Система спутников наблюдения планеты

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.

Изобретение относится к обслуживанию на околоземной орбите группировки автоматических космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА обслуживания (КАО) в орбитальную плоскость группировки КА, стыковку КАО и КА, техническое обслуживание КА, расстыковку КАО и КА. При невозможности обслуживания два и более неработоспособных КА стыкуют с КАО и уводят с орбиты (доставленным КАО резервным двигательным модулем с запасом топлива). В этом случае извлекают из КА работоспособные блоки и остатки топлива для других КА. Группировку КА и КАО размещают в штатных точках стояния. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности обслуживания околоземной группировки КА. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к перелётам транспортного космического корабля (ТКК) между двумя орбитальными станциями (ОС), одна из которых находится на орбите планеты с атмосферой, а другая - либо на орбите другого небесного тела (напр., Луны), либо вблизи точек либрации (напр., L1 или L2 системы Земля - Луна). Способ включает отстыковку ТКК от околопланетной ОС, его выведение на опорную орбиту модуля разгонных блоков (РБ), сближение и стыковку ТКК с модулем РБ. Затем к образовавшейся связке прикладывают импульсы для перелета к удалённой ОС. Для осуществления обратного перелета к ТКК прикладывают отлетный импульс и затем осуществляют несколько последовательных пролетов в атмосфере планеты для гашения скорости ТКК до круговой на орбите околопланетной ОС. После этого ТКК стыкуется с данной ОС. Техническим результатом изобретения является возможность создания в кратчайшие сроки и с небольшими расходами на ее разработку транспортной системы между околоземной ОС и удалённой ОС. 4 ил.

Изобретение относится к компоновке изделий, в частности, искусственного спутника (ИС). ИС включает в себя отсек полезной нагрузки со стенкой, ограничивающей мертвое пространство внутри отсека. В стенке выполнена крышка люка, к которой прикреплена антенна. При закрытой крышке антенна располагается в указанном мертвом пространстве. Технический результат изобретения состоит в уменьшении габаритов ИС без снижения массы полезной нагрузки. 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к технике связи и может использоваться в системах спутниковой связи. Технический результат состоит в повышении пропускной способности. Для этого в способе управления спутниками обеспечивается обслуживание с использованием в заданный момент времени, по меньшей мере, одной части из группы упомянутых спутников, в котором непрерывно или псевдонепрерывно вычисляют среднее значение долготы соответствующих восходящих узлов каждого спутника, и для каждого спутника применяют коррекцию траектории спутника путем регулирования долготы восходящего узла с уставкой, равной упомянутому текущему среднему значению. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к межорбитальным маневрам космических аппаратов (КА) в системе Земля-Луна. Способ включает отстыковку КА от околоземной орбитальной космической станции (ОКС) и выведение его на траекторию облета Луны с возвратом. При возвращении к Земле путём нескольких торможений в её атмосфере КА снижается до высоты орбиты ОКС. Для согласования плоскостей орбит ОКС и КА после первого прохождения атмосферы в точке пересечения этих плоскостей осуществляют поворот линии узлов орбиты КА. Для этого прикладывают к КА соответствующий импульс перпендикулярно плоскости орбиты прилета. Затем КА вновь стыкуют с ОКС. Способ позволит выполнить облет Луны и вернуться на исходную околоземную орбиту за 6,5 сут, с затратами характеристической скорости ~ 1,7 км/сек. Технический результат изобретения направлен на отработку КА, предназначенного для многократных перелетов между околоземной и окололунной ОКС. 5 ил.

Изобретение относится к межорбитальным перелётам в системе Земля-Луна. Способ включает отстыковку КА от околоземной орбитальной космической станции (ОКС) и перевод на траекторию перелёта к Луне. Затем КА выводят на селеноцентрическую орбиту. По пребывании там заданное время КА переводят на траекторию перелета к Земле в плоскости, совпадающей с плоскостью исходной околоземной орбиты ОКС в заданный момент стыковки. Для этого на селеноцентрической орбите выполняют поворот плоскости орбиты КА на заданный угол. Далее, путём нескольких торможений в атмосфере Земли КА снижается до высоты орбиты ОКС. Затем КА вновь стыкуется с ОКС. Техническим результатом изобретения является возможность многократных перелетов, например, между околоземной и окололунной ОКС при относительно небольших затратах характеристической скорости (немного более 1 км/с) и за время около 15 сут. 6 ил.

Изобретение относится к управлению работой транспортного космического корабля (ТКК), совершающего рейсы между орбитальной космической станцией (ОКС), находящейся вблизи планеты с атмосферой, и базовой станцией, расположенной, например на Луне. После выведения ракетой-носителем на опорную орбиту модуля с разгонными блоками отстыковывают ТКК от ОКС и стыкуют его с этим модулем. К связке ТКК и модуля прикладывают импульсы для перелета на орбиту базовой станции. Затем ТКК производит посадку на поверхность небесного тела в районе базовой станции и, по завершении программы пребывания там, выполняет взлет с выведением, например, на окололунную орбиту или на траекторию возвращения к планете с атмосферой. При этом ТКК за счет аэродинамического торможения и гравитационного маневра выходит на эллиптическую орбиту с заданным положением её плоскости. В серии пролетов атмосферы скорость КА снижается до круговой на орбите, где ТКК стыкуется с ОКС. Техническим результатом изобретения является обеспечение многоразовости и экономичности транспортной системы, например, между околоземной и лунной станциями. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике. Модуль служебных систем содержит корпус, выполненный в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки. Концы продольных стоек соединены поперечными силовыми элементами, при этом пролеты между продольными стойками перекрыты боковыми панелями. Нижнее основание корпуса перекрыто панелью основания. На панели основания размещены блоки бортовой служебной аппаратуры. На первой паре противоположно расположенных боковых панелей корпуса установлены топливные баки. Перед второй парой противолежащих боковых панелей закреплены аккумуляторная батарея и антенна радиосвязи. На третьей паре закреплены пилоны, внутри одного из которых размещен шар-баллон со сжатым газом. На четвертой паре противолежащих панелей закреплены привода панелей солнечных батарей. Блоки двигателей ориентации и стабилизации размещены на топливных баках и на пилоне. Техническим результатом изобретения является снижение массы модуля. 14 з.п. ф-лы, 18 ил.

Группа изобретений относится к конструкции и компоновке космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных. КА содержит модуль служебных систем (100) и модуль полезной нагрузки (200), соединённые фермой (300). В корпусе модуля (100) размещены блоки служебной аппаратуры, а снаружи - аккумуляторная батарея (2), поворотная солнечная батарея (8), четыре блока (4) двигателей ориентации и стабилизации, три сферических топливных бака (3) и шар-баллон со сжатым газом. Модуль (200) содержит платформу (201) и блок прецизионных приборов: оптико-электронных (204) и астродатчиков – с разных сторон собственной платформы, удалённой от платформы (201). Платформы выполнены в виде сотопанелей с тепловыми трубами. На приборной платформе могут быть установлены радиаторы-охладители (235). Модуль (200) полезной нагрузки снабжен антеннами радиосвязи (231-234) разной степени направленности, а также радиаторами-охладителями (306), закрепленными на стержнях фермы (300). Технический результат состоит в повышении точности работы оптико-электронной аппаратуры, при её компоновке совместно с антенным комплексом и при ограничениях на массу КА. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 40 ил.

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при разработке космических аппаратов (КА). КА блочно-модульного исполнения включает блоки бортовой аппаратуры, один из блоков содержит служебную аппаратуру КА, а другой - целевую аппаратуру и датчики командно-измерительных приборов системы управления. Блок целевой аппаратуры объединен с блоком служебных систем через три шарнирные опоры. Блок служебных систем крепится к системе отделения через плиту, при этом между корпусом блока служебных систем и плитой крепления к системе отделения имеются три шарнира. Основу силовой конструкции блока служебных систем составляет треугольная призма, в углах оснований которой расположены шарниры. Система отделения КА крепится к переходной ферме разгонного блока ракеты-носителя также в трех точках, лежащих на лучах - продолжениях боковых ребер силовой призмы. Техническим результатом изобретения является обеспечение минимизации механических напряжений, вызываемых тепловыми расширениями и сужениями в корпусах модулей КА. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

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. и миним. 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.

Наверх