СПОСОБ И СИСТЕМА ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ГРУППОЙ, ПО МЕНЬШЕЙ МЕРЕ, ИЗ ДВУХ СПУТНИКОВ, ВЫПОЛНЕННЫХ С ВОЗМОЖНОСТЬЮ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ОБСЛУЖИВАНИЯ

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 Ω_NA 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 Ω_NA 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 Ω_p перигея равна сумме долготы Ω_NA 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 Ω_M(t) (этап 21) долготы соответствующих восходящих узлов Ω_i(t) каждого спутника с индексом i, и для каждого спутника применяют коррекцию траектории спутника (этап 22) путем регулирования долготы восходящего узла Ω_i(t) с уставкой, равной упомянутому текущему среднему значению Ω_M(t).

Долготу восходящего узла Ω_i(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 Ω_i(t), то есть при удержании спутника на заданной орбите корректируют только лишь отклонения относительно общей части или среднего значения Ω_M(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.