Система спутников наблюдения планеты



Система спутников наблюдения планеты
Система спутников наблюдения планеты
Система спутников наблюдения планеты
Система спутников наблюдения планеты
Система спутников наблюдения планеты

 


Владельцы патента RU 2595240:

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

Изобретение относится к космическим спутниковым системам локального обзора. Система состоит из спутников с оптико-электронной аппаратурой дистанционного зондирования, размещенных на круговых орбитах с одинаковыми высотами и наклонениями. Восходящие узлы орбит перемещаются относительно проекции Солнца на экваториальную плоскость с ненулевой угловой скоростью. Каждый спутник имеет перерывы в наблюдении заданного широтного пояса поверхности планеты: с максим. (более периода его обращения) и миним. (не более периода обращения) временами. Соответственно восходящие узлы спутниковых орбит разнесены на угол из диапазона от нижнего значения, равного углу поворота с указанной угловой скоростью за указанное миним. время, до верхнего значения, равного углу данного поворота за указанное максим. время. Технический результат изобретения заключается в сокращении перерывов наблюдения освещенных районов планеты при оптимальном выборе числа орбитальных плоскостей и уменьшении затрат топлива на поддержание спутниковой структуры. 6 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических систем локального наблюдения поверхности планеты солнечной системы, в частности Земли.

Для наблюдения поверхности Земли из космоса в видимом или инфракрасном диапазоне излучения используют спутники с оптико-электронной аппаратурой дистанционного зондирования (ОЭАДЗ), размещаемые обычно на солнечно-синхронных орбитах. Местное время восходящего узла орбиты данного типа не изменяется, т.е. угловое расстояние между восходящим узлом орбиты и проекцией Солнца на экваториальную плоскость остается постоянным. Основное преимущество спутника, расположенного на солнечно-синхронной орбите, заключается в том, что он пересекает одну и ту же широту планеты в одно и то же местное время. Последнее обеспечивает постоянство условий освещения трассы спутника.

В настоящее время созданы системы наблюдения Земли, включающие спутники с ОЭАДЗ на солнечно-синхронных круговых орбитах с одинаковыми высотами и одинаковыми наклонениями, такие как RapidEye, SSCEDMF, A-Train и DMC (Тертышников А.В., Кучейко А.А. Оперативный космический мониторинг ЧС: история, состояние и перспективы // Земля из космоса, 2010, №4, с. 7-13).

Известны проекты спутниковых систем наблюдения, состоящих из спутников с ОЭАДЗ на солнечно-синхронных круговых орбитах с одинаковыми высотами и одинаковыми наклонениями (патент США №6241192; Mortari D., Matthew P. Wilkins M.P., Bruccoleri С. On Sun-Synchronous Orbits and Associated Constellations. - 6-th DCSSS Conference, Italy, Riomaggiore, 2004, July 18-22; Ulivieri, C., Laneve, G., & Hajazi, M. Small satellites constellations for continuous regional surveillance // Space Flight Dynamics, Proceedings of the 12th International, Germany, Edited by T-D Guyenne, ESA SP-403, Paris: European Space Agency, 1997, pp. 485-491).

Основными недостатками данного типа космических систем наблюдения являются затраты топлива на коррекцию орбитальных параметров, возмущаемых атмосферой и притяжением третьих тел, для поддержания условия солнечной синхронности и повторяемости трассы, а также ограничения, накладываемые на наклонения и высоты орбит спутников.

В ряде случаев (например, при отсутствии трасс выведения космических аппаратов на наклонения, близкие к солнечно-синхронным, или при использовании многоцелевых космических аппаратов) для наблюдения поверхности планеты из космоса применяют орбиты с изменяющимся местным временем восходящего узла (Sandau R., Roeser Н. - Р., Valenzuela А. Small Satellite Missions for Earth Observation: New Developments and Trends. - Germany, Springer, 2010, с. 67-72; Баринов К.Н., Бурдаев М.Н., Мамон П.А. Динамика и принципы построения орбитальных систем космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1975, с. 28-30). Восходящий узел орбиты такого типа с течением времени перемещается относительно проекции Солнца на экваториальную плоскость, в результате чего у расположенного на ней спутника появляются многовитковые перерывы, в течение которых отсутствуют условия для съемки подстилающей поверхности в видимом и инфракрасном диапазоне длин волн.

Известна система спутников наблюдения поверхности планеты, конкретно Земли (Ulivieri C., Laneve G., & Hajazi M. Small satellites constellations for continuous regional surveillance // Space Flight Dynamics, Proceedings of the 12th International, Germany. Edited by T. - D. Guyenne. ESA SP-403. Paris: European Space Agency, 1997, pp. 485-491), выбранная за прототип, включающая искусственные спутники, оснащенные оптико-электронной аппаратурой дистанционного зондирования и расположенные на круговых орбитах с одинаковыми наклонениями и одинаковыми высотами, с восходящими узлами, перемещающимися относительно проекции Солнца на экваториальную плоскость с отличной от нуля угловой скоростью Каждый из спутников данной системы размещается на кратно-солнечно-синхронной орбите и имеет многовитковые перерывы в наблюдении широтного пояса планеты с максимальной продолжительностью Tпер, повторяющиеся через период кратности, а также периоды, в течение которых возможно наблюдение со спутника широтного пояса планеты с перерывами меньше орбитального периода, с минимальной продолжительностью Tнаб. Спутники системы сгруппированы в одной или нескольких орбитальных плоскостях с равномерно разнесенными линиями узлов. Число орбитальных плоскостей и, следовательно, углы между смежными восходящими узлами определяются в зависимости от требуемой частоты повторения условий освещенности исследуемого района поверхности Земли.

При построении спутниковой системы, принятой за прототип, не учтено изменение освещенности поверхности Земли в результате годового перемещения Солнца относительно экватора. К недостаткам следует отнести также то, что сокращение многовитковых перерывов в наблюдении поверхности Земли данной системой возможно только за счет добавления в нее спутников. Помимо этого, условия солнечной кратности и повторяемости трассы обеспечиваются за счет расхода топлива на поддержание параметров орбит спутников.

Технический результат изобретения заключается в сокращении продолжительности перерывов наблюдения освещенных районов планеты при оптимальном выборе числа орбитальных плоскостей системы и сокращении топлива на поддержание спутниковой структуры.

Технический результат достигается тем, что в системе спутников наблюдения планеты, состоящей из искусственных спутников с оптико-электронной аппаратурой дистанционного зондирования, расположенных на круговых орбитах с одинаковыми высотами и одинаковыми наклонениями, с восходящими узлами, перемещающимися относительно проекции Солнца на экваториальную плоскость с отличной от нуля угловой скоростью имеющих многовитковые перерывы в наблюдении широтного пояса поверхности планеты с максимальной продолжительностью Tпер, а также периоды, в течение которых возможно наблюдение со спутника широтного пояса планеты с перерывами меньше орбитального периода, с минимальной продолжительностью Tнаб, в отличие от известной системы восходящие узлы спутниковых орбит разнесены в пространстве на угол ΔΩ, значение которого принадлежит диапазону

Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых:

- на фиг. 1 изображен участок поверхности планеты, освещенность которого достаточна для наблюдения из космоса с помощью оптико-электронной аппаратуры;

- на фиг. 2 - возможное положение трасс спутников относительно региона на поверхности планеты, доступного для наблюдения из космоса при любом положении Солнца относительно экватора;

- на фиг. 3 - изменение пределов обзора поверхности Земли по широте φ на годовом интервале для спутника, расположенного на круговой орбите с наклонением 50°;

- на фиг. 4 - пределы обзора поверхности планеты по широте φ в зависимости от угла α между восходящим узлом орбиты и проекцией Солнца на экваториальную плоскость для двух вариантов а и б значений наклонения;

- на фиг. 5 - зависимость максимального и минимального межузлового расстояния ΔΩ от широты подспутниковой точки φ для двух вариантов а и б значений наклонения;

- на фиг. 6 - изменение пределов обзора поверхности Земли по широте на годовом интервале для системы спутников, расположенных в двух орбитальных плоскостях с наклонением 50° и восходящими узлами, разнесенными на угол 126,7°.

При этом на фиг. 1-6 приняты следующие обозначения:

φ - широта подспутниковой точки;

η - угол между плоскостью, касательной к поверхности планеты, и направлением на Солнце;

φa, φb - планетоцентрические широты;

ΔΩc - интервал значений α, в пределах которого можно наблюдать широту φ поверхности планеты при любом положении Солнца относительно экватора;

ΔΩп - максимальный интервал значений α, в пределах которого наблюдение широты φ поверхности планеты либо невозможно, либо осуществимо при определенном положении Солнца относительно экватора;

φ* - предельная широта, наблюдаемая в надир системой спутников с перерывами меньше орбитального периода;

ΔΩ* - угловое расстояние между восходящими узлами двух смежных орбит, обеспечивающее наблюдение поверхности в диапазоне широт | ϕ | ϕ * с перерывами меньше орбитального периода.

1 - поток излучения;

2 - терминатор;

3 - наблюдаемая область на поверхности планеты;

4 - положение границы освещенного региона поверхности планеты при расположении Солнца под экватором;

5 - положение границы освещенного региона поверхности планеты при расположении Солнца над экватором;

6 - область на поверхности планеты, всегда освещенная в течение оборота планеты вокруг Солнца;

7 - экватор планеты;

8 - трасса спутника с освещенным участком в диапазоне широт [φa, φb];

9 - трасса спутника, у которого отсутствуют условия для наблюдения планеты.

Принцип построения предлагаемой спутниковой системы наблюдения основан на том факте (см. фиг. 1), что для съемки из космоса в видимом и инфракрасном диапазоне длин волн доступен освещенный потоком солнечного излучения 1 участок поверхности планеты, ограниченный терминатором 2. Устанавливаемая на борту спутников оптико-электронная аппаратура дистанционного зондирования (например, съемочная аппаратура высокого разрешения "Пегас", многоспектральное сканирующее устройство МСУ-Э, многозональная аппаратура МК-4, "Геотон" и "Гамма") имеет ограничение на минимальный угол возвышения Солнца η над плоскостью местного горизонта в точке съемки. Как правило, величина η составляет 10-20°. На фиг. 1 показана область 3 на поверхности планеты, в каждой точке которой возможна съемка в надир при углах возвышения Солнца, превышающих η.

Освещенный участок перемещается относительно экватора планеты вслед за годовым изменением положения Солнца. На фиг. 2 показано положение границ 4 и 5 освещенного участка поверхности относительно экватора 6 в случае нижней и верхней кульминации Солнца над плоскостью экватора. Часть поверхности планеты 7, образованная пересечением границ 4 и 5, доступна для наблюдения из космоса в любой момент времени в течение периода обращения планеты относительно Солнца.

На фиг. 2 показаны две трассы спутников 8 и 9. Спутник с трассой 8 в любое время года может наблюдать поверхность планеты на участке широт [φa, φb]. У спутника с трассой 9 отсутствуют условия для проведения съемки в период, когда Солнце располагается ниже экватора.

Вследствие прецессии восходящего узла орбиты спутника, вызываемой экваториальным сжатием планеты, а также вследствие годового движения планеты вокруг Солнца, положение плоскости орбиты относительно Солнца и трассы спутника относительно освещенного региона поверхности планеты постоянно изменяются. В результате спутник или совокупность вращающихся в одной орбитальной плоскости спутников имеют многовитковые перерывы, в течение которых отсутствуют условия для наблюдения северного и/или южного полушария планеты из-за недостаточной освещенности подстилающей поверхности. В качестве примера на фиг. 3 показано изменение пределов обзора поверхности Земли по широте φ на годовом интервале для системы спутников, расположенных на одной круговой орбите с наклонением 50°. В любой точке заштрихованной области на фиг. 3 угол возвышения Солнца η в подспутниковой точке превышает 10°.

Пределы обзора спутником поверхности планеты по широте изменяются в результате изменения угла α между восходящим узлом орбиты и проекцией Солнца на экваториальную плоскость. Эта зависимость представлена на фиг. 4 для двух значений угла ρ между плоскостью орбиты и плоскостью экватора в случае (а), когда для среднего наклона эклиптики к экватору ε выполняется условие

sin η cos ( ε + ρ ) 1 + 3 cos 2 ρ ,                 (1)

а также в случае (б), когда условие (1) не выполняется.

Для некоторой планетоцентрической широты φ на фиг. 4 показаны два интервала ΔΩc и ΔΩп. Спутник может наблюдать указанную широту φ поверхности планеты при любом положении Солнца относительно экватора, если угловое расстояние α между восходящим узлом орбиты спутника и проекцией Солнца на экваториальную плоскость находится в диапазоне ΔΩc. Если величина α располагается в диапазоне ΔΩп, то наблюдение той же широты данным спутником либо невозможно, либо осуществимо только при определенном положении Солнца относительно экватора. Поскольку восходящий узел орбиты перемещается относительно проекции Солнца на экваториальную плоскость со скоростью минимальный период времени tc, в течение которого спутник может наблюдать некоторую широту φ с перерывами меньше орбитального периода, составляет а максимальный период времени tп, в течение которого спутник не может наблюдать данную широту, составляет

Параметры ΔΩп и ΔΩc зависят от широты φ наблюдаемой подспутниковой точки, угла ρ между плоскостью орбиты и плоскостью экватора, а также допустимого для спутниковой оптико-электронной аппаратуры минимального угла η возвышения Солнца в точке съемки. Данную зависимость можно представить в следующем виде

где

φp - широта, на которой имеется разрыв функции ΔΩc(φ).

Примеры, иллюстрирующие изменение ΔΩп и ΔΩc в зависимости от широты φ представлены на фиг. 5 для случаев (а) и (б), когда величина ρ соответственно удовлетворяет и не удовлетворяет условию (1).

Многовитковые перерывы обзора tп некоторой широты φ, существующие у одного спутника или совокупности вращающихся в одной орбитальной плоскости спутников, предлагается совмещать с периодами, когда возможна съемка со второго спутника или второй совокупности вращающихся во второй орбитальной плоскости спутников, путем разнесения восходящих узлов их орбит на величину, принадлежащую диапазону

Для того, чтобы система спутников могла наблюдать некоторый интервал широт [φa, φb] с перерывами меньше орбитального периода, необходимо, чтобы существовала величина ΔΩ, удовлетворяющая неравенству (7) для любой широты из интервала [φa, φb]. Данное условие можно представить в следующем виде

где m a x φ [ φ a , φ b ] { Δ Ω п ( φ ) } - максимум функции ΔΩп(φ) на интервале широт [φa, φb], m i n φ [ φ a , φ b ] { Δ Ω с ( φ ) } - минимум функции Δ Ω с ( φ ) на интервале широт [φa, φb].

Пусть Tнаб - минимальный период времени, в течение которого спутник может наблюдать требуемый диапазон широт [φa, φb] с перерывами меньше орбитального периода, т.е. T н а б = m i n φ [ φ a , φ b ] { t c ( φ ) } . Пусть Tпер - максимальный период времени, в течение которого спутник не может наблюдать требуемый диапазон широт [φa, φb], т.е. T п е р = m a x φ [ φ a , φ b ] { t п ( φ ) } , тогда неравенство (8) можно привести к виду

На фиг. 5 показан максимальный диапазон широт [-φ*, φ*], в пределах которого выполняется условие (9). Для максимальной широты φ* существует единственное значение углового расстояния между восходящими узлами орбит, обозначенное ΔΩ*, удовлетворяющее равенству

где угол δ при выполнении условия (1) равен широте φp разрыва функции ΔΩc(φ) и определяется по формуле (6), а в случае нарушения неравенства (1) равен широте точки пересечения функции ΔΩc(φ) с ΔΩп(φ) и определяется из уравнения

Например, для системы двух спутников Земли, расположенных на круговых орбитах с наклонением 50° и оснащенных оптико-электронной аппаратурой дистанционного зондирования МК-4, способной проводить измерения поверхности при углах возвышения Солнца η над исследуемой поверхностью свыше 10°, величина ΔΩ* составляет 127,6°. Для данной спутниковой системы на фиг. 6 представлено изменение пределов обзора поверхности Земли по широте на годовом интервале. В любой точке заштрихованной области на фиг. 6 выполняется условие: угол возвышения Солнца η в подспутниковой точке превышает 10°. По сравнению с системой спутников, пределы обзора которой представлены на фиг. 3, за счет разнесения орбитальных плоскостей обеспечено наблюдение поверхности Земли в надир не менее чем одним спутником в диапазоне геоцентрических широт [-φ*, φ*] и значительно сокращены перерывы наблюдения вне данного диапазона.

Система спутников наблюдения планеты, включающая искусственные спутники, оснащенные оптико-электронной аппаратурой дистанционного зондирования и размещенные на круговых орбитах с одинаковыми высотами и одинаковыми наклонениями, с восходящими узлами, перемещающимися относительно проекции Солнца на экваториальную плоскость с отличной от нуля угловой скоростью имеющие многовитковые перерывы в наблюдении широтного пояса планеты с максимальной продолжительностью Tпер, и периоды, в течение которых возможно наблюдение со спутника широтного пояса планеты с перерывами меньше орбитального периода, с минимальной продолжительностью Tнаб, отличающаяся тем, что спутники системы размещены в орбитальных плоскостях с восходящими узлами, разнесенными относительно друг друга на угол ΔΩ, значение которого определяется следующим образом



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится преимущественно к спутниковым информационным системам. Способ включает формирование межспутниковой линии радиосвязи (МЛР) между космическими аппаратами (КА), расположенными в одной орбитальной плоскости.
Изобретение относится к технологии запуска спутников на орбиту. Способ включает размещение спутника внутри космического корабля (КК) перед его выведением на орбиту.

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.

Изобретение относится к конструкции космических аппаратов (КА), преимущественно для исследований на близких (порядка радиуса орбиты Меркурия) расстояниях от Солнца.

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.

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.
Наверх