„Делото само говори за себе си.“

Методи и средства за лазерно космическо подробно наблюдение на гравитационни аномалии в интерес на картографското осигуряване на морската навигация по гравитационното поле на Земята.

Разгледано е използването на лазерни методи и средства за мониторинг с висока разделителна способност на аномалии в гравитационното поле на Земята и гравитационни деформации на геоида. Комплексът за получаване на данни за тази цел съдържа пасивни ниско орбитални лазерни спътници (сонди), активни лазерни геодезични спътници, мрежа от наземни точки за стандартизиране на гравиметричен модел на базата на колокация на радиолазерни станции с субсантиметрова точност и високоточни гравиметри (градиентометри).

Основните направления на лазерното наблюдение на аномалиите на гравитационното поле са:
– управление на промените в траекториите на пасивните спътници – сонди по силовите линии на гравитационното поле;
– лазерно управление от космоса на гравитационни деформации на геоида.

В известните разработки на НАСА, ЕКА и Китайската академия на науките най-точните данни за гравитационните аномалии в труднодостъпни райони се очаква да бъдат получени въз основа на измервания с субмикрометрова точност на разстоянията между нискоорбиталните сателити (проект GRACE-F0). Очевидно е обаче, че всяко потенциално поле има най-забележим ефект върху сондите в посоките на силовите линии, т.е., в случай на нискоорбитални KA сонди, в посоки, близки до посоките на радиус-векторите на сателитите.

От елементарно геометрично съображение следва, че в първо приближение вертикалните и хоризонталните относителни премествания на двата спътника са свързани със съотношението:

∆R² – изместване в посоката на линията на полето (по радиус вектора на сателита);

∆r – промяна на разстоянието между сателитите;

r – междусателитно разстояние.
По този начин, за да може разстоянието между спътниците да се промени с 10^-5 m (10 мкм), относителното вертикално изместване на сателитите GRACE трябва да бъде най-малко 2 m.

Ако се осигури сантиметрова точност на измерване на относителните гравитационни премествания на сателитите по радиус вектора (δ_R ≤ 1 cм), тогава това ще бъде еквивалентно на контролиране на междусателитните разстояния със субнанометрова точност (δ_r ≈ 0,25∙10^-9 м, при r= 200 км). В този случай самият сателит играе ролята на тестова гравиметрична маса, чиято промяна в посоката и модула на вектора на скоростта, когато се движи в нехомогенно поле на привличане, позволява да се преценят характеристиките на структурата на изследваното поле. В научната литература методът за наблюдение на гравитационните аномалии, който се основава на измерване на промените в разстоянията и скоростите по линията на видимост, понякога се нарича „метод на радиалната скорост“. За първи път този метод беше използван за радио проследяване на изкуствени спътници на Луната (ИСЛ), мрежа от наземни радиотелескопи DeepSpaceNetwork (DSN).

След извършване на редукции за влиянието на различни смущения в движението на КА, остатъчните радиални скорости се интерпретират като резултат от влиянието на аномалната компонента на гравитационното поле на изследваното тяло и се апроксимират с кубични сплайни. Диференцирането на апроксимиращите функции във времето дава възможност за превключване на интервала на измерване от радиалните скорости към стойностите на радиалните ускорения на КА (line-of-sight-acceleration), поради нецентралността на гравитационното поле на изследваното тяло. Колкото по-близо са географската ширина и дължина на подсателитната точка до линията на видимост от Земята, толкова по-близо е векторът на радиалното ускорение (както по големина, така и по посока) до вектора на радиалната производна на аномалния потенциал. Напротив, с увеличаване на селеноцентричната ширина и/или дължина на субсателитната точка, несъответствието между посоките на тези вектори се увеличава, модулът на вектора на радиалното ускорение намалява и информационното съдържание на този тип измерване намалява.
Сондите за такива измервания са метални топки с монтирани на повърхността им ретрорефлектори (ъглови рефлектори). Те могат да бъдат изстреляни или директно от основния КА, или изведени в орбита от горната степен на ракетата-носител (РБ РН), когато КА е изведен в орбита. Ще са необходими няколко сонди поради движението им спрямо основния космически кораб поради разликата в орбиталните скорости на космическия кораб и сондите.
В първия случай сонда, изхвърлена от космически кораб с височина H_O1, ще премине в елиптична орбита с височина на перигея H_O2 и височина на апогея H_O1 (орбиталният период на сондата в нейната орбита около Земята ще остане приблизително равен на орбиталния период на космическият кораб); спрямо космическия кораб сондата първоначално ще опише почти кръгова орбита със същия период в същата равнина като орбитата на космическия кораб, като периодично се приближава до космическия кораб (в апогея на неговата елипсоидална орбита), след което се отдалечава от него на разстояние ΔH ≈ H_O1 – H_O2 (в перигея на тази елиптична орбита, показана на рис. 1).

Рис. 1. Положението на сондата в орбита спрямо космическия кораб (пояснения – в текста)

Позицията на сондата в близост до перигея е оптимална за извършване на измервания, които носят информация за измененията в гравитационното поле на Земята, а орбиталният сегмент, подходящ за такива измервания, заема приблизително 1/4 – 1/3 от орбиталния период.
Предполага се, че сондата се отделя от основния космически кораб с малка относителна скорост (няколко m/s) с помощта на просто механично устройство и последващото им допълнително ускорение от реактивно устройство след отдалечаване от космическия кораб на определено разстояние. Устройството за до разгон може да бъде обикновена гилза с малък барутен заряд. За да се постигне скорост ~ 100 m/s, е необходимо много малко количество заряд (от порядъка на десетки грама), тъй като енергията, необходима за допълнително ускорение, е само малко по-висока от енергията на ускорение на 7,62 mm куршум за пушка с тегло ~ 10 гр. След това сондата се отделя от гилзата.

Посоката на полета на сондата може да се стабилизира чрез завъртане около ос, съвпадаща с посоката на „стрелбата“, или чрез инсталиране на миниатюрен жироскоп на гилзата.
Вторият вариант за измерване на вариациите в гравитационното поле на Земята с помощта на обхвата за пасивни ретрорефлекторни сонди е независимото им изстрелване в кръгова орбита, разположена в същата равнина като орбитата на основния космически кораб с оборудване за обхват на борда, но с по-малка височина.
Поради по-високата орбитална скорост на по-ниска надморска височина (~ 100 m/s), сондите ще се движат спрямо подсателитната точка, оставайки на приемливо разстояние от космическия кораб за измервания по време на половината от неговата орбита (рис. 2), движейки се през това време с ± 150 км от подспътниковата точка, което води до увеличаване на измерения обхват от 200 км в подспътниковата точка до 250 км в крайните позиции.

Рис. 2. Отместване на сондата спрямо субсателитната точка

Така за непрекъснати измервания по време на една обиколка (~ 108 минути) са необходими две такива сонди, а за непрекъснати измервания в рамките на един ден (~ 14 обиколки) са необходими 28 сонди.

Най-целесъобразният дизайн на пасивните ретрорефлекторни сонди е сферичен дизайн с тежка централна сърцевина, заобиколена от „кора“ от малки ъглови рефлектори, фиксирани в решетъчна структура с тяхната максимална плътност. Сърцевината е най-добре направена от волфрамова сплав със специфично тегло ρ ≈ 18, използвана в ретрорефлекторния сателит LARES, което ще осигури максималното възможно съотношение на масата на сондата към нейната площ на напречното сечение и, следователно, максималната стабилност на орбитата по отношение на негравитационните смущения.

Както показват предварителните оценки, при диаметър на сърцевината от 45 mm и рефлектори с размер на отвора 10 mm, 60 такива рефлектора могат да бъдат поставени върху повърхността на сърцевината и стойността на еквивалентната повърхност на разсейване (ЕПР) на такава сонда е не по-малко от 5∙10⁴ м² (поради ниската относителна скорост на сондата и на основния космически кораб, аберацията на скоростта практически няма да повлияе на стойността на ЕПР). Такива рефлектори се произвеждат масово в Китай и при най-висока цена имат високи оптични качества, което беше потвърдено от независими измервания, направени в Германия на примера на партида от 100 такива рефлектора.

Приблизителното изчисление на енергийните характеристики на канала за определяне на обхвата показва, че при диаметър на приемната оптична система на борда на космическия кораб ~ 70 mm и дивергенция на лъча на лазерното излъчване на предавателя θ_т ≈ 20 угл. с., интензитетът на получените сигнали при максимален обхват R_макс = 250 км е достатъчен за приемник с детектор на базата на конвенционален лавинен фотодиод.

В лазерния предавател на борда на космическия кораб е възможно да се използва лазер тип YLPP-100-7-50 M, комерсиално произведен от IPGPhotonics, с енергия на излъчваните импулси от 100 мкДж (при дължина на вълната на излъчване 1,06 мкм), продължителност на импулса ≤ 70 пс и средна мощност на излъчване до 100 вт. Този лазер се захранва от източник на постоянен ток 24 В. Високата честота на повторение на импулса (до 1 МГц) ще направи възможно измерването на обхвата в много кратки интервали от време, с по-кратко време на разпространение на импулса от космическия кораб до сондата и обратно. За такъв интервал от време могат да се получат ~ 103 отговорни импулса, така че усредняването на резултатите от измерването ще позволи да се получи средната квадратична грешка в такава кратка сесия (1–1,5 мс) от порядъка на няколко пикосекунди, която е еквивалентен на <0,5 mm в обхват.

Измерването на обхвата за интервал, който не надвишава времето на разпространение на импулса до целта и обратно, ви позволява да направите оптичната система на далекомера по едноканална схема, която осигурява най-доброто сдвояване на оптичните оси по време на предаване и приемане, както и компактността на бордовото оборудване.

За предварителна насочване, заедно с видеокамера, която осигурява видимост на сондата, когато е осветена от слънчева светлина или допълнителен източник на излъчване, е препоръчително да се използва допълнителен лазер за осветяване с относително широка диаграма на излъчване и висока енергия на излъчване.
Като такъв е възможно да се използва лазер, който в момента се използва в бордови сесии и е разработен от Санкт-Петербургския филиал АО «НПК «СПП» с енергия на излъчване 250 мДж при дължина на вълната λ = 1,047 мкм при честота на повторение на импулса 5 Hz и продължителност на импулса τ ≤ 10 ns.

Прогнозното изчисление показва, че при ширина на лъча от 10 дъг. мин. лазерът ще направи възможно откриването и проследяването на сондата в почти всяка фонова ситуация. За изследване (контрол) на ефекта от промените в остатъчната атмосфера могат да се използват специални спътници-сонди (кухи светлинни спътници с ретроотражателна обвивка), които имат оптични и геометрични характеристики, съвпадащи с характеристиките на спътниците – сонди на гравитационното поле. Картографско обвързване на резултатите от мониторинга
се реализира на базата на координатно самоопределяне на активен лазерен геодезичен космически кораб в навигационното поле на ГЛОНАСС. Ограничителната разделителна способност на лазерния мониторинг е равна на произведението на скоростта на активен космически кораб, умножено по два пъти времето на разпространение на импулсен лазерен сигнал между активен космически кораб и сонда спътник.