Способ и система для управления группой, по меньшей мере, из двух спутников, выполненных с возможностью обеспечения обслуживания

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.

 

Настоящее изобретение относится к способу управления группой, по меньшей мере, из двух спутников, выполненных с возможностью обеспечения обслуживания с использованием в заданный момент времени, по меньшей мере, одной части из группы упомянутых спутников.

Обслуживанием, обеспечиваемым группой спутников, может являться, например, обслуживание связи или обслуживание наблюдения.

Известны системы для управления группой спутников, часто именуемой флотилией спутников, когда они запущены на одну и ту же орбиту или на орбиты, для которых совместно используют некоторые параметры орбиты.

Искусственный спутник представляет собой объект, изготовленный человеком, который запущен в космос при помощи ракеты-носителя, и который перемещается под действием силы тяготения вокруг планеты или естественного спутника, такого как, например, луна. Скорость, сообщенная спутнику ракетой, позволяет ему удерживаться практически неограниченно в пространстве, описывая орбиту вокруг небесного тела. Последняя орбита, определенная в зависимости от задачи спутника, может иметь различную форму: гелиосинхронную, геостационарную, эллиптическую, круговую и т.д., и может быть расположена на больших или меньших высотах, которые классифицируют как низкую, среднюю, высокую или эллиптическую и т.д. орбиту.

Искусственный спутник состоит из полезной нагрузки, определяемой, в частности, той задачей, которую он должен выполнять, и платформы, которая часто является стандартизованной, выполняя такие функции поддержки, как, например, обеспечение энергией, сообщение движения, регулирование подачи тепла, сохранение ориентации и обеспечение связи. Контроль за спутником осуществляет наземный центр управления, который отправляет команды и производит сбор данных, собираемых посредством сети наземных станций. Для выполнения своей задачи спутник должен оставаться на опорной орбите и точно ориентировать свои приборы: необходима работа через регулярные промежутки времени, для коррекции естественных нарушений орбиты, создаваемых в случае искусственного спутника Земли, помимо прочего, неоднородностями гравитационного поля, влиянием солнца и луны и сопротивлением среды, создаваемым атмосферой, существующей на низкой орбите.

Продолжительность процесса обслуживания, обеспечиваемого группой спутников, связана с массой загруженного топлива и с его расходом.

Значительная часть энергии, обеспечиваемой этим топливом, загруженным на борт спутника, служит для поддержания номинальной траектории его орбиты и для ориентации его приборов.

Одним из факторов, ограничивающим продолжительность космического полета, является использование ресурсов, которые являются загруженными и невозобновляемыми, например, топлива. Это оказывает такое влияние, что определенные решения относительно орбиты являются практически недостижимыми вследствие избыточных затрат, которые они имели бы с точки зрения расхода топлива.

Одной из задач настоящего изобретения является заметное ограничение потребления топлива для каждого спутника из группы спутников, что позволяет обеспечивать обслуживание так, чтобы упомянутые спутники могли обеспечивать это обслуживание в течение более длительного промежутка времени при одном и том же количестве топлива, загруженного на борт спутника.

Согласно одному аспекту настоящего изобретения, предложен способ управления группой, по меньшей мере, из двух спутников, выполненных с возможностью обеспечения обслуживания с использованием в заданный момент времени, по меньшей мере, одной части из группы упомянутых спутников, в которой непрерывно или псевдонепрерывно вычисляют среднее значение долготы соответствующих восходящих узлов каждого спутника, и для каждого спутника управляют коррекцией траектории спутника путем регулирования долготы восходящего узла с уставкой, равной упомянутому текущему среднему значению.

Следовательно, спутники не остаются на соответствующих им орбитах, но обеспечена возможность их дрейфа при сохранении долготы восходящего узла каждой из них с уставкой, равной текущему среднему значению долготы соответствующих восходящих узлов каждого спутника.

Таким образом, расход топлива для каждого спутника значительно уменьшен по сравнению с удержанием группы спутников на соответствующих им исходных орбитах при сохранении предоставляемого обслуживания.

Предложенный способ состоит в ослаблении "топливных" ограничений в случае флотилии или группировки спутников за счет разрешения дрейфа некоторых из отдельных параметров орбиты каждого спутника, поскольку одновременное наличие нескольких спутников позволяет передавать обслуживание, которое должно быть обеспечено, даже в случае изменения параметров орбиты, исключительно при условии, что управление каждым спутником осуществляют вблизи общего среднего векового дрейфа флотилии спутников.

Долгота восходящих узлов определена в описании Фиг.1.

Согласно одному из вариантов осуществления, долготу восходящего узла упомянутых спутников измеряют, соответственно, тогда, когда спутник находится в пределах видимости его наземной станции управления.

Таким образом, эти результаты измерений, необходимые для вычисления уставки, доступны в том самом месте, из которого средства дистанционного управления, фиксирующие уставку, отправляют ее на спутник.

В одном из вариантов осуществления наземные станции управления соединены сетью связи.

Таким образом, управление спутниками могут осуществлять географически различные станции, поскольку тот факт, что они связаны сетью связи, позволяет каждой из них иметь все результаты измерений долготы восходящих узлов, необходимые для вычисления ее среднего значения.

Согласно одному из вариантов осуществления, для группы упомянутых спутников используют одну наземную станцию управления.

Таким образом, больше не требуется передача значений долготы восходящих узлов, и эта одна станция может непосредственно выполнять вычисление среднего значения.

В одном из вариантов осуществления управление для коррекции траектории спутника, когда упомянутый спутник участвует в обеспечении упомянутого обслуживания, может быть отложено до того момента, когда спутник больше не участвует в обеспечении упомянутого обслуживания.

Таким образом, увеличена эксплуатационная готовность спутника, поскольку коррекции траекторий, которые обычно приводят к недоступности обслуживания (например, из-за отклонения от заданного положения вследствие ориентации реактивной струи для коррекции скорости и т.д.), происходят в тот момент времени, когда на этом спутнике обслуживание не используется.

Согласно одному варианту осуществления вычисления и управление выполняются автономно посредством группы спутников, причем последние, опционально, могут быть способными поддерживать связь друг с другом для широковещательной передачи значений долготы их восходящих узлов, которые необходимы для вычисления упомянутого среднего значения.

Согласно другому аспекту настоящего изобретения, также предложена система для управления группой, по меньшей мере, из двух спутников, выполненных с возможностью обеспечения обслуживания с использованием в заданный момент времени, по меньшей мере, одной части из этой группы упомянутых спутников, содержащая средство для непрерывного или псевдонепрерывного вычисления среднего значения прямых восхождений соответствующего восходящего узла каждого спутника и средство для управления, для каждого спутника, коррекцией траектории спутника путем регулирования прямого восхождения восходящего узла с уставкой, равной упомянутому текущему среднему значению.

Во всем приведенном выше описании термин "псевдонепрерывный" означает, что изменение контролируемого параметра (прямого восхождения восходящего узла) является медленным по сравнению с периодом обращения спутников по орбите: другими словами, для вычисления среднего значения этих параметров для нескольких спутников не требуется выполнять абсолютно синхронные измерения одновременно. Например, совершенно пригодны для использования результаты измерений, которые разнесены по орбите. Следовательно, для получения среднего значения, можно удовлетворится использованием среднего значения результатов измерений, выполненных в различные моменты для каждого спутника на протяжении одного и того же дня, просто путем выполнения этих измерений тогда, когда упомянутые спутники входят в зону видимости соответствующей им станции (соответствующих им станций). Именно этот способ вычисления среднего значения по результатам измерений, которые не являются в точности одновременными, именуют "псевдонепрерывным".

Настоящее изобретение станет лучше понятным при изучении нескольких вариантов его осуществления, которые описаны как примеры, не являющиеся ограничивающими, и проиллюстрированы на приложенных чертежах, на которых изображено следующее:

- Фиг.1 схематично иллюстрирует используемые физические параметры;

- Фиг.2 схематично иллюстрирует этапы способа согласно одному из аспектов настоящего изобретения;

- Фиг.3 иллюстрирует пример управляемой системы согласно одному из аспектов настоящего изобретения.

На различных чертежах элементы, имеющие идентичные условные обозначения, являются аналогичными.

На Фиг.1 показаны обычные переменные, используемые для определения орбит спутников.

Эллиптическая орбита EL спутника может быть определена в пространстве согласно шести параметрам, что позволяет очень точно вычислять полную траекторию. Два из этих параметров, то есть эксцентриситет и большая полуось, определяют траекторию в одной плоскости, а три другие параметра, а именно наклон i, долгота ΩNA восходящего узла NA и аргумент ω перигелия определяют ориентацию плоскости в пространстве, а последний параметр, то есть время прохождения через перигелий, определяет положение спутника.

Большая полуось a равна половине расстояния, которое отделяет перигей от апогея. Этот параметр определяет абсолютный размер эллиптической или круговой орбиты.

Эксцентриситет e эллипса представляет собой расстояние от фокусов до центра эллипса, то есть отношение расстояния между центром и одним фокусом к большой полуоси. Для эллиптической траектории 0<e<1.

Наклон i представляет собой угол, который плоскость орбиты образует с опорной плоскостью, которой в этом случае является плоскость экватора EQ.

Долгота ΩNA восходящего узла NA представляет собой угол между направлением точки PV весеннего равноденствия и линией узлов, соединяющей восходящий узел NA и нисходящий узел ND в плоскости экватора. Направлением точки PV весеннего равноденствия является прямая линия, содержащая солнце и точку PV весеннего равноденствия (астрономическую опорную точку, соответствующую положению солнца во время весеннего равноденствия). Линия узлов представляет собой прямую линию, к которой принадлежат восходящий узел (точка орбиты, в которой объект проходит на север от экватора) и нисходящий узел (точка орбиты, в которой объект проходит на юг от экватора).

Аргумент перигея ω представляет собой угол, образованный линией узлов и направлением перигея (прямая линия, к которой принадлежат планета (или центральный объект) и перигей траектории объекта) в плоскости орбиты. Долгота Ωp перигея равна сумме долготы ΩNA восходящего узла NA и аргумента перигея.

На Фиг.2 схематично проиллюстрированы этапы способа управления группой, по меньшей мере, из двух спутников, выполненных с возможностью обеспечения обслуживания с использованием в заданный момент времени, по меньшей мере, одной части из группы упомянутых спутников, согласно одному из аспектов настоящего изобретения.

Непрерывно или псевдонепрерывно вычисляют среднее значение ΩM(t) (этап 21) долготы соответствующих восходящих узлов Ωi(t) каждого спутника с индексом i, и для каждого спутника применяют коррекцию траектории спутника (этап 22) путем регулирования долготы восходящего узла Ωi(t) с уставкой, равной упомянутому текущему среднему значению ΩM(t).

Долготу восходящего узла Ωi(t) упомянутых спутников измеряют, соответственно, тогда, когда спутник находится в пределах видимости его наземной станции управления.

Наземные станции управления могут быть связаны сетью связи. Для группы упомянутых спутников может использоваться одна наземная станция управления.

Коррекция траектории спутника, запланированная на тот момент времени, когда спутник участвует в обеспечении обслуживания, может быть отложена до того момента, когда спутник больше не участвует в обеспечении упомянутого обслуживания. Таким образом, предоставление обслуживания не нарушается.

В качестве варианта, вычисления и управление могут осуществляться автономно группой спутников, и для этого не требуется наличие наземной станции.

На Фиг.3 показан пример группировки с тремя спутниками S1, S2 и S3 в трех плоскостях орбиты, отстоящих одна от другой на угол 120°, для срока службы группировки, составляющего пятнадцать лет, с управлением, относящимся к прямому восхождению восходящего узла Ωi(t), то есть при удержании спутника на заданной орбите корректируют только лишь отклонения относительно общей части или среднего значения ΩM(t) перемещения для всей группировки, причем общую часть или среднее значение перемещения не корректируют.

Эта стратегия удержания спутника на заданной орбите позволяет существенно уменьшить средние ежегодные издержки на удержание спутника на заданной орбите. В этом примере эти издержки уменьшены со 150-180 м/с за год до всего лишь 15-30 м/с за год.

Достигнутая таким образом экономия (потребляемого) топлива непосредственно приводит к увеличению потенциально возможной продолжительности срока службы для спутника, а это означает, что возможно либо спроектировать более легкий спутник (с меньшим количеством топлива) для того же самого срока службы, либо получить более длительный срок службы путем применения настоящего изобретения для уже существующих или даже для уже запущенных спутников.

В случае флотилии из существующих спутников настоящее изобретение приводит к видоизменению процедур для удержания спутников на заданной орбите, которое достигает кульминации, например, в индивидуальных временных диаграммах маневров, предусматривающих различные маневры в различные моменты времени, что, в среднем, приводит к меньшему расходу топлива.

1. Способ управления группой, по меньшей мере, из двух спутников, выполненных с возможностью обеспечения обслуживания, с использованием в заданный момент времени, по меньшей мере, одной части из группы упомянутых спутников, в котором непрерывно или псевдонепрерывно вычисляют среднее значение (ΩM(t)) долготы (Ωi(t)) соответствующих восходящих узлов каждого спутника, и для каждого спутника управляют коррекцией траектории спутника путем регулирования долготы восходящего узла (Ωi(t)) с уставкой, равной упомянутому текущему среднему значению (ΩM(t)).

2. Способ по п.1, в котором долготу восходящего узла (Ωi(t)) упомянутых спутников измеряют, соответственно, тогда, когда спутник находится в пределах видимости его наземной станции управления.

3. Способ по п.2, в котором наземные станции управления соединены посредством сети связи.

4. Способ по п.1, в котором для группы упомянутых спутников используют одну наземную станцию управления.

5. Способ по п.1, в котором управление для коррекции траектории спутника, применяемое тогда, когда упомянутый спутник участвует в обеспечении упомянутого обслуживания, может быть отложено до того момента, когда спутник больше не участвует в обеспечении упомянутого обслуживания.

6. Способ по п.1, в котором вычисления и управление выполняются автономно группой спутников, причем последние, опционально, могут быть способными поддерживать связь друг с другом для широковещательной передачи значений долготы их восходящего узла, которые являются необходимыми для вычисления упомянутого среднего значения.

7. Система для управления группой, по меньшей мере, из двух спутников (S1, S2, S3), выполненных с возможностью обеспечения обслуживания с использованием в заданный момент времени, по меньшей мере, одной части из группы упомянутых спутников,

содержащая средство для непрерывных или псевдонепрерывных вычислений среднего значения (ΩM(t)) долготы (Ωi(t)) соответствующих восходящих узлов каждого спутника и средство для управления, для каждого спутника, коррекцией траектории спутника путем регулирования долготы восходящего узла (Ωi(t)) с уставкой, равной упомянутому текущему среднему значению (ΩM(t)).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к компоновке изделий, в частности, искусственного спутника (ИС). ИС включает в себя отсек полезной нагрузки со стенкой, ограничивающей мертвое пространство внутри отсека.

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).

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.

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.

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 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 конструкции и компоновке изделий космической техники или, более точно, к силовой конструкции платформы, входящей в унифицированную платформу космического аппарата, и может быть использовано при создании космических аппаратов различного назначения. Силовая конструкция платформы космического аппарата представляет собой углепластиковую сетчатую конструкцию в форме цилиндрической трубы, установленной одним из своих оснований внутри прямоугольного параллелепипеда коаксионально с его осью. Параллелепипед состоит из панели-основания и верхней панели, соединенных с цилиндрической трубой посредством уголков, а между собой - опорными панелями. Предлагаемое изобретение позволяет добиться унификации конструкции, высоких прочностных характеристик, а также снижения массы платформы. Кроме того, реализация данного технического решения позволяет осуществить одновременный запуск нескольких аппаратов. 4 ил.

Изобретение относится к пилотируемым космическим кораблям, предназначенным для межпланетных полетов. Межпланетный космический корабль состоит из основного и вспомогательного модулей. Вспомогательный модуль закреплен на корпусе основного модуля с возможностью вращения вокруг центра масс основного модуля. Основной модуль выполнен с размещением внутри жилых и служебных помещений, систем жизнеобеспечения, снаружи на его корпусе размещены панели солнечных батарей, радиаторы системы терморегулирования, противорадиационный экран. Вспомогательный модуль состоит из поворотной рамы и закрепленной на ее торце двигательной установки, содержащей маршевые двигатели и топливный бак. Техническим результатом изобретения является повышение безопасности, обеспечение движения с фиксированной ориентацией на Солнце основного модуля. 5 ил.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах. ЦМ имеют в своем составе многоразовые возвращаемые аппараты (МВА) крылатой схемы. В МВА размещены отсеки с целевой аппаратурой, используемые многократно бортовые системы модуля и ракеты-носителя и др. необходимые системы. Предусмотрен пилотируемый транспортно-целевой модуль с пилотируемым МВА. Модули системы выводятся на рабочие орбиты и управляются на них системами управления МВА с корректировкой программы наземными средствами. По завершении жизненного цикла элементов системы они переводятся на траекторию спуска в зону захоронения в Мировом океане. МВА совершают самолетную посадку на выбранный аэродром и, после прохождения регламента, используются повторно. Техническим результатом группы изобретений является создание с минимальными затратами и экологическим ущербом многоцелевой перестраиваемой орбитальной системы на компланарных орбитах. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах. ЦМ имеют в своем составе многоразовые возвращаемые аппараты (МВА) крылатой схемы. В МВА размещены отсеки с целевой аппаратурой, используемые многократно бортовые системы модуля и ракеты-носителя и др. необходимые системы. Предусмотрен пилотируемый транспортно-целевой модуль с пилотируемым МВА. Модули системы выводятся на рабочие орбиты и управляются на них системами управления МВА с корректировкой программы наземными средствами. По завершении жизненного цикла элементов системы они переводятся на траекторию спуска в зону захоронения в Мировом океане. МВА совершают самолетную посадку на выбранный аэродром и, после прохождения регламента, используются повторно. Техническим результатом группы изобретений является создание с минимальными затратами и экологическим ущербом многоцелевой перестраиваемой орбитальной системы на компланарных орбитах. 2 н.п. ф-лы, 3 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.

Наверх