным высокомощным РЧ-оборудованием, реализованные в конструкции платформы, обеспечивают значительное улучшение ее работоспособности.
Аналогично спутникам серии Sirius FM1/2/3 полезная нагрузка Sirius FM5 состоит из одного ретранслятора высокой мощности. Для приема по линии связи «земля-борт» на частоте 7,1 ГГц и передачи по линии связи «борт-земля» на частоте 2,3 ГГц используются специализированные выделенные антенны.
Приемная антенна спутника представляет собой выносную отражательную антенну прямого фокуса диаметром 1,2 метра, развертываемую механизмами двухкоординатного позиционирования.
Передающая двухзеркальная антенна по схеме Грегори состоит из 9-метрового развертываемого параболического решетчатого отражателя, цельного вспомогательного отражателя диаметром 2,4 метра и узла облучателя/фидера. При запуске и выведении спутника на орбиту основной отражатель в сложенном состоянии размещается на восточной стороне КА, тогда как вспомогательный отражатель размещается на восточной стороне монтажной стойки и развертывается механизмами двухкоординатного позиционирования.
Входная секция ретранслятора обеспечивает прием малошумного сигнала и избирательность канала. В приемниках сигналы линии связи «земля-орбита» Х-диапазона преобразуются с понижением частоты в сигналы S-диапазона на линии «орбита-земля». Как и на существующих спутниках группировки Sirius, надежность функционирования полезной нагрузки обеспечивается троекратным резервированием приемных устройств.
Для удовлетворения значительно возросших требований по обеспечению эффективно излучаемой мощности в конструкцию спутника Sirius FM5 включен решетчатый отражатель, разработанный и изготовленный компанией Harris Corporation. Конструкция отражателя и стрел отражателя основана на технологии радиальных ребер и решеток, разработанной компанией в 1970-х годах для антенн S- и Ku-диапазонов спутника-ретранслятора слежения и связи (TDRS) и секретных спутниковых программ правительства США.
Отражатель в сборе с радиальными ребрами и штангой спутника Sirius FM5 представляет собой развертываемый (раскрывающийся) решетчатый выносной отражатель диаметром 9 метров с поддерживающей штангой и механизмами развертывания штанги (одноосными шарнирами c электрическим приводом). Отражатель в сборе состоит из развертываемых конструкций с радиальными ребрами, отражающей сетчатой поверхности с придающими ей заданную форму элементами, системы хранения сетчатой поверхности в сложенном состоянии при пуске, развертываемой штанги, шарнирного одноосного механизма интерфейса с КА, системы крепления на этапах пуска и выведения, структур интерфейса КА, электрических систем и систем терморегуляции. Отражающая РЧ поверхность представляет собой специальным образом вязаную сеть из молибденовой позолоченной проволоки.
Характеристики КА
Назначение радиовещание
Тип орбиты геостационарная
Точка стояния 96,0° з. д.
Оператор Sirius Satellite Radio Inc.
Зоны покрытия Континентальная часть Соединенных Штатов Америки, Канада, Мексика, Карибский бассейн
Генеральный подрядчик Space Systems/Loral
Платформа SS/L 1300
Расчетный срок службы 15 лет
Стартовая масса, кг приблизительно 5840
Сухая масса, кг 2734
Габариты, м В сложенном состоянии 3,2 x 3,0 x 8,2
На орбите 32,4 x 17,4 x 8,2
Мощность в конце службы, кВт 19,5
Панели 2 крыла по 6 панелей каждое
Солнечные элементы усовершенствованные элементы на арсениде галлия с тремя переходами
Батареи четыре 24-элементные ионно-литиевые батареи емкостью 80 А·ч
Двигательная установка двухкомпонентная (монометилгидразин, АТ) с использованием стационарных плазменных двигателей
Полезная нагрузка
Несущие частоты Канал «земля-борт» 7,050–7,075 ГГц (S-диапазон)
Канал «борт-земля» 2,320–2,3325 ГГц (X-диапазон)
Антенны отражательная антенна прямого фокуса диаметром 1,2 м
передающая двухзеркальная антенна с 9-метровым параболическим решетчатым отражателем
Сравнительные характеристики основных параметров спутников серии Sirius FM1/2/3 и FM5
Сравнительные характеристики основных параметров спутников серии Sirius FM1/2/3 и FM5
Параметр Характеристики спутников Sirius FM1/2/3 Характеристики спутника Sirius FM5
Орбита геосинхронная геостационарная
Наклонение 63 ° -
Эксцентриcитет 0,27 -
Эффективная изотропно-излучаемая мощность – EIRP (минимум в конце периода эксплуатации) 60,3 дБВатт 63,7 дБВатт
Отношение коэффициента усиления антенны к температуре шумов – G/T (минимум в конце периода эксплуатации) -0,1 дБ/град. К 0,3 дБ/град. К
Сухая масса 1575 кг 2900 кг
Стартовая масса 3800 кг 5975 кг
Проектный срок службы более 12 лет более 15 лет
Мощность солнечной батареи через 15 лет 8500 Ватт 19700 Ватт
Мощность батареи через 15 лет 8800 Ватт 16300 Ватт
Точность наведения 0,38 ° 0,15 °
Программа выведения КА Sirius FM5
Запуск cпутника Sirius FM5 осуществляется по отработанной схеме выведения с использованием штатных трассы полета и районов падения отделяемых частей ракетыносителя. Использование стандартной траектории упрощает разработку программы выведения и проведение соответствующих расчетов и анализа, тем самым повышается надежность системы.
Участок работы РН "Протон-М"
После набора готовности к пуску приблизительно за 1,75 с (Т – 1,75 с) до запуска включаются шесть двигателей первой ступени РД-276 и набирают 107 % тяги в момент подачи сигнала «Контакт подъема» (КП), через 6 секунд полёта тяга возрастает до 112 % от номинала. Подтверждение сигнала КП поступает в момент Т + 0,5 с. Ступенчатая последовательность включения позволяет получить подтверждение нормального функционирования всех двигателей до запуска.
Траектория полета РН имеет начальный вертикальный участок продолжительностью около 10 секунд. Далее ракета выполняет маневр по крену для установления азимута полета в требуемом направлении.
Отделение первой и второй ступеней осуществляется на ~120 и ~328 секундах от сигнала КП соответственно.
Сброс головного обтекателя происходит в начале полета третьей ступени РН, на ~343 секунде от сигнала КП. Время сброса выбирается из условия попадания обтекателя в район падения ускорителя второй ступени РН, а также обеспечения допустимого теплового молекулярного потока. При сбросе ГО вначале раскрываются замки продольного и поперечного стыков ГО, а затем створки с помощью толкателей разворачиваются, сходят с узлов разворота и уводятся в стороны.
После выключения маршевого двигателя третьей ступени (предварительная команда) с помощью рулевого двигателя производится калибровка расчетной скорости выведения. В момент достижения заданных параметров орбиты система управления РН выдает главную команду, при поступлении которой выключается рулевой двигатель, разрываются механические связи между третьей ступенью и разгонным блоком и запускаются тормозные РДТТ для увода отделившегося ускорителя третьей ступени.
Первые три ступени ракеты-носителя «Протон-М» выводят орбитальный блок (ОБ) в составе РБ «Бриз-М», переходной системы и КА Sirius FM5 на суборбитальную траекторию, обеспечивающую наклонение орбиты i = 51,5°.
Активный участок работы РН продолжается 581 секунду. Момент разделения с третьей ступенью принимается за начало автономного полета ОБ. Дальнейшее выведение космического аппарата Sirius FM5 осуществляется с помощью РБ «Бриз-М».
Участок работы РБ "Бриз-М"
Выведение ОБ на целевую орбиту осуществляется по схеме с пятью включениями маршевого двигателя (МД) РБ.
Сразу после отделения ускорителя третьей ступени РН начинается работа двигателей стабилизации РБ, которые обеспечивают вначале демпфирование угловых скоростей от разделения с третьей ступенью, а затем ориентацию и стабилизацию ОБ на участке пассивного полета по суборбитальной траектории в течение времени ожидания момента первого включения МД.
Через 94 секунды после отделения от РН выполняется первое включение МД, в результате которого формируется опорная орбита.
В результате второго включения маршевого двигателя РБ осуществляется переход ОБ на промежуточную орбиту. В результате третьего и четвертого включения маршевого двигателя РБ осуществляется переход ОБ на переходную орбиту. В паузе между третьим и четвертым включениями МД РБ производится сброс дополнительного топливного бака (ДТБ). Целевая геопереходная орбита с заданными параметрами формируется за счет пятого включения маршевого двигателя РБ, которое производится в районе апогея переходной орбиты.
После выхода на целевую орбиту производится ориентация ОБ в направлении, заданном для отделения КА, и отделение КА.
После отделения КА и проведения сеанса измерения параметров геопереходной орбиты разгонный блок уводится от КА и переводится в безопасное состояние (сбрасывается давление из всех емкостей).
Общая продолжительность выведения от момента старта ракеты-носителя до отделения КА составляет 33240 секунд (9 часов 14 минут).
|
