Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите



Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите

 


Владельцы патента RU 2558530:

Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" (RU)

Изобретение относится к управлению движением геостационарных космических аппаратов (КА) в периоды резервирования и оперативного ввода в эксплуатацию. На этапе пассивного дрейфа КА из стартовой позиции резервирования (СПР) в рабочую орбитальную позицию (точку «стояния») минимизируют энергозатраты бортовых систем КА. Для этого расстояние между СПР и точкой «стояния» выбирается с учетом гарантированного срока невостребованности выводимого КА и времени приведения КА на СПР. КА переводят в дежурный режим и затем в режим аппаратной закрутки. По окончании резервирования КА выводят из режима закрутки. Техническим результатом изобретения является экономия рабочего тела системы коррекции и сокращение времени замены отработавшего КА новым до технического минимума, определяемого погрешностью определения срока невостребованности КА. 1 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для удержания космического аппарата (КА) в заданном диапазоне географических долгот на период нахождения в орбитальном резерве. Такая задача возникает после запуска нового КА в конце срока активного существования предыдущего. В этом случае новый КА переводится в орбитальный резерв, а предыдущий КА дорабатывает свой срок и уводится с орбиты по соответствующим показаниям.

Введем понятия срока невостребованности и периода резервирования. Срок невостребованности - это время, в течение которого резервный КА, уже выведенный на квазистационарную орбиту, не должен быть задействован по целевому назначению. В этот срок входит этап приведения КА на расчетную стартовую позицию резервирования (СПР) и период резервирования - время, в течение которого КА осуществляет пассивный дрейф от СПР до рабочей орбитальной позиции.

Из уровня техники известны два способа резервирования КА на геостационарной орбите.

Способ 1. Удержание КА на рабочей позиции. Коррекции удержания по долготе и широте проводятся в полном объеме. Полезная нагрузка отключена. Такой способ называется «горячим» резервированием.

Способ малоэффективен, поскольку:

- если КА, стоящий на данной орбитальной позиции, вышел из строя, его надо немедленно заменять на новый, поэтому срок начала «горячего» резервирования определен быть не может, а если старый КА еще работает и срок его активного существования не вышел, то держать новый КА рядом со старым и не работать новым по целевому назначению нелогично;

- хотя КА не работает по целевому назначению, все остальные системы его жизнеобеспечения, особенно системы коррекции и ориентации, функционируют, растрачивая свой ресурс;

- возникает задача коллокации - пребывания двух и более геостационарных КА на одной орбитальной позиции.

Тем не менее, «горячее» резервирование применяется, когда избыточность орбитальной группировки желательна. Примером тому может быть система ГЛОНАСС.

Способ 2. Вновь запущенный на геостационарную орбиту КА переводится (или прямо выводится) в окрестность ближайшей из точек устойчивого равновесия (75° в.д.; 105° з.д.) (операция 1) с периодом обращения, близким к звездным суткам, с наклонением и долготой восходящего узла орбиты выведения, позволяющим наклонению в дальнейшем, до окончания периода резервирования КА, являющегося конечным для гарантированного срока невостребованности КА, самому эволюционировать до нуля (Г.М. Чернявский, В.А. Бартенев, В.А. Малышев. Управление орбитой стационарного спутника. М.: Машиностроение, 1984 г., стр.42, 43, 134-136). Наклонение на момент выведения на геостационарную должно быть близко суммарному изменению наклонения под действием пассивных сил в течение предполагаемого срока невостребованности. Долгота восходящего узла орбиты выведения должна быть порядка 270°, в этом случае наклонение орбиты КА по окончании периода резервирования обязательно уменьшится до нуля. Удержание КА по долготе и широте на этих резервирующих позициях не проводится. Бортовой комплекс управления функционирует. Полезная нагрузка отключена. Регулярно проводятся траекторные измерения.

Точка устойчивого равновесия характерна тем, что суточные приращения периода обращения КА за счет суммарного воздействия гармоник разложения геопотенциала равны нулю.

Для завершения этапа орбитального резервирования КА переводится на рабочую позицию согласно штатному плану разгонных и тормозных коррекций (операция 2).

Способ 2 взят за прототип.

Недостатком способа-прототипа является то, что переводы по долготе - всегда затраты рабочего тела на проведение коррекций разгона и торможения КА вдоль орбиты. Суммарное приращение скорости на переводы КА из точки выведения в точку резервирования и из точки резервирования на рабочую позицию оценивается в (0-11,5)м/с. Это соответствует до 2,6 месяцам функционирования КА по целевому назначению в узкой области по долготе и широте из расчета лишь экономных скоростей всех дрейфов КА по долготе - менее 1% сутки. К тому же резервировать в точках устойчивого равновесия небезопасно, т.к. эти точки являются местом захоронения многих геостационарных КА и вероятность столкновения с одним из таких КА достаточно высока.

Целью изобретения является экономия рабочего тела системы коррекции и сокращение времени замены отработавшего КА новым до технического минимума, определяемого погрешностью определения срока невостребованности КА.

Поставленная цель достигается тем, что в способе резервирования КА на геостационарной орбите, включающем определение срока резервирования, выведение КА на геостационарную орбиту в расчетную точку согласно схеме выведения с начальным наклонением и долготой восходящего узла орбиты КА, позволяющими за счет эволюции получить наклонение к концу срока резервирования, близкое к нулю, введены новые операции, заключающиеся в том, что определяют требуемое отклонение стартовой позиций резервирования (СПР) от долготы рабочей позиции по соотношению:

где Δλ - требуемое отклонение;

t - планируемый период резервирования, сутки;

- долготное ускорение;

- скорость дрейфа по долготе в начале срока резервирования;

- скорость дрейфа по долготе в конце срока резервирования;

a cm - большая полуось квазистационарной орбиты, км;

ΔU(λ0) - возмущающий геопотенциал на долготе рабочей позиции;

ΔU(λСПР) - возмущающий геопотенциал на долготе СПР,

определяют требуемый начальный сидерический период обращения КА на СПР по соотношению:

где - среднее движение, с-1;

Tзв - звездные сутки, 86164 с;

λ* - долгота ближайшей точки устойчивого равновесия, в.д.,

приводят КА на выбранную СПР по периоду и долготе; переводят КА в режим аппаратной закрутки, при подходе на рабочую позицию КА выводят из закрутки и, при необходимости, проводят уточняющие коррекции векторов наклонения и эксцентриситета согласно условиям коллокации.

Реализация предлагаемого способа предполагает выполнение следующей последовательности операций.

1. Определение срока орбитального резервирования КА.

Операция заключается в вычитании из гарантированного срока невостребованности КА времени приведения на СПР.

2. Определение требуемого отклонения СПР от долготы рабочей позиции.

Расчет Δλ и ΔT по формулам (1)-(3).

В отношении формулы (2). Из всего спектра возмущений, не в ущерб точности, выбираем возмущения, оказывающие доминирующее влияние на движение КА по долготе, которые затем представляем функцией гринвичской долготы. Движение КА в поле притяжения Земли можно описать формулой:

где r - радиус орбиты, км;

g - ускорение силы тяжести в точке [λ;φ], км/с2;

U - гравитационный потенциал Земли, км22.

Тогда величину трансверсальной составляющей ускорения КА в плоскости экватора (φ=0) запишем следующим образом:

где ΔU - возмущающий геопотенциал, км22:

где µ - гравитационный параметр Земли, 398600 км32;

Rэ - экваториальный радиус Земли, 6378 км;

Pnm(sin φ) - присоединенные сферические функции для широты φ;

cnm, dnm - гармонические коэффициенты.

Как показывает практика, при решении дифференциальных уравнений применительно к геостационарной орбите достаточно учитывать гармоники разложения с индексами не выше 44. Возмущающий геопотенциал тогда можно получить из уравнения (4), подставляя в него значения присоединенных сферических функций для широты φ=0 и принимая r=rcm=acm, поскольку для СПР большая полуось (acm) орбиты КА отличается от радиуса (rcm=42164 км) стационарной орбиты не более чем на 0,08%:

Трансверсальное ускорение (5) равно сумме трансверсальных составляющих ускорений, вызываемых гармониками разложения, и из рассмотрения уравнений (5) и (7) видно, что gT(c20)=0 и gT(c40)=0.

Угловая скорость движения относительно поверхности Земли равна разности угловых скоростей на стационарной и околостационарной орбитах:

Продифференцируем (8):

Для круговой орбиты запишем уравнение Ньютона возмущенного движения для большой полуоси:

Тогда уравнение (9) с учетом (10) и (5) запишем в виде:

Умножим левую и правую части уравнения (11) на Тогда левая часть представляет собой полный дифференциал от по t, а правая часть - полный дифференциал от

Будем иметь, при скорости изменения гринвичской долготы на долготе рабочей позиции:

При

Введем обозначение:

Тогда уравнение (12) после несложных преобразований представим в следующем виде:

где - среднее значение гринвичской долготы между долготой рабочей позиции (λ0) и долготой СПР (λСПР),

Δλ=λ0СПР

Выражение, стоящее в фигурных скобках, имеет постоянное значение при заданной средней долготе. Его произведение на Q обозначим через R. Тогда уравнение (14) представим кратко формулой:

Суточное изменение гринвичской долготы подспутниковой точки носит равнопеременный характер, откуда следует соотношение:

При

Далее,

Подставляя в (17) из (16), будем иметь:

При имеем соотношение:

Сидерический период, соответствующий положению КА на СПР (период при пассивном приходе КА на рабочую позицию принимается равным звездным суткам), определяется из соотношения:

откуда

В уравнении (3), (20) знак (λ0*) регулирующий.

Следует отметить, что для многих СПР можно пользоваться более простой формулой, зная, что при разнесении долгот рабочей позиции и СПР на 45° ошибка в замене sin(kΔλ) в уравнении (14) на kΔλ составит не более 8%. Но для расчета отклонения области возможных СПР от долготы рабочей позиции по формуле (1) даже такая точность более чем приемлема.

3. Вывод КА на геостационарную орбиту.

Эта операция аналогична операции 1 прототипа в части выведения. Следует отметить, что современные средства выведения способны выводить КА в любую точку геостационарной орбиты с любым приемлемым для штатного функционирования наклонением орбиты. Однако дискрет временных уставок выведения не позволяет провести точное выведение на расчетные параметры конечной орбиты. По наклонению ошибка выведения составляет (0,1-0,2)°, по периоду до 500 с, по эксцентриситету до 3,5·10-3. Следовательно, следующая операция 4 необходима, даже если собираемся выводить КА не прямо на СПР, а в некоторую штатную точку выведения (контакта отделения).

4. Приведение (устранение ошибки выведения) КА на СПР.

Эта операция аналогична операции 1 прототипа в части приведения.

5. Перевод КА в дежурный режим.

Это стандартная операция. Дежурный режим подразумевает работу бортового комплекса управления, выключенную полезную нагрузку и минимальный расход ресурсов всех уровней на борту КА. Эта операция аналогична операции 1 прототипа в части бортового комплекса управления, полезной нагрузки и расхода бортовых ресурсов.

6. Перевод КА в режим закрутки.

Операция применяется в нештатных ситуациях, чтобы обеспечить живучесть КА. Система ориентации и стабилизации (СОС) не работает: подогрев двигателей ориентации отключен, двигатели ориентации не работают, КА совершает оборот вокруг одной из своих осей за 15-20 мин.

Режим аппаратной закрутки после перевода КА в дежурный режим является логическим продолжением работы с КА в части его консервации.

В режиме аппаратной закрутки КА может существовать сколь угодно долго.

Данная операция является отличительным и функционально самостоятельным признаком заявленного изобретения, этот признак не следует явным образом из уровня техники. Этот отличительный признак ранее не применялся в практике для орбитального резервирования геостационарного КА. Данная операция, в дополнение к переходу в дежурный режим, экономит ресурс рабочего тела СОС и, что очень важно, сводит эволюционное приращение эксцентриситета орбиты практически к нулю, поскольку активная площадь панелей (среднее миделево сечение панелей) солнечной батареи (СБ) при вращении КА будет сокращена втрое по сравнению с физической площадью (S) панелей: в (А-В) раз, где - поскольку половину времени Солнце освещает оборотную сторону панелей СБ, где коэффициент отражения стремится к нулю, B=0,64 - средний синус изменения активной площади панелей СБ. Изменение эксцентриситета, в отсутствие коррекций параметров орбит современных геостационарных КА, никогда не превышает 0,001. Из сказанного выше следует, что в течение срока резервирования эксцентриситет орбиты КА изменится не более чем на 0,00033, что предполагает штатные 1-2 коррекции эксцентриситета при функционировании КА по целевому назначению. Такие энергозатраты исчезающе малые по сравнению с суммарными энергозатратами КА в течение срока активного существования и укладываются в погрешность расчета топливного бюджета КА.

Принцип орбитального резервирования КА приведен на фиг.1.

Срок резервирования может быть любым. Максимальный срок резервирования не ограничен.

7. Вывод КА из режима закрутки после окончания пассивного дрейфа КА из СПР на рабочую позицию.

8. Проведение коррекции торможения.

Перед заключительным периодом резервирования (коррекциями торможения) требуется выполнение условия безопасного для других КА появления резервного КА на геостационарной орбите, для чего отклонение по радиусу должно быть не менее 40 км. К тому же после коррекций торможения КА, если на той же рабочей позиции находятся другие КА, должен оказаться в стороне от рабочей позиции, чтобы привести все свои орбитальные параметры в соответствие с требованиями коллокации.

9. Процесс коллокации.

Коллокация - сосуществование нескольких КА в единой области широт и долгот одной и той же орбитальной позиции. В рамках коллокации проводят коррекции векторов наклонения и эксцентриситета орбиты.

Операция необходима при наличии на данной орбитальной позиции более одного КА, включая резервируемый.

Предлагаемый способ резервирования геостационарного КА:

- при неукоснительном соблюдении планового срока вывода КА, отработавшего свой срок активного существования, практически обнуляет время замены отработавшего КА новым и, следовательно, не уступает в оперативности замены «горячему» резервированию;

- не уступает, а зачастую превосходит в качестве штатную схему ввода КА в целевое функционирование: транспортировку КА, находящегося в состоянии «холодного» резервирования, на стартовый комплекс, выведение на геостационарную орбиту и приведение КА на заданную рабочую позицию, поскольку все перечисленное можно сделать заранее в любое время или (в отношении приведения) делать частично;

- экономит рабочее тело системы коррекции, поскольку исключает большую часть расхода топлива на этап принудительного приведения КА с СПР на рабочую орбитальную позицию;

- экономит ресурс по включениям двигателей коррекции.

Способ резервирования космического аппарата (КА) на геостационарной орбите, включающий определение срока резервирования, выведение КА на геостационарную орбиту в расчетную точку согласно схеме выведения с начальными наклонением и долготой восходящего узла орбиты КА, позволяющими за счет эволюции получить наклонение к концу срока резервирования, близкое к нулю, отличающийся тем, что определяют требуемое отклонение стартовой позиции резервирования (СПР) от долготы рабочей позиции по соотношению:

где Δλ - требуемое отклонение;
t - планируемый период резервирования, сутки;
- долготное ускорение;
- скорость дрейфа по долготе в начале срока резервирования;
- скорость дрейфа по долготе в конце срока резервирования;

acm - большая полуось квазистационарной орбиты, км;
ΔU(λ0) - возмущающий геопотенциал на долготе рабочей позиции;
ΔU(λСПР) - возмущающий геопотенциал на долготе СПР,
определяют требуемый начальный сидерический период обращения КА на СПР по соотношению:

где - среднее движение, c-1;
Tзв - звездные сутки, 86164 с;
λ* - долгота ближайшей точки устойчивого равновесия, в.д.,
приводят КА на СПР по периоду и долготе, переводят КА в режим аппаратной закрутки, при подходе на рабочую позицию КА выводят из закрутки и, при необходимости, проводят уточняющие коррекции векторов наклонения и эксцентриситета согласно условиям коллокации.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) с помощью реактивного двигателя коррекции (ДК). Способ включает приложение к КА тестового и корректирующего воздействий.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для коррекции космического аппарата (КА) с помощью электрореактивных плазменных двигателей (ЭРПД).

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственных спутников Земли (ИСЗ) с солнечными батареями (СБ). В составе ИСЗ (3) дополнительно предусматривают автономный контур (АК) управления ориентацией ИСЗ относительно направления на Солнце (2).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления программным разворотом разгонного блока (РБ) с помощью неподвижных двигателей ориентации постоянной тяги.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек.

Изобретение относится к управлению движением космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). ДУ КЛА содержит криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией и каналом с теплообменником, расходный клапан, бустерный насос, заборное устройство с накопителем капиллярного типа с теплообменником и дроссельным устройством, пневмогидравлическую систему с трубопроводом.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). На начальном участке полета скорость КА в атмосфере увеличивается (КА движется к условному перицентру орбиты).

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). Способ заключается в выборе условий переключения угла крена на нулевое значение, с обеспечением перевода КА с изотемпературного участка (ИТУ) спуска на рикошетирующую траекторию.

Изобретение относится к конструкции искусственных спутников, преимущественно пикоспутников типа CubeSat (10×10×10 см), которые м. б.

Группа изобретений относится к межорбитальным, в т.ч. межпланетным, перелетам космических аппаратов (КА) с реактивным двигателем.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для уборки космического мусора (КМ). Многоразовый космический аппарат-буксир для уборки крупногабаритного КМ содержит корпус, приборный отсек с системой управления, двигательную установку, солнечные батареи, головку самонаведения, стакан с устройством дистанционного захвата КМ в виде космического копья с оперением и поршнем.

Группа изобретений относится к космическим системам (КС) обслуживания спутниковых систем (СС) различного назначения (мониторинга, навигации, связи и др.). Предлагаемая КС содержит средства обслуживания на орбитах базирования, каждой из которых поставлена в соответствие своя область обслуживания.

Группа изобретений относится к информационным спутниковым системам (ИСС) различного назначения, задачи которых в общем аспекте сводятся к обеспечению обзора (непрерывного или периодического) планеты, в частности Земли.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) и, конкретно, к удержанию геосинхронного КА в заданной области стояния и коллокации с другими геостационарными КА.

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов. Ёмкость изготавливают с тремя отверстиями для отвода пара, основное отверстие выполняют с центром, через который проходит центральная ось емкости, параллельная продольной оси спутника, направленная в сторону центра масс спутника, два дополнительных отверстия выполняют с центрами, через которые проходит другая параллельная ось емкости, параллельная оси спутника, направленная по направлению полета его.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для уборки космического мусора (КМ). Многоразовый космический аппарат-буксир содержит корпус, приборный отсек с системой управления, двигательную установку, солнечные батареи, головку самонаведения, устройства дистанционного захвата КМ.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в спутниковых системах связи и наблюдения. Спутниковая система связи и наблюдения содержит от 1 до 7 спутников с аппаратурой связи и наблюдения.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в системах искусственных спутников (СИС). СИС содержит минимум два искусственных спутника панельного типа (ИСПТ), соединенных в многофункциональную сеть (МС).

Изобретение относится к управлению движением группы (кластера) космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных спутников Земли. Согласно способу линии узлов и линии апсид орбит мониторингового КА (МКА) и смежных КА (СКА) поддерживают ортогональными. Сумма эксцентриситетов орбит должна составлять ~ 0,0004, а наклонение орбиты МКА относительно орбиты СКА - не менее (14-15) угл. с. С этой целью проводят регулярные коррекции для удержания концов (фазовых) векторов наклонения и эксцентриситета в требуемых областях прицеливания. Кроме того, корректируют долготы (периоды обращения) так, чтобы начало осей координат (отклонениий вдоль орбиты и по радиусу-вектору) совпадало в заданных пределах с центром эллипса дистанцирования от СКА. Переопределяют центры областей прицеливания при корректировке стратегии управления движением центра масс СКА. При снижении уровня приема на МКА излучения антенн, установленных на СКА, переходят в режим приема информации для СКА с наземных антенн. В случае уверенного приема на МКА сигналов указанных антенн СКА в течение 12 ч осуществляют непосредственный круглосуточный мониторинг СКА двумя МКА. Данные МКА установлены на диаметрально противоположных сторонах указанного эллипса дистанцирования. Техническим результатом изобретения является удержание КА на рабочей позиции без помех другим КА и мониторингу СКА. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх