Способ наблюдения земной поверхности из космоса

Изобретение относится к спутниковым системам наблюдения Земли. Способ включает перевод спутника с кратной геосинхронной орбиты на близкую по высоте компланарную квазисинхронную орбиту с малой периодичностью наблюдения заданного района Земли. За счет фазирования на кратной геосинхронной или промежуточной орбитах обеспечивают прохождение трассы спутника через указанный заданный район, по завершении наблюдения которого спутник возвращают на кратную геосинхронную орбиту (с большей периодичностью наблюдения заданного района). Данный способ используется столько раз, сколько требуется наблюдать указанный заданный район Земли. Техническим результатом является уменьшение периодичности наблюдения заданных районов Земли и повышение качества получаемой информации. 2 н.п. ф-лы.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в процессе применения космических аппаратов, предназначенных для получения информации о наземных объектах.

В настоящее время космические аппараты наблюдения нашли широкое практическое применение. Известен способ наблюдения земной поверхности из космоса, включающий выведение искусственного спутника на кратную геосинхронную орбиту с периодом обращения, обеспечивающим ежесуточный сдвиг трассы на расстояние, равное ширине полосы обзора бортовой аппаратуры (Инженерный справочник по космической технике / Под ред. А.В. Солодова, М.: Воениздат, 1977. - с. 362).

Существенным недостатком данного способа является большая периодичность наблюдения земной поверхности, которая определяется отношением смещения трассы за виток к ширине полосы обзора. Межвитковое смещение трассы для высот орбит 500... 1000 км составляет величину 2630...2920 км. Для спутников с высоким разрешением бортовой аппаратуры ширина полосы обзора составляет величину 600...800 км. В этих условиях достигается периодичность наблюдения земной поверхности от трех до пяти суток. Данные значения периодичности обзора не позволяют проводить оперативный мониторинг районов, в которых имеют место природные аномалии или техногенные аварии. Кроме того, отклонение спутника или бортовой аппаратуры в процессе наблюдения от вертикали приводит к снижению качества получаемой информации.

Для устранения указанных недостатков в ряде способов (например, патент №2118273) предлагается увеличение количества спутников в системе и их определенное баллистическое построение. Однако такие способы приводят к существенному увеличению затрат, поскольку спутники наблюдения имеют очень высокую стоимость.

Наиболее близким к заявленному изобретению следует считать способ наблюдения земной поверхности из космоса (патент №2232110), включающий выведение по меньшей мере одного искусственного спутника на кратную геосинхронную орбиту с периодом обращения, обеспечивающим наблюдение земной поверхности в надир и наблюдение с отклонением бортовой аппаратуры от вертикали по углу крена. Такой способ позволяет улучшить качество части получаемой информации. Однако периодичность наблюдения остается высокой.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение периодичности наблюдения заданных районов земной поверхности из космоса и повышение качества получаемой информации.

Указанная задача решается за счет того, что при возникновении необходимости наблюдения заданного района земной поверхности с низкой периодичностью спутник с помощью двигательной установки переводят с кратной геосинхронной орбиты на близкую компланарную квазисинхронную орбиту. При этом прохождение трассы спутника через заданный район на земной поверхности обеспечивают за счет фазирования спутника на кратной геосинхронной орбите или на промежуточной орбите в процессе перелета.

Для квазисинхронной орбиты трасса спутника повторяется приблизительно через сутки, точнее через период вращения Земли вокруг своей оси относительно восходящего узла орбиты. В результате периодичность наблюдения заданного района снижается в 3…5 раз по сравнению с известными способами. Поскольку суточное смещение трассы на квазисинхронной орбите отсутствует, наблюдение интересующих объектов заданного района можно осуществлять в надир, что существенно повышает качество получаемой информации.

После проведения наблюдения заданного района земной поверхности спутник с помощью двигательной установки возвращают на кратную геосинхронную орбиту для обеспечения глобальности наблюдения земной поверхности.

В процессе полета спутника предлагаемый способ используется столько раз, сколько раз возникает необходимость в наблюдении определенного района земной поверхности с низкой периодичностью.

Для обеспечения минимальных энергетических затрат на наблюдение заданного района земной поверхности квазисинхронная орбита должна лежать в плоскости исходной кратной геосинхронной орбиты и располагаться максимально близко к ней. Получим соотношения для определения больших полуосей квазисинхронных орбит, близких к исходной кратной геосинхронной орбите.

Для ближайшей квазисинхронной орбиты, расположенной выше кратной геосинхронной орбиты, должно выполняться условие:

где Т - период вращения Земли вокруг своей оси относительно восходящего узла квазисинхронной орбиты; ТК - период обращения спутника по квазисинхронной орбите; - целая часть числа, полученного в результате деления периода вращения Земли вокруг своей оси относительно восходящего узла кратной геосинхронной орбиты к периоду обращения спутника по кратной геосинхронной орбите.

Отсюда получаем выражение для периода обращения спутника по квазисинхронной орбите:

Период вращения Земли вокруг своей оси относительно восходящего узла квазисинхронной орбиты определяется по формуле:

где ω3 - угловая скорость вращения Земли вокруг своей оси; - угловая скорость прецессии восходящего узла квазисинхронной орбиты.

С учетом выражения (3) формула (2) примет вид:

Выразим период обращения спутника по квазисинхронной орбите через большую полуось орбиты:

где αК - большая полуось квазисинхронной орбиты; μ3 - гравитационный параметр Земли.

Совместное решение уравнений (4) и (5) позволяет получить формулу для определения большой полуоси квазисинхронной орбиты, расположенной выше исходной кратной геосинхронной орбиты и максимально близкой к ней:

В этой формуле период вращения Земли вокруг своей оси относительно восходящего узла кратной геосинхронной орбиты определяется по формуле:

Для ближайшей квазисинхронной орбиты, расположенной ниже исходной кратной геосинхронной орбиты, должно выполняться условие:

Проведя аналогичные математические выкладки, можно получить следующую формулу для определения большой полуоси квазисинхронной орбиты, расположенной ниже исходной кратной геосинхронной орбиты и максимально близкой к ней:

При использовании предлагаемого способа для снижения экономических расходов на наблюдение заданного района земной поверхности необходимо выбирать квазисинхронную орбиту, для которой значение большой полуоси меньше отличается от большой полуоси исходной кратной геосинхронной орбиты.

Проведенные расчеты с использованием формул (6) и (9) показали, что в диапазоне высот кратных геосинхронных орбит от 500 до 1200 км разница больших полуосей таких орбит и ближайших квазисинхронных орбит составляет величину около 70 км. Суммарные импульсные приращения скоростей для перехода с кратных геосинхронных орбит на ближайшие квазисинхронные орбиты составляют величину около 40…50 м/с.Данные затраты невелики и соизмеримы с затратами на компенсацию аэродинамического сопротивления атмосферы. При этом использование предлагаемого способа не требует внесения существенных изменений в конструкцию космических аппаратов.

Таким образом, предлагаемый способ позволяет значительно снизить периодичность наблюдения заданных районов земной поверхности и повысить качество получаемой информации при относительно небольших экономических затратах, связанных с увеличением запаса топлива двигательных установок космических аппаратов. Следовательно, достигается решение технической задачи изобретения.

1. Способ наблюдения земной поверхности из космоса, включающий выведение по меньшей мере одного искусственного спутника на кратную геосинхронную орбиту с периодом обращения, обеспечивающим ежесуточный сдвиг полосы обзора, отличающийся тем, что для наблюдения заданного района земной поверхности с малой периодичностью спутник с помощью двигательной установки переводят с кратной геосинхронной орбиты на компланарную квазисинхронную орбиту, большую полуось которой определяют по формуле:

где μ3 - гравитационный параметр Земли, ω3 - угловая скорость вращения Земли вокруг своей оси, - угловая скорость прецессии восходящего узла квазисинхронной орбиты, - целая часть числа, полученного в результате деления периода вращения Земли вокруг своей оси относительно восходящего узла кратной геосинхронной орбиты, который определяют с использованием угловой скорости прецессии восходящего узла кратной геосинхронной орбиты по формуле:

на период обращения спутника по кратной геосинхронной орбите, при этом за счет фазирования на кратной геосинхронной или промежуточной орбитах обеспечивают прохождение трассы спутника через заданный район на земной поверхности, а после проведения наблюдения заданного района земной поверхности спутник с помощью двигательной установки возвращают на кратную геосинхронную орбиту.

2. Способ наблюдения земной поверхности из космоса, включающий выведение по меньшей мере одного искусственного спутника на кратную геосинхронную орбиту с периодом обращения, обеспечивающим ежесуточный сдвиг полосы обзора, отличающийся тем, что для наблюдения заданного района земной поверхности с малой периодичностью спутник с помощью двигательной установки переводят с кратной геосинхронной орбиты на компланарную квазисинхронную орбиту, большую полуось которой определяют по формуле:

где μ3 - гравитационный параметр Земли, ω3 - угловая скорость вращения Земли вокруг своей оси, - угловая скорость прецессии восходящего узла квазисинхронной орбиты, - целая часть числа, полученного в результате деления периода вращения Земли вокруг своей оси относительно восходящего узла кратной геосинхронной орбиты, который определяют с использованием угловой скорости прецессии восходящего узла кратной геосинхронной орбиты по формуле:

на период обращения спутника по кратной геосинхронной орбите, при этом за счет фазирования на кратной геосинхронной или промежуточной орбитах обеспечивают прохождение трассы спутника через заданный район на земной поверхности, а после проведения наблюдения заданного района земной поверхности спутник с помощью двигательной установки возвращают на кратную геосинхронную орбиту.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА) с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса, прибора ориентации на Землю и гироскопических измерителей угловой скорости.

Изобретение относится к системам стабилизации и управления ориентацией космических аппаратов (КА) и может найти применение для управлении угловым движением малого КА.

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА) по солнечному датчику. Способ заключается в измерении углового положения Солнца (двух углов) в собственных осях КА на последовательных интервалах времени.

Изобретение относится к удержанию геосинхронного космического аппарата (КА) в заданной области стояния при допустимом наклонении орбиты до 5°. Способ включает определение максимально допустимого наклонения, близкого к нему начального наклонения и определение оптимальной долготы восходящего узла орбиты выведения КА с учетом эпохи запуска КА на орбиту.

Изобретение относится к удержанию геосинхронного космического аппарата (КА) в заданной области стояния при допустимом наклонении орбиты до 5°. Способ включает определение максимально допустимого наклонения, близкого к нему начального наклонения и определение оптимальной долготы восходящего узла орбиты выведения КА с учетом эпохи запуска КА на орбиту.

Траектория полета двухступенчатой ракеты (1) периодически прогнозируется в течение полета, и прогнозируемая точка падения, когда блок (11) первой ступени ракеты или обтекатель (15) отделяется и отбрасывается от второй ступени (13) ракеты, периодически прогнозируется в каждой промежуточной запланированной точке на прогнозируемой траектории полета.

Устройство для автономного определения навигационных параметров и параметров ориентации пилотируемого космического корабля содержит оптический блок сопряжения, выполненный в виде призменного блока, позволяющий одновременно наблюдать два непересекающихся участка звездного неба, одного с навигационными звездами, а другого с горизонтом планеты.

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических аппаратов, преимущественно пико- и наноспутников (класса CubeSat). Способ осуществляется устройством, включающим в себя оптическую систему с фотоприемниками каналов тангажа и рысканья, а также средство определения отклонения продольной оси наноспутника от местной вертикали.

Группа изобретений относится к космической технике. Космический аппарат (КА) содержит по меньшей мере один основной бак ракетного топлива, основной двигатель, питаемый ракетным топливом из основного бака, и устройство сведения с орбиты.

Изобретение относится к области космической техники и может использоваться для определения ускорения поступательного движения космического аппарата (КА). В способе коррекции орбитального движения КА в процессе приложения тестовых и корректирующих воздействий фиксируют начало стационарного режима нагревания стенки камеры сгорания двигателя, фиксируют число срабатываний электроклапанов на входе в блок стабилизации давления, определяют средние частоты срабатывания электроклапанов и ускорения от работы двигателя коррекции.
Изобретение относится к системам автоматической стыковки космических аппаратов (КА). Устройство автоматической стыковки КА в операциях орбитального обслуживания содержит штырь на обслуживающем КА и коническое гнездо на обслуживаемом КА.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА), в частности для предотвращения сближения КА с активным объектом (АО). Согласно способу излучаемые приближающимся АО сигналы регистрируют на борту КА детекторами плоской формы, расположенными на поверхности сферической оболочки.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат состоит из жестко связанных с корпусом двух реактивных двигателей, конусообразной камеры сгорания, жестко связанной с выхлопным соплом в конце камеры сгорания.

Изобретение относится к области электрических двигателей, в частности двигателей на эффекте Холла, и, в частности, касается средств контроля расхода рабочего тела, подаваемого в электрический двигатель, в рамках применения для космического аппарата.

Изобретение относится к эксплуатации группировки, преимущественно автоматических космических аппаратов (КА). Согласно способу комплектуют на Земле целевой КА, предназначенный для замещения неработающего КА (НКА), и сервисный КА.

Изобретение относится к удалению объектов крупногабаритного космического мусора (ККМ) (напр., отработавших разгонных блоков) на орбиты с ограниченным временем их существования.

Изобретение может быть использовано для построения местной вертикали по изображению горизонта Земли при ориентации и навигации космических летательных аппаратов.

Изобретение относится к оптико-электронным приборам, используемым в системах управления движением космического аппарата (КА), гл. обр., к мишени стыковки пассивного КА.

Изобретение относится к космической технике, в частности к стыковочным устройствам космических аппаратов (КА). Стыковочный механизм содержит подвижный корпус, связанный с основанием стыковочного механизма двухстепенным вращательным шарниром, тягами и электромагнитными тормозами, штангу с головкой и защелками, установленную с возможностью поступательного перемещения относительно подвижного корпуса, размещенные в подвижном корпусе шарико-винтовой преобразователь, связанный с ним осевой амортизатор с первым фрикционным тормозом, электропривод, связанный с первым фрикционным тормозом через стопорную муфту.

Изобретение относится к системе энергопитания космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает измерение тока и параметров углового положения СБ.
Изобретение относится к космической технике. Защиту космического аппарата от столкновения с активно сближающимся объектом осуществляют по регистрации непрерывной последовательности сигналов с нарастающей амплитудой в оптическом диапазоне спектра, что позволяет определить пространственную ориентацию активно сближающегося объекта по максимальным показаниям величины амплитуды регистрируемых сигналов.

Изобретение относится к спутниковым системам наблюдения Земли. Способ включает перевод спутника с кратной геосинхронной орбиты на близкую по высоте компланарную квазисинхронную орбиту с малой периодичностью наблюдения заданного района Земли. За счет фазирования на кратной геосинхронной или промежуточной орбитах обеспечивают прохождение трассы спутника через указанный заданный район, по завершении наблюдения которого спутник возвращают на кратную геосинхронную орбиту. Данный способ используется столько раз, сколько требуется наблюдать указанный заданный район Земли. Техническим результатом является уменьшение периодичности наблюдения заданных районов Земли и повышение качества получаемой информации. 2 н.п. ф-лы.

Наверх