Способ группового орбитального движения искусственных спутников

Изобретение относится к орбитальному движению искусственных спутников Земли (ИСЗ), совершающих групповой полет. Поддержание расстояния между ИСЗ по фронту производится путем периодического включения на ближней границе разрешенного коридора движения реактивной двигательной установки (ДУ) активного ИСЗ. Тяга ДУ ориентирована перпендикулярно плоскости орбиты активного ИСЗ в направлении от плоскости орбиты пассивного ИСЗ. Поддержание расстояния между ИСЗ по дистанции производится периодическим изменением высоты полета активного ИСЗ с включением его ДУ вдоль местной вертикали или периодическим изменением скорости полета активного ИСЗ с включением его ДУ вдоль направления полета. Техническим результатом изобретения является создание способа группового орбитального движения двух и более ИСЗ, включающего их полет по близким орбитам с возможностью изменения положения активных аппаратов относительно пассивного, поддержание заданной конфигурации орбитального построения относительно наблюдателя на поверхности Земли. 1 ил.

 

Изобретение относится к орбитальному движению искусственных спутников планеты, в частности - Земли (ИСЗ), совершающих групповой полет.

Известны способы группового орбитального полета космических аппаратов (КА), например, последовательно выводимых на близкие орбиты (КА "Восток-3" и "Восток-4", КА "Восток-5" и "Восток-6", КА "Союз-6", "Союз-7" и "Союз-8") - см. "Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди." под ред. Ю.М. Батурина, М., изд-во "РТСофт", 2005 г., стр. 19-25, 91-93 (аналоги).

Координированное (групповое, эскадренное) движение космических аппаратов в орбитальном строю осуществляется путем придания всем либо некоторым КА строя способности к согласованному программному изменению параметров своей орбиты в рамках разрешенных пространственных допусков и располагаемых запасов характеристической скорости. Аппарат, способный к выполнению координированного пространственного маневра, будем называть управляемым или активным. В свою очередь КА, не способный по каким-либо причинам к орбитальному маневру, будем называть неуправляемым или пассивным.

В качестве ближайшего аналога принят способ группового орбитального движения двух ИСЗ в рамках шведского космического эксперимента Prisma - активного (управляемого) KA Mango и пассивного (неуправляемого) КА Tango - см. Е. Землякова "Старт "Днепра": советские технологии на благо европейских заказчиков"; "Prisma: нас уже двое!" / "Новости космонавтики" №№8, 10-2010 г. Космические аппараты были запущены ракетой-носителем "Днепр" 15 июня 2010 г. на общую орбиту и в процессе полета неоднократно расходились на расстояние по фронту, дистанции и высоте до нескольких километров (при точности определения взаимного положения на уровне ~ 1 м).

К недостаткам способа - ближайшего аналога следует отнести отсутствие режима автономного управления активным КА с целью поддержания заданной (программной) конфигурации строя относительно наблюдателя на поверхности Земли, а также невозможность прямого (без существенных доработок) перенесения опыта совместного маневрирования KA Mango и Tango на группу из развернутых по фронту, дистанции и высоте трех и более ИСЗ (для поддержания заданной конфигурации строя относительно наблюдателя на поверхности Земли).

Целью предлагаемого изобретения является создание способа группового орбитального движения двух и более ИСЗ, включающего их полет по близким орбитам с возможностью изменения положения активных аппаратов относительно пассивного, при реализации которого для разнесенных по фронту дистанции и высоте ИСЗ будет поддерживаться заданная конфигурация орбитального построения относительно наблюдателя на поверхности Земли (например, в соответствии с концепцией космической рекламы).

Указанная цель достигается тем, что поддержание расстояния между ИСЗ по фронту производят путем периодического включения на ближней границе разрешенного коридора движения реактивной двигательной установки (ДУ) активного ИСЗ, тягу которой ориентируют перпендикулярно плоскости орбиты активного ИСЗ в направлении от плоскости орбиты пассивного ИСЗ, а поддержание расстояния между ИСЗ по дистанции производят периодическим изменением высоты полета активного ИСЗ с включением его ДУ вдоль местной вертикали (MB) или периодическим изменением скорости полета активного ИСЗ с включением его ДУ вдоль направления полета (НП).

Схема реализации группового орбитального движения по фронту в рамках предлагаемого технического решения для одного активного и одного пассивного ИСЗ приведена на фиг. 1.

Приняты обозначения:

1 - пассивный ИСЗ;

2 - траектория полета пассивного ИСЗ в плоскости его орбитального движения;

3 - активный ИСЗ;

4 - траектория полета активного ИСЗ;

5 - ближняя граница разрешенного коридора движения активного ИСЗ по фронту;

6 - дальняя граница разрешенного коридора движения активного ИСЗ по фронту;

7 - зона включения реактивной ДУ активного ИСЗ;

8 - направление вектора тяги реактивной ДУ.

Затраты характеристической скорости активного ИСЗ на поддержание своего места внутри разрешенного коридора движения по фронту можно оценить следующим образом.

Пусть ИСЗ движутся по круговой орбите с периодом Τ, при этом гравитационное поле Земли будем считать центральным ньютоновским. При этом пассивный ИСЗ поз. 1 движется по траектории поз. 2, а активный ИСЗ поз. 3 - по «параллельной» траектории поз. 4.

Для записи уравнений движения активного ИСЗ относительно пассивного КА введем орбитальную систему координат Oxyz с началом в центре масс О пассивного аппарата. Ось Oz орбитальной системы координат направлена вдоль радиус-вектора пассивного ИСЗ поз. 1 от центра Земли, ось Ox лежит в плоскости орбиты КА и направлена в сторону его движения.

Линеаризованные уравнения неуправляемого движения объектов в малой окрестности пассивного ИСЗ имеют вид:

где - орбитальная угловая скорость пассивного ИСЗ. Уравнения (1) называют уравнениями Хилла-Клохесси-Уилтшира (см., например, Clohessy W.H., Wiltshire R.S. Terminal Guidance System for Satellite Rendezvous // Journal of the Astronautical Sciences. 1960. V. 27. №9. P. 653-678).

Данные уравнения допускают семейство периодических решений

где А и Ф - произвольные постоянные. Решения (2) соответствуют перемещению активного КА вдоль оси Oy (по фронту) на одной высоте с пассивным ИСЗ.

Нетрудно проверить, что решения (2) неустойчивы по Ляпунову. Однако эта неустойчивость слаба - в общем случае она характеризуется линейным возрастанием по времени начальных возмущений. Поэтому можно утверждать, что, при необходимости, уход активного КА с оси Oy можно предотвратить с помощью управляющих воздействий.

Пусть для заданного функционирования спутниковой группировки требуется удерживать расстояние d между активным КА поз. 3 и плоскостью орбиты пассивного ИСЗ поз. 1 в некотором интервале I=[dmin, dmax] - иначе, между ближней поз. 5 и дальней поз. 6 границами разрешенного коридора движения по фронту (см. фиг. 1).

В момент времени t=0 разместим активный КА поз. 3 на оси Oy орбитальной системы координат на расстоянии dmax от пассивного аппарата поз. 1 (т.е. на дальней границе поз. 6), не сообщая ему скорости, т.е. В этом случае движение активного КА в последующие моменты времени описывается формулой

y(t)=dmax cosωt

В момент времени расстояние между ИСЗ поз. 1 и поз. 3 достигнет ближней границы поз. 5 разрешенного коридора - т.е. значения dmin. Скорость сближения космических аппаратов в этот момент составит

Сообщим теперь активному КА импульс Δv вдоль оси Oy (посредством тяги ДУ поз. 8), изменяющий знак относительной скорости

После такого импульса активный КА поз. 3 удалится от пассивного ИСЗ поз. 1 на расстояние dmax, а потом опять начнется сближение. Как только расстояние между ИСЗ поз. 1 и поз. 3 станет равно dmin, к активному КА поз. 3 снова прикладывается импульс Δv с направлением вектора тяги ДУ поз. 8 в соответствии с фиг. 1. При этом временной интервал Ti между импульсами составит

Если активный КА поз. 3 должен двигаться заданное (относительно длительное) время Ttotal(>>Ti) в разрешенном коридоре (на расстоянии по фронту в интервале I), то суммарные затраты характеристической скорости Δvtotal на поддержание такого движения можно оценить следующим образом

При этом количество импульсов Ntotal для поддержания активного КА поз. 3 в разрешенном коридоре составит

При уменьшении интервала допустимых расстояний (|dmax-dmin|→0) количество импульсов неограниченно возрастает, а суммарные затраты характеристической скорости стремятся к пределу Δνtotal2dmaxTtotal.

В качестве примера представлены затраты характеристической скорости для удержания активного КА поз. 3 массой 250 кг на расстоянии по фронту от пассивного КА поз. 1, не превосходящем dmax=200 м, в течение Ttotal=30 суток. Пассивный КА движется по круговой орбите высотой ~300 км (период орбитального движения Т=1 час 30 мин). Результаты расчетов приведены ниже.

Следует отметить, что рассмотренный выше срок удержания активного КА в разрешенном коридоре по фронту - 30 суток - можно считать предельным (максимальным по продолжительности) практически для любых миссий, требующих «жесткого» (неизменного для наземного наблюдателя) группового движения ИСЗ. При этом суммарные затраты характеристической скорости ИСЗ представляются вполне приемлемыми (так, ИСЗ типа «Полет», запускаемые с 1963 г., имели запас характеристической скорости ~1200 м/с - см., например, Л.Е. Макаров, В.А. Поляченко, М.А. Хомяков, А.В. Благов и др. «60 лет самоотверженного труда во имя мира», М., издат. дом «Оружие и технологии», 2004 г., стр. 242).

Что касается поддержания расстояния между ИСЗ поз. 1 и поз. 3 по дистанции (т.е. вдоль направления полета пассивного КА), то для групповых орбит одинаковой (близкой по значению) высоты и эксцентриситета требуется периодическое включение реактивной ДУ активного аппарата поз. 3 в плоскости его орбиты. При этом, в случае отставания активного КА поз. 3 от пассивного КА поз.1 (например, вследствие деформации эксцентриситета орбиты при действии внешних и/или внутренних возмущающих факторов и соответствующего местного рассогласования текущих высот ИСЗ группы), направление вектора тяги ДУ формируется таким образом, чтобы активный КА поз. 3 в плоскости своей орбиты увеличил местную скорость. Это, в частности, достигается либо посредством дозированного уменьшения высоты орбиты KA поз. 3 с соответствующим увеличением линейной и угловой орбитальной скорости движения аппарата (включением ДУ «вниз» вдоль MB), либо посредством набора дополнительной орбитальной скорости на некотором отрезке траектории (включением ДУ КА поз. 3 вдоль НП «на разгон»), с последующей коррекцией изменения высоты и эксцентриситета новой орбиты для продолжения группового полета.

Соответственно, в случае отставания пассивного КА поз. 1 от активного КА поз. 3 - направление вектора тяги реактивной ДУ также формируется в плоскости орбиты активного аппарата, но при этом производится либо дозированное увеличение высоты орбиты КА поз. 3 с соответствующим уменьшением линейной и угловой орбитальной скорости движения активного КА (включением ДУ «вверх» вдоль MB), либо посредством уменьшения орбитальной скорости КА поз. 3 на некотором отрезке траектории (включением ДУ вдоль НП «на торможение»), с последующей коррекцией изменения высоты и эксцентриситета новой орбиты для продолжения группового полета.

Периодичность задействования ДУ активного аппарата определяется величиной отрезка траектории, на котором сохраняется уровень допустимых искажений орбитального изображения при групповом полете КА. Чем строже требования к четкости конфигурации строя - тем чаще требуются сеансы коррекции траектории. В ряде случаев представляется целесообразным «объединить» импульсы коррекции по фронту и дистанции путем их «геометрического» сложения и выдачи в зоне ближней границы разрешенного коридора движения по фронту поз. 5 - иначе, при реализации dmin.

Следует отметить, что, в зависимости от характера деформации формы орбиты каждого активного КА поз. 3 относительно формы орбиты пассивного КА поз. 1 (которая выступает в роли опорной) - запасы характеристических скоростей различных КА поз. 3 будут расходоваться неодинаково. В этой связи допускается перестроение активных КА поз. 3 таким образом, чтобы КА с максимальными запасами топлива располагались в наиболее энергоемкой периферийной части орбитального построения.

Эволюция орбиты пассивного КА из-за нецентральности гравитационного поля Земли не должна существенным образом повлиять на приведенные выше оценки затрат характеристической скорости активных КА группы - т.е. для парирования небольших отличий в характере эволюции близких орбит потребуются весьма незначительные дополнительные импульсы, что следует, например, из уравнений Седвика-Швайгарда, позволяющих учесть влияние на динамику КА второй гармоники геопотенциала (см., например, Schweighart S., Sedwick R.J. High-Fidelity Linearized J2 Model for Satellite Formation Flight // Journal of Guidance, Control, and Dynamics. 2002. T. 25. №6. P. 1073-1080).

Применение предложенного технического решения целесообразно для эскадренных ИСЗ космической рекламы, групповых КА-мишеней для калибровки и юстировки оптических (в том числе лазерных) и радиотехнических наземных комплексов контроля космического пространства, ΚΑ-инспекторов некооперированных орбитальных объектов, при осуществлении координированных многопозиционных измерений параметров космического пространства и верхней атмосферы Земли в интересах научного знания, а также в целом ряде других практических приложений.

Способ группового орбитального движения искусственных спутников Земли (ИСЗ), включающий их полет по близким орбитам с возможностью изменения положения активных ИСЗ относительно пассивного ИСЗ по фронту, дистанции и высоте, отличающийся тем, что поддержание расстояния между ИСЗ по фронту производят путем периодического включения на ближней границе разрешенного коридора движения каждого активного ИСЗ реактивной двигательной установки (ДУ) активного ИСЗ, тягу которой направляют перпендикулярно плоскости орбиты активного ИСЗ в сторону от плоскости орбиты пассивного ИСЗ, а поддержание расстояния между ИСЗ по дистанции производят периодическим изменением высоты полета каждого активного ИСЗ с включением его ДУ вдоль местной вертикали или периодическим изменением скорости полета каждого активного ИСЗ с включением его ДУ вдоль направления полета.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники и касается изготовления силовой оболочки корпуса возвращаемого летательного аппарата. Ленточный препрег для изготовления теплозащитного покрытия силовой оболочки корпуса содержит скрепленные между собой куски растяжимой в тангенциальном направлении и пропитанной фенольным связующим ленты.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для доставки полезной нагрузки в космическое пространство. Комплекс содержит отсек силовой установки с несущей конструкцией с проемами, переходником, электрическим двигателем, источником электрического питания с солнечными элементами и ядерным источником энергии, бортовую систему в виде дополнительной жидкостной и твердотопливной системы обеспечения движения в космосе, образующую искусственный спутник Земли.

Изобретение относится к области радиотехники и может использоваться для передачи информации об аварийном состоянии изделий ракетно-космической техники на этапе космического запуска.

Кронштейн // 2565427
Металлический кронштейн (1) состоит из двух концевых участков с пазами и имеет Г-образный профиль с продольными и поперечными пазами (2) различной толщины по всей его длине.

Изобретение относится к устройствам и способам защиты летательных объектов при нападении. Целевой объект размещается в космическом аппарате (ложном объекте - оболочке).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для обеспечения безопасности космонавта при работе на поверхности пилотируемой космической станции в открытом космосе.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат содержит корпус, устройство забора воздуха, блок управления, конусообразную камеру сгорания с выхлопным соплом.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции дренажа криогенного компонента из криогенного бака ракетного разгонного блока в составе ракеты космического назначения.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для удаления нефункционирующего космического аппарата (КА) с геостационарной орбиты. Выводят на геостационарную орбиту КА со средством наблюдения и захвата нефункционирующего КА и дополнительным запасом компонентов топлива, переводят КА после окончания срока активного существования в точку стояния на геостационарной орбите нефункционирующего КА, осуществляют ориентацию относительно нефункционирующего КА, наводят на нефункционирующий КА, захватывают нефункционирующий КА, включают двигатель КА, переводят связку космических аппаратов на орбиту захоронения.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в многоразовых ступенях ракет космического назначения (РКН). Система для обеспечения выхода в космическое пространство содержит РКН с двунаправленной поверхностью управления с возможностью разворота, с возможностью принимать информацию о положении конструкции части РКН на поверхности воды для регулирования траектории полета, стартовую площадку, средство для запуска РКН или части РКН со стартовой площадки в первый раз и второй раз соответственно, средство для вертикальной посадки части РКН на конструкцию на водной поверхности, средство для запуска, средство для изменения ориентации РКН с ориентации носом вперед на ориентацию хвостом вперед перед посадкой и повторного входа в атмосферу Земли, средство для отключения ракетных двигателей, средство для первичного и повторного запуска одного или больше ракетных двигателей.

Изобретение относится к космической технике. Космическая платформа содержит модуль служебных систем в форме прямоугольного параллелепипеда, узлы стыковки с системой отделения, двигательную установку, солнечные батареи, систему терморегулирования. Космическая платформа включает в себя цилиндрический отсек в виде сетчатой конструкции из углепластика, сотовые панели с кронштейнами. Внутри цилиндрического отсека установлены баки хранения рабочего тела для двигательной установки системы коррекции с плазменными двигателями на ксеноне и двигательной установки системы ориентации и стабилизации. Техническим результатом изобретения является повышение плотности компоновки и сокращение сроков изготовления КА на базе данной платформы. 4 ил.,3 з.п. ф-лы

Изобретение относится к космической связи и может быть использовано при проектировании космических систем оперативной связи различного назначения. Технический результат состоит в повышении оперативности, помехоустойчивости и технологичности связи, Для этого глобальная низкоорбитальная космическая информационная система состоит из космического и наземного сегментов, включает в себя КА-абоненты и через телекоммуникационное и информационное пространство связана с потребителями на суше, на воде и в воздухе пользовательского сегмента. Космический сегмент состоит из N информационных узлов, состоящих из основного и связанных космических аппаратов в виде кольцевых кластеров, объединенных локальной сетью, при этом космические информационные узлы расположены в смещенных орбитальных плоскостях, а наземный сегмент состоит из сети связанных между собой непосредственно или через телекоммуникационное и информационное пространство конкретной страны с наземными информационными узлами, каждый из которых связан с космическими информационными узлами, которые также связаны со всеми связанными космическими аппаратами-абонентами кластеров. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения лёгкого класса (РКН ЛК). РКН ЛК на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям с определенным составом, весогабаритными и техническими параметрами, необходимыми для осуществления авиационной транспортировки полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН ЛК, содержит спасаемые ракетный блок или двигательную установку первой ступени, воздушно-космическую парашютную систему. Изобретение позволяет сократить время предстартовой подготовки РКН ЛК к пуску. 5 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть применено для реализации программ сведения с геостационарной орбиты (ГСО) вышедших из строя космических аппаратов (КА). Многомодульный космический аппарат (МКА) для очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов содержит двигательную установку с запасами топлива, энергоустановку и систему управления с комплексом средств наблюдения и определения параметров движения сводимого с орбиты космического аппарата (СКА). На борту МКА размещено не менее одного модуля автономного маневрирования с двигательной установкой, системой управления, головкой самонаведения, полезной нагрузкой, с возможностью отделения модуля в заданный момент времени. Способ очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов включает запуск МКА на дежурную орбиту, близкую по высоте к ГСО нахождения СКА, во встречном направлении по отношению к направлению движения СКА. Техническим результатом изобретения является снижение затрат ресурсов (топлива, ракет-носителей) на решение задачи очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при компоновке полезной нагрузки (ПН) в космических аппаратах (КА). Устройство компоновки ПН содержит КА и выполнено в виде разделяемой силовой трубы изогридной сетчатой структуры с функцией силовой конструкции корпуса КА, и состоит из частей в зависимости от высоты и количества КА в ПН, с постоянной площадью поперечного сечения в пределах одной части и увеличивающейся площадью поперечного сечения к адаптеру ракеты-носителя (РН). Собирают космические аппараты вокруг соответствующих частей разделяемой силовой трубы на заводе-изготовителе, интегрируют КА в единую ПН, собирают космическую головную часть (КГЧ) в составе интегрированной ПН и головного обтекателя (ГО), устанавливают КГЧ на штатное место на РН. Изобретение позволяет повысить эффективность использования объёма под ГО РН. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Заявленное изобретение относится к способам питания космического аппарата. Для электропитания космического аппарата обеспечивают совместную работу солнечной батареи и литий-ионной аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, заряжают аккумуляторную батарею от солнечной батареи, измеряют и контролируют основные параметры бортовым комплексом управления с бортовой электронной вычислительной машиной, производят поэлементный контроль напряжений аккумуляторов в аккумуляторной батарее и наличие тока ее разряда. При появлении тока разряда блокируют проведение балансировки аккумуляторов, а при исчезновении - продолжают. Обеспечивается повышение эффективности использования литий-ионных аккумуляторных батарей в составе системы электропитания низколетящего космического аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек, амортизатор, выхлопные сопла, поршень, реактивный двигатель поршня и предохранительные амортизационные упоры. Блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек с интервалами, начинающимися при приближении поршня к амортизационным предохранительным упорам и прекращающимися после прекращения ускорения. Техническим результатом изобретения является увеличение скорости и экономия энергоресурсов. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты. Изобретение позволяет увеличить скорость и дальность полета ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к транспортным средствам и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два реактивных двигателя внутри корпуса блока управления, прямоугольную камеру с амортизатором, два тугоплавких пружинных клапана с теплоизоляционными прокладками и повернутыми закруглениями, блок управления выдачей топлива с увеличенными интервалами. Изобретение позволяет повысить ускорение и надежность ЛА. 1 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с солнечными батареями (СБ). В способе управления ориентацией СБ определяют углы разгона и торможения СБ и максимальные значения тока, вырабатываемого СБ при работе бортового оборудования в режимах минимального и максимального потребления тока. Задают углы срабатывания и отпускания СБ, диапазон времени определения положения СБ на освещенном участке орбиты и максимально допустимый угол анализа токов. Задают максимально допустимые ошибку определения углового положения СБ и период измерения токов. Устанавливают начальное значение максимального фонового тока и вычисляют точность определения положения СБ. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей и повышение эффективности способа управления положением СБ. 4 ил.

Изобретение относится к орбитальному движению искусственных спутников Земли, совершающих групповой полет. Поддержание расстояния между ИСЗ по фронту производится путем периодического включения на ближней границе разрешенного коридора движения реактивной двигательной установки активного ИСЗ. Тяга ДУ ориентирована перпендикулярно плоскости орбиты активного ИСЗ в направлении от плоскости орбиты пассивного ИСЗ. Поддержание расстояния между ИСЗ по дистанции производится периодическим изменением высоты полета активного ИСЗ с включением его ДУ вдоль местной вертикали или периодическим изменением скорости полета активного ИСЗ с включением его ДУ вдоль направления полета. Техническим результатом изобретения является создание способа группового орбитального движения двух и более ИСЗ, включающего их полет по близким орбитам с возможностью изменения положения активных аппаратов относительно пассивного, поддержание заданной конфигурации орбитального построения относительно наблюдателя на поверхности Земли. 1 ил.

Наверх