Спутниковая система со сверхвысокой солнечно-синхронной орбитой

Авторы патента:


Спутниковая система со сверхвысокой солнечно-синхронной орбитой
Спутниковая система со сверхвысокой солнечно-синхронной орбитой
Спутниковая система со сверхвысокой солнечно-синхронной орбитой
Спутниковая система со сверхвысокой солнечно-синхронной орбитой
Спутниковая система со сверхвысокой солнечно-синхронной орбитой

 


Владельцы патента RU 2576643:

ДЖАПЭН АЭРОСПЕЙС ЭКСПЛОРЕЙШН ЭДЖЕНСИ (JP)

Изобретение относится к спутниковым системам (СС), предоставляющим потребителям комплекс услуг (астрономических, глобальных связи и мониторинга). СС содержит один или более спутников (3) на сверхвысокой (~ неск. млн. км) солнечно-синхронной, относительно Земли (4), орбите. Эта орбита порождается движением спутника (3) по орбите (2) вокруг Солнца (5). Орбита (2) имеет период, близкий к одному году, и определённое отношение величин наклонения к плоскости эклиптики (1) и эксцентриситета (в частности, 1,73). Выведение спутников на указанную орбиту возможно с экономией топлива благодаря использованию возмущений гравитационного поля Земли. Технический результат изобретения состоит в создании более благоприятных условий для реализации и расширения СС своих функций по сравнению со СС на низких солнечно-синхронных орбитах. 1 з.п. ф-лы, 14 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к спутниковой системе со сверхвысокой солнечно-синхронной орбитой, в которой спутники летят в межпланетном пространстве, вращаясь вокруг Солнца, но так, что кажется, что они вращаются вокруг Земли. Более конкретно, настоящее изобретение относится к спутниковой системе со сверхвысокой солнечно-синхронной орбитой, предназначенной для реализации научной спутниковой системы, обладающей высокой точностью и высоким качеством при выполнении наблюдений небесных тел или Земли, а также системы спутниковой связи, одновременно охватывающей полушарие Земли, при этом научная спутниковая система и спутниковые системы связи реализуют условия сверхвысокой солнечно-синхронной орбиты благодаря увеличению высоты обычной солнечно-синхронной орбиты, установленной на основе концепции гармонического гравитационного эффекта, используемого в настоящее время для размещения спутников на солнечно-синхронных орбитах.

Уровень техники

Астрономические спутники и т.п. часто выводят на так называемую солнечно-синхронную орбиту, на которой можно поддерживать постоянными направления и относительные положения Солнца и Земли, когда их рассматривают со спутника. Однако, поскольку на солнечно-синхронных орбитах в соответствии с обычной концепцией используются несферические компоненты гравитации, которые связаны со сплющенностью Земли, обычные солнечно-синхронные орбиты реализуются только на малой высоте, составляющей приблизительно от нескольких сотен километров до тысячи километров, на которых спутники вращаются вокруг Земли (см. патентный документ 1), и при этом невозможно исключить тепловое излучение Земли, что является чрезвычайно нежелательным для телескопа с криогенным охлаждением и т.п. на астрономических спутниках. Кроме того, при использовании такой системы в качестве спутниковых систем связи возникает недостаток, состоящий в том, что зона обслуживания спутника получается более узкой, чем у геостационарной спутниковой системы с большой высотой, таким образом, солнечно-синхронная орбита, основанная на обычной концепции, не используется с целью обеспечения связи. С точки зрения перспективы исключения теплового излучения Земли необходимо увеличивать расстояние между спутником и Землей, но в соответствии с обычной концепцией солнечно-синхронных орбит их синхронные характеристики применяются только на орбитах с малой высотой, в результате такое условие синхронности с Солнцем невозможно удовлетворить, используя орбиты с большой высотой, то есть орбиты с большим периодом обращения.

Поэтому для исключения теплового излучения Земли расстояние между спутником и Землей в достаточной степени увеличивают до точек Лагранжа в системе Солнце-Земля, в результате чего снова можно поддерживать постоянной геометрию между Землей и Солнцем. Известно, что цель миссии NASA при запуске спутника с космическим телескопом Джеймса Вебба (James Webb Space Telescope, JWST) состояла в размещении спутника в точках Лагранжа L2. JWST был выведен на орбиту HALO, дрейфующую около точки L2, но проблема, связанная с этой орбитой, состоит в том, что геометрические условия с точки зрения направлений на Солнце и на Землю, в принципе, не ограничиваются одним направлением. Кроме того, существует проблема низкой чувствительности при получении информации радионаблюдений из-за флуктуации положения спутника, при этом требуется накапливать измерения на Земле для определения орбиты и для обеспечения навигационной точности.

С точки зрения расстояния для связи используемые точки Лагранжа ограничиваются точками L1 и L2, которые расположены на относительно малом расстоянии от Земли. Но поскольку эти точки являются теоретически нестабильными точками равновесия, эти точки необходимо постоянно активно стабилизировать путем определения орбиты и управления орбитой. В частности, на эти точки сильно влияет гравитация Луны. Кроме того, необходимо на исходной стадии вывода на орбиту осуществлять планирование траектории, что требует более доскональной подготовки, чем для нормального межпланетного зонда, и, таким образом, требуется длительный период для завершения вывода на орбиту. Кроме того, трудно обеспечить возможность выполнения астрономических наблюдений до тех пор, пока не будет завершен вывод на орбиту. В обычной концепции нельзя ожидать эффекта возмущений, вызванных несферическими компонентами гравитации Земли, для более высокой солнечно-синхронной орбиты, хотя обычно несферические компоненты гравитации создают солнечно-синхронный эффект, следовательно, для этого случая трудно получить условие синхронности с Солнцем. В качестве одной из мер для решения этой проблемы рассматривается размещение спутника на межпланетной орбите, расположенной рядом с Землей. В качестве примера реально реализованной миссии так же, как и межпланетный астрономический спутник, известен спутник NASA, предназначенный для наблюдений в инфракрасном диапазоне, называемый Средством космического инфракрасного телескопа (Space Infrared Telescope Facility, SIRTF, в настоящее время называемый Schpitzer). Для спутника наблюдений за инфракрасным излучением SIRTF в качестве межпланетной орбиты выбрана орбита, период обращения которой несколько отличается от периода обращения Земли. Однако на этой орбите расстояние между Землей и спутником с каждым годом постепенно увеличивается, поэтому существует проблема, заключающаяся в том, что постепенно станет трудно обеспечить получение данных с высокой скоростью передачи битов. Кроме того, хотя угол между направлением на Солнце и направлением на Землю, видимый со спутника, приблизительно равный 90 градусов, обеспечивается на первоначальном этапе, это условие постепенно перестает выполняться, поэтому постепенно становится все труднее поддерживать направление на Солнце, которое является источником света и источником тепла, когда необходимо выдержать правильное направление на Землю.

Патентный документ 1: Выложенная заявка №Н10-258799 на японский патент

Раскрытие изобретения

Таким образом, цель настоящего изобретения состоит в создании спутниковой системы на солнечно-синхронной орбите, которая невозможна на обычной солнечно-синхронной орбите, основанной на гармониках гравитационного поля, и которая эффективно выполняет функцию научной спутниковой системы или спутниковой системы связи, предназначенной для астрономических наблюдений или наблюдений за поверхностью Земли, и которая позволяет ослабить конструктивные требования к спутнику, всегда обеспечивает постоянные геометрические условия по направлению на Солнце и направлению на Землю на межпланетной орбите при поддержании постоянным расстояния между спутником и Землей в пределах определенной «полосы», удовлетворяя условиям поддержания постоянного расстояния для передачи данных и, по существу, обеспечивая большую зону охвата поверхности Земли, не испытывая воздействия теплового излучения со стороны Земли.

Спутниковая система со сверхвысокой солнечно-синхронной орбитой в соответствии с настоящим изобретением, предназначенная для решения указанных выше проблем, содержит спутники (3) на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите, которые обращаются вокруг Солнца (5), но для которых кажется, что они вращаются вокруг Земли, по существу, по кругу или эллипсу на сверхбольшой высоте, и для которых плоскость орбиты относительно Земли остается, по существу, постоянной, при этом с помощью этой спутниковой системы выполняется любая из услуг, включающих наблюдение за космическим пространством, наблюдение поверхности Земли и осуществление спутниковой связи.

Спутники на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите, предпочтительно, должны иметь период обращения, по существу, равный одному году, и предпочтительно должны вращаться вокруг Солнца при поддержании, по существу, постоянными расстояния и геометрии между Солнцем и Землей на сверхбольшой высоте, составляющей по меньшей мере несколько миллионов километров от Земли, для обеспечения стабильности орбиты в течение длительного периода времени.

В такой спутниковой системе на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите удовлетворяются указанные условия, при которых вектор, направленный перпендикулярно виртуальной плоскости орбиты «вращения» спутника вокруг Земли, сохраняет, по существу, фиксированное расстояние независимо от вращения Земли во вращающейся системе координат, одна основная ось которой представляет собой направление Солнце-Земля, в центре которой находится Земля, и наблюдатель сканирует всю небесную сферу в инерционной системе за время одного оборота, при этом исключается влияние светового и теплового излучения Земли, в результате чего можно выполнять астрономические/глобальные наблюдения.

Кроме того, также становятся возможными глобальные наблюдения в полярной области, хотя они невозможны для обычного геостационарного спутника. Кроме того, в спутниковой системе со сверхвысокой солнечно-синхронной орбитой одновременно одним спутником обеспечивается охват, по существу, полусферы Земли, при этом обеспечивается возможность глобальной связи путем размещения трех спутников на равных расстояниях на одной виртуальной орбите, используя спутники на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите в качестве спутников связи.

Для спутников со сверхвысокой солнечно-синхронной орбитой в соответствии с настоящим изобретением отношение между углом i наклона и эксцентриситетом е орбиты не обязательно равно определенному значению 1,73, таким образом, спутники на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите могут иметь произвольные значения этого параметра, и соотношение геометрического положения между Солнцем и Землей может быть зафиксировано при постоянном поддержании неизменными условий вращения и синхронности.

Кроме того, в качестве орбиты для спутников на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите в соответствии с настоящим изобретением возможно использовать орбиту, на которой условие постоянства «ослаблено» и условие синхронности установлено приблизительно переменным, то есть орбиту, на которой соотношение геометрического положения может быть постоянным с колебаниями или в пределах фиксированного диапазона. Орбиты такого типа имеют полезное свойство, состоящее в том, что скорость коррекции орбиты, требующаяся при выводе спутника, может быть снижена.

Кроме того, в спутниковой системе на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите в соответствии с настоящим изобретением спутники на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите могут быть размещены на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите с использованием возмущений, вызванных притяжением Земли. Механические и физические характеристики нормальной задачи для двух тел предполагают, что требуется чрезвычайно высокая скорость коррекции орбиты и необходим значительный временный период для вывода спутников на орбиту прежде, чем они будут выведены на эти окончательные сверхвысокие солнечно-синхронные орбиты. В способе запуска и вывода спутников на сверхвысокую солнечно-синхронную орбиту в соответствии с настоящим изобретением, в отличие от приведенной выше концепции, благодаря использованию преимуществ характеристик, получаемых в задаче с тремя телами, в которой возмущения, вызванные притяжением Земли, используются для улучшения орбиты, может быть реализован вывод на орбиту с широким диапазоном отношения i/e или на приблизительно синхронную орбиту при использовании лишь малой скорости коррекции орбиты в течение короткого периода времени, и, таким образом, этот способ представляет собой практически важную технологию.

Спутниковая система на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите в соответствии с настоящим изобретением может обеспечить вывод на солнечно-синхронную орбиту спутника, который вращается вокруг Солнца, и при этом кажется, что он вращается вокруг Земли, при поддержании постоянного направления и геометрии спутника относительно Солнца и Земли на сверхбольшой высоте, составляющей несколько миллионов километров, на которой исключается влияние Земли. Кроме того, спутники на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите в соответствии с настоящим изобретением обладают множеством преимуществ, позволяющих использовать их в качестве спутника для космических наблюдений, наблюдений поверхности Земли, а также спутниковой связи, по сравнению со спутниками на обычных орбитах, поскольку спутники на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите в соответствии с настоящим изобретением расположены на значительном расстоянии до Земли, на котором они не подвергаются воздействию теплового излучения Земли и могут удовлетворять условиям, при которых вектор, перпендикулярный виртуальной плоскости орбиты «вращения» спутника вокруг Земли, является, по существу, фиксированным, независимо от обращения, не происходит увеличения расстояния. В частности, при установке инфракрасного телескопа для использования спутников на сверхвысокой солнечно-синхронное орбите в качестве спутников для астрономических наблюдений или спутников для наблюдения за поверхностью Земли можно получить данные высокой точности и высокого качества, такие как изображение с высокой разрешающей способностью, можно выполнять глобальные наблюдения, при которых можно избирательно улучшать условия видимости северного полушария, и это полушарие Земли, включая полярную область, может быть охвачено одновременно в течение длительного периода, и при этом может быть обеспечена связь, которая позволяет одновременно охватывать, по существу, всю поверхность Земли при использовании приблизительно трех или другого малого количества спутников.

Кроме того, после того, как спутники на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите в соответствии с настоящим изобретением будут выведены на орбиту в соответствии с приведенным выше описанием, в принципе, не требуется каких-либо дополнительных операций для поддержания орбиты, при этом может быть существенно уменьшено потребление топлива для коррекции орбиты, и наблюдения можно выполнять даже на раннем этапе, во время вывода спутников на орбиты.

Краткое описание чертежей

Фиг.1. Внешний вид плоскости солнечно-синхронной орбиты, имеющей период обращения один год, в соответствии с вариантом выполнения настоящего изобретения.

Фиг.2. Вид орбиты в плане.

Фиг.3-А. Внешний вид плоскости солнечно-синхронной орбиты в соответствии с настоящим изобретением, показанной на фиг.1, в центре плоскости орбиты находится Земля, при виде со стороны Солнца.

Фиг.3-В. Внешний вид орбиты в виде сбоку.

Фиг.4. Пояснительная схема, представляющая соотношение положения между Землей и спутником на солнечно-синхронной орбите в виде со стороны Солнца, причем спутник на солнечно-синхронной орбите имеет период обращения в один год, в соответствии с вариантом выполнения настоящего изобретения.

Фиг.5-А. Схема, полученная с помощью точной численной модели, для идеальной сверхвысокой солнечно-синхронной орбиты, в которой смоделирована плоскость x-z.

Фиг.5-В. Схема, полученная с помощью моделирования, в которой моделируется плоскость х-у орбиты.

Фиг.5-С. Схема, полученная с помощью моделирования, в которой моделируется плоскость y-z орбиты.

Фиг.6-А. Схема, полученная с помощью моделирования, в которой моделируется вывод на сверхвысокую солнечно-синхронную орбиту, вывод на которую осуществляется с использованием возмущений, вызванных притяжением Земли; представлена модель в плоскости x-z.

Фиг.6-В. Схема, полученная с помощью моделирования, в которой моделируется плоскость х-у орбиты.

Фиг.6-С. Схема, полученная с помощью моделирования, в которой моделируется плоскость y-z орбиты.

Фиг.7-А. Схема, полученная с помощью моделирования сверхвысокой солнечно-синхронной орбиты, вывод на которую производят с использованием возмущений, вызванных притяжением Земли; сверхвысокая солнечно-синхронная орбита имеет малый угол наклона i=~0 градусов, представлена модель в плоскости в x-z.

Фиг.7-В. Схема, полученная с помощью моделирования, в которой моделируется плоскость х-у орбиты.

Фиг.7-С. Схема, полученная с помощью моделирования, в которой моделируется плоскость y-z орбиты.

Пояснения ссылочных позиций

1 - плоскость эклиптики

2 - плоскость орбиты спутника

3 - спутник

4 - Земля

5 - Солнце

6 - орбита вращения Земли

7 - орбита спутника

Осуществление изобретения

Ниже со ссылкой на чертежи описаны лучшие варианты выполнения настоящего изобретения.

Ключевой момент настоящего изобретения состоит в выводе спутника на межпланетную орбиту, расположенную рядом с Землей, для получения солнечно-синхронных условий в соответствии с геометрическим соотношением.

В частности, в соответствии с настоящим изобретением спутник 3 выводят на межпланетную орбиту, в результате чего спутник 3 вращается вокруг Солнца 5 с периодом обращения в один год так, что плоскость 2 орбиты спутника наклонена к плоскости 1 эклиптики с эклиптическими координатами, как показано на фиг.1, и в идеале спутник находится в плоскости, наклоненной к плоскости вращения Земли на 60 градусов или -60 градусов при наблюдении из центра Земли 4. При орбитальном движении спутника, который имеет такой же период обращения, как и период обращения Земли, то есть имеет такую же величину большой полуоси орбиты, как у Земли, и другую величину эксцентриситета, спутник описывает эллипс, представляющий собой замкнутую кривую в плоскости вращения Земли. С другой стороны, внеплоскостное движение спутника полностью независимо от движения в плоскости, таким образом, когда величина расстояния от плоскости выбирается соответствующим образом, то кажется, что спутник вращается вокруг Земли вдоль линии с постоянным радиусом. В проекции на плоскость вращения Земли, как показано на фиг.2, орбита 6 обращения Земли и орбита 7 спутника, в центре которых находится Солнце 5, спутник и Земля вращаются вокруг Солнца, по существу, на аналогичных круговых орбитах с несколько разными эксцентриситетами. Если рассматривать такую ситуацию в виртуальной плоскости орбиты движения спутника относительно Земли, с центром в центре Земли, то спутник движется по круговой орбите вокруг Земли, как показано на фиг.3 и фиг.4.

В частности, получается, что спутник, который выведен на описанную выше орбиту, имеет период, установленный равным одному году (в действительности, возникают небольшие различия из-за влияния гравитации Земли), и соотношение между эксцентриситетом е и углом i наклона орбиты составляет 1:30,5, то есть приблизительно 1,73. В соответствии с этим расстояние от Земли можно поддерживать неизменным и позиционное соотношение между Солнцем и Землей также может оставаться неизменным. Кроме того, после того, как спутник выведен на эту орбиту, в принципе, не требуется выполнять операции для поддержания его на орбите, поскольку здесь очень слабо влияет гравитация Земли. Даже если соотношение между эксцентриситетом е и углом i наклона орбиты принимает другое значение, может быть обеспечена минимальная величина расстояния от Земли, таким образом, такая орбита представляет собой полезную орбиту, которая, в принципе, удовлетворяет условиям солнечно-синхронной орбиты, хотя и с флуктуациями по величине расстояния.

В случае обычных солнечно-синхронных орбит, которые реализованы с использованием возмущения под действием поля гравитации Земли, условия солнечно-синхронной орбиты реализуются в координатах, фиксированных относительно Земли, в которых плоскость орбиты не включает в себя ось вращения Земли, таким образом, синхронизация с Солнцем получается неточной, и при этом невозможно точно поддерживать локальное солнечное время, но проблема состоит в том, что возникает эллипс и геометрия относительно Солнца подвержена флуктуациям. При использовании орбит в соответствии с настоящим изобретением синхронизация с Солнцем поддерживается постоянной, поскольку полученные условия синхронизации с Солнцем определены в плоскости эклиптики, то есть в плоскости вращения системы координат Земли. Хотя характеристики, связанные с системой экваториальной плоскости, то есть когда координаты фиксированы относительно Земли, подвержены сезонным вариациям, этот факт является преимущественным, в определенном смысле. В частности, когда рассматривают плоскость орбиты, наклон которой составляет 84 градуса или больше в точке летнего солнцестояния, видимость на протяжении всего дня из Японии, то есть в области от средней до высокой широты в северном полушарии, может быть обеспечена в течение трех месяцев относительно летнего солнцестояния, и при зимнем солнцестоянии также может быть обеспечена работа в течение восьми часов в день, когда используется наклон больше, чем -36 градусов. Во время весеннего и осеннего равноденствия может быть обеспечена работа в течение четырнадцати часов в день. Такие условия могут быть установлены также для противоположного полушария, то есть южного полушария.

Расстояние от спутника до Земли должно быть таким, чтобы теоретически выполнялись такие условия, если бы было исключено влияние Земли, как указано выше. Однако для обеспечения длительной стабильности орбиты требуется выбирать расстояние, составляющее по меньшей мере несколько миллионов километров, например по меньшей мере 2-5 миллионов километров, или минимальное расстояние, обеспечивающее требуемую скорость передачи данных. В этом случае скорость на бесконечном расстоянии, по существу, равна нулю или 1-2 км/с, что представляет собой малую скорость при выходе из сферы гравитации Земли, и во время окончательного вывода на синхронную орбиту требуется коррекция орбиты со скоростью приблизительно несколько сотен м/с, хотя скорость коррекции изменяется в соответствии с выбранной высотой орбиты. Предпочтительно осуществлять запуск спутника во время осеннего равноденствия или весеннего равноденствия, так чтобы приблизительно удовлетворить условия солнечно-синхронной орбиты в течение одного года после запуска. Время года для запуска может быть установлено произвольно, в соответствии с условиями целевой орбиты. Даже во время периода вывода на орбиту, пока не будут достигнуты условия синхронности, спутник летит в межпланетном пространстве, по существу, на значительном расстоянии от Земли, что позволяет начать научные наблюдения на относительно раннем этапе или продолжить наблюдения, как это выполнялось спутником SIRTF. Следует отметить, что в случае, когда требуемый период наблюдения является коротким или когда геометрические условия в отношении Солнца и Земли можно ослабить, требования описываемого способа могут быть соответственно смягчены, и при этом условия синхронности могут удовлетворяться приблизительно, и спутник может дрейфовать без точного вывода на орбиту, таким образом, в таком случае, достигается существенное уменьшение количества топлива, требуемого для поддержания/коррекции орбиты.

Спутники на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите в соответствии с настоящим изобретением, которые выведены на описанную выше орбиту, можно использовать для предоставления различных услуг. Например, может быть реализован следующий новый способ наблюдения за космическим пространством при использовании этой спутниковой системы на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите в соответствии с настоящим изобретением. Спутники на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите в соответствии с настоящим изобретением могут создать такое условие, что виртуальная орбита, в центре которой находится Земля, обращается один раз за один оборот Земли. На этой орбите продольное направление спутника может все время быть выровнено с локальным вертикальным направлением, при этом можно исключить влияние света и тепла, излучаемого Землей. Поэтому при установке инфракрасного телескопа на спутнике, вращающемся вокруг нормального направления этой орбиты, можно выполнять астрономические наблюдения, на которые не повлияют свет и тепло, излучаемые Землей. Конечно, локальное солнечное время в точке на поверхности Земли непосредственно под спутником, которое далее называется подспутниковой точкой на поверхности Земли, может поддерживаться постоянным, что позволяет с высоким качеством выполнять глобальные наблюдения поверхности Земли. Поскольку такой спутник пролетает через полярную область Земли, могут быть реализованы метеорологические наблюдения Арктики и могут быть получены данные по этим наблюдениям, хотя такие наблюдения не могут быть выполнены, например, обычным метеорологическим спутником.

В частности, в спутниках в соответствии с настоящим изобретением на орбите с большим значением отношения i/e вектор, перпендикулярный виртуальной орбитальной плоскости этой орбиты, всегда направлен в направлении, по существу, противоположном направлению на Солнце, и для инерционной системы плоскость эклиптики, по существу, сканируется во время одного оборота. Угол, охватываемый направлением, перпендикулярным плоскости орбиты, и направлением на Солнце можно выбирать в зависимости от выбора i/e, и подходящие параметры выбираются для выполнения наблюдения предполагаемой целевой области пространства.

Кроме того, система в соответствии с настоящим изобретением позволяет реализовать новую спутниковую систему связи следующим образом. Поскольку такой спутник на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите может лететь на значительном расстоянии от Земли, он может охватывать, по существу, все полушарие Земли одновременно. Поэтому такой спутник можно использовать как спутник связи, и, в частности, при использовании трех спутников, соответствующим образом выведенных на одну и ту же виртуальную орбиту с равными интервалами, может быть реализована система связи, которая охватывает, по существу, всю поверхность Земли. В частности, для орбиты в соответствии с настоящим изобретением поддерживаются условия солнечно-синхронной орбиты, и, таким образом, видимость каждого спутника будет строго фиксирована в соответствии со временами года и локальным солнечным временем пользователя, следовательно, пользователь может легко захватывать соответствующий спутник, используя заранее определенную операцию установки антенны. В соответствии с этим может быть легко построена система связи, независимая от геостационарного спутника.

Характеристики спутника на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите, представленные на фиг.1 - фиг.4, в принципе, игнорируют притяжение под действием гравитации Земли и основаны на характеристиках движения двух тел - Солнца и спутника, таким образом, на этой орбите геометрическая взаимосвязь между Солнцем и Землей является фиксированной, в результате чего удовлетворяются точные условия синхронизации с Солнцем, устанавливается соотношение i/e=1,73 и вдоль траектории поддерживается, по существу, постоянное расстояние до Земли. На фиг.5 показан пример результата точного численного моделирования, связанного с определенной идеальной сверхвысокой солнечно-синхронной орбитой, для которой предполагается поддержание постоянным расстояния до спутника 1×107 км. В этом случае числовая оценка была выполнена точно путем установки отношения i/e приблизительно равным 1,73 и путем учета притяжения под действием гравитации Земли и одновременно притяжения всех небесных объектов в солнечной системе. В результате орбита повторяет вращения по одной и той же траектории, и расстояние до Земли сохраняется, по существу, постоянным, как показано на фиг.5, таким образом была подтверждена стабильность сверхвысоких солнечно-синхронных орбит в соответствии с настоящим изобретением. Для поддержания такой орбиты требуется увеличивать орбитальную скорость на 100-200 м/с в год. На фиг.5 по оси х представлено направление на Землю со стороны Солнца, по оси у показано направление вращения Земли и ось z представляет собой ось, определяющую правостороннюю систему координат с этими осями. В центре расположена Земля. На фигуре сторона по каждой оси составляет 1×107 км.

Спутники на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите в соответствии с настоящим изобретением могут поддерживать характеристики солнечно-синхронной орбиты не только в описанном выше варианте выполнения, основанном на движении двух тел - Солнца и спутника, но также и в случае, когда значение отношения i/e не обязательно имеет специальное значение 1,73, таким образом, можно использовать спутники на сверхвысоких солнечно-синхронных орбитах в соответствии с настоящим изобретением. Кроме того, приблизительная солнечно-синхронная орбита может быть получена даже без удовлетворения точного условия солнечно-синхронной орбиты, и характеристики сверхвысокой солнечно-синхронной орбиты можно поддерживать с меньшей скоростью коррекции орбиты, хотя в этом случае характеристики синхронности проявляют колебательное поведение. В этом случае, как описано выше, используя характеристики движения трех тел, в случае, когда притяжение Земли может изменять орбиту в результате эффекта возмущения, может быть реализован вывод на орбиту с широким диапазоном отношения i/e или на приблизительно синхронную орбиту, только используя малую скорость коррекции орбиты в течение короткого периода переходного времени вывода на орбиту. В частности, при использовании спутников на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите в соответствии с данным вариантом выполнения используют характеристики решения орбитального движения для движения трех тел, и когда спутники выводят на орбиту с помощью ракеты или т.п., при выборе соответствующих исходных условий, определенных с применением этих решений (в основном, азимута траектории полета и времени вывода спутников на орбиту), спутник может быть выведен на орбиту без выполнения специальных операций маневрирования.

В идеальном случае, в котором не учитывается влияние гравитации Земли (возмущение), направление, в котором спутник покидает Землю, представляет собой линию между Солнцем и Землей. Однако для реализации плана вывода на орбиту с тем, чтобы спутник возвращался в положение рядом с Землей, используя преимущество возмущения, необходимо соответственно незначительно сдвинуть такое направление вывода в направлении вращения Земли. В способе вывода на орбиту с использованием возмущения, как описано выше, используется это техническое средство, и конкретный его пример показан на фиг.6 и фиг.7.

На фиг.6-А-6-С иллюстрируется последовательность, начиная от запуска спутника до вывода этого спутника на орбиту, в которой используется возмущение, связанное с притяжением под действием гравитации Земли, для вывода спутника на сверхвысокую солнечно-синхронную орбиту, для которой отношение i/e приблизительно составляет 1. В этом случае требуется значительная коррекция до вывода, которая составляет приблизительно 500 м/с.

На фиг.7-А-7-С показан пример орбиты, на которой аналогично демонстрируется использование действия гравитации Земли от момента запуска спутника до вывода этого спутника на орбиту и в котором i=~0 градусов. При таком условии величина коррекции, требуемая для вывода на орбиту, составляет только приблизительно 140 м/с, что чрезвычайно расширяет возможности применения на практике.

На фиг.6 и 7 так же, как и на фиг.5, ось х все время представляет собой направление на Землю от Солнца, ось у представляет собой направление вращения Земли и ось z представляет собой ось, образующую правостороннюю систему координат с этими осями. Центр представляет собой центр Земли. На фиг.6-А-6-С сторона каждой оси составляет 1×107 км, в то время как на фиг.7-А-7-С она составляет 5×106 км. На каждой фигуре, на которой представлена орбита, показан результат, полученный путем отображения всех масс и элементов основных небесных объектов солнечной системы, включая Луну, с последующим численным интегрированием полученных таким образом значений.

Промышленная применимость

Как описано выше, спутниковая система на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите в соответствии с настоящим изобретением летит с сохранением условия сверхвысокой солнечно-синхронной орбиты на высоте по меньшей мере несколько миллионов километров и может находиться на значительном расстоянии от Земли, на котором отсутствует влияние теплового излучения Земли. Кроме того, поскольку это расстояние поддерживается постоянным или не увеличивается, могут поддерживаться одни и те же геометрические условия относительно Солнца и Земли, и после вывода спутника на орбиту, в принципе, не требуются операции по поддержанию орбиты, таким образом, спутниковая система на сверхвысокой солнечно-синхронной орбите в соответствии с настоящим изобретением может найти различное применение: в качестве новой системы наблюдения за космическим пространством, новой системы связи, независимой от геостационарного спутника, и т.п.

1. Спутниковая система на гелиоцентрической орбите, образующей солнечно-синхронную орбиту вокруг Земли, включающую гало-орбиты и другие орбиты, которые используют синхронизм с вращением Земли, характеризующаяся тем, что представляет собой спутниковую систему (3), которая позволяет выполнять любую из следующих услуг: наблюдение космического пространства, глобальное наблюдение и спутниковая связь,
указанная спутниковая система вращается вокруг Солнца (5), но кажется, что она вращается вокруг Земли, выполняя, по существу, круговое движение вне сферы гравитационного поля Земли на расстоянии по меньшей мере несколько миллионов километров в системе координат, центром которой является Земля и которая вращается вместе с вращением Земли вокруг Солнца, расстояние между спутником и Солнцем и между спутником и Землей, по существу, постоянные, когда спутник вращается с указанным кажущимся круговым вращением,
при этом отношение между углом наклона орбиты и ее эксцентриситетом относительно эклиптических координат выбрано в соответствии с указанными услугами, причем с помощью одного спутника может быть одновременно охвачено, по существу, полушарие Земли и, по существу, вся поверхность Земли может быть охвачена при размещении небольшого количества или трех указанных спутников (3), размещенных с равными угловыми интервалами на одном полном круге в 2π радиан на указанной орбите.

2. Спутниковая система на гелиоцентрической орбите, образующей солнечно-синхронную орбиту вокруг Земли, по п. 1, характеризующаяся тем, что отношение между углом наклона орбиты и ее эксцентриситетом относительно эклиптических координат составляет 1,73, что позволяет иметь постоянное расстояние от Земли.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению выведением космического аппарата (КА) с подлетной траектории на орбиту искусственного спутника планеты (ИСП) с атмосферой. В способе используются аэродинамическое торможение КА и реактивная коррекция орбиты КА на внеатмосферном участке.

Изобретение относится к малым космическим аппаратам, выводимым на орбиту из транспортно-пускового контейнера (ТПК) (напр., при возвращении грузового корабля после его расстыковки с МКС).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для разрушения фрагментов космического мусора (КМ). Запускают к фрагменту КМ космический перехватчик, закрепляют на поверхности на фрагменте КМ гелеобразное взрывчатое вещество, производят взрыв с помощью управляемого детонатора.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах (КА). КА с дополнительным полезным грузом с набором целевой аппаратуры и антеннами содержит модуль служебных систем, модуль полезного груза в виде отдельной конструктивной сборки с дополнительными модулями полезного груза с интерфейсами для стыковки с КА и управлением питанием, системами обеспечения теплового режима.

Изобретение относится к конструкции космического аппарата (КА). КА содержит корпус с комплексом служебных бортовых систем, полезную нагрузку и узлы соединения с системой отделения.

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.

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.

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.

Изобретение относится к конструкции космических аппаратов (КА), преимущественно для исследований на близких (порядка радиуса орбиты Меркурия) расстояниях от Солнца. КА содержит корпус с теплозащитным экраном, научную и служебную аппаратуру, средства терморегулирования и две пары солнечных батарей (СБ). Панели одной из пар СБ закреплены с возможностью отделения на панелях другой пары СБ и имеют с ними общую ось вращения. Неотделяемые от КА панели СБ имеют две противоположные рабочие поверхности. На одной из них установлены только фотопреобразователи, а на другой - также и чередующиеся с последними теплоотражающие элементы. Выбор действующей рабочей поверхности панели, а также угол её установки определяются плотностью падающих солнечных потоков. Техническим результатом изобретения является снижение массы КА, повышение его надежности и упрощение алгоритма ориентации панелей СБ благодаря эффективной структуре СБ. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов. Космический аппарат блочно-модульного исполнения содержит модуль служебных систем, первый модуль полезной нагрузки (МПН) и второй модуль полезной нагрузки. Первый МПН устанавливается на второй модуль МПН так, что стартовая нагрузка первого МПН передается на второй МПН и воспринимается им. КА содержит интерфейсы для обеспечения питанием, передачи данных и других сигналов и имеет достаточно места для укладки больших компонентов: панелей солнечных батарей и антенн. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы КА, снижение времени изготовления и проведения наземной экспериментальной отработки. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к технологии запуска спутников на орбиту. Способ включает размещение спутника внутри космического корабля (КК) перед его выведением на орбиту. После выведения и стыковки КК с орбитальной станцией размещают спутник на внешней поверхности КК. Приводят в рабочее положение раскрывающиеся элементы спутника, контролируя и фиксируя их раскрытие. Отделяют КК со спутником от орбитальной станции и переводят его на заданную орбиту, после чего отделяют спутник от КК. Технический результат изобретения заключается в повышении надежности выведения спутника на заданную орбиту в рабочем состоянии.

Изобретение относится преимущественно к спутниковым информационным системам. Способ включает формирование межспутниковой линии радиосвязи (МЛР) между космическими аппаратами (КА), расположенными в одной орбитальной плоскости. По МЛР последовательно передают сигналы с одного выбранного КА, осуществляющего связь с наземным комплексом, на остальные КА. При этом одна из антенных решеток приемо-передающего модуля каждого КА направлена на смежный КА, расположенный спереди по ходу, а другая решетка - на КА, расположенный сзади по ходу его орбитального движения. Антенные решетки имеют сканирующие диаграммы направленности в плоскости орбиты системы. В каждом сеансе связи определяют и запоминают параметры ориентации приемо-передающих модулей по тангажу и рысканию, при которых обеспечивается приемо-передающая зона МЛР. Эти параметры передают с выбранного КА на остальные КА. Техническим результатом изобретения является повышение оперативности радиосвязи и технологичности процессов управления спутниковой системой. 2 ил.

Изобретение относится к управлению групповым полетом, в котором среднюю угловую скорость всех искусственных спутников Земли (ИСЗ) в группе поддерживают равной средней за виток угловой скорости пассивного ИСЗ. Последний располагают на центральной орбите группы. Активные ИСЗ поддерживают свое орбитальное положение относительно пассивного ИСЗ путем периодической реактивной коррекции. Техническим результатом изобретения является обеспечение заданной конфигурации строя ИСЗ, наблюдаемой с определённых мест поверхности Земли. 2 ил.
Наверх