×
24.12.2019
219.017.f150

СПОСОБ УДЕРЖАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ ПРИ ПРЕРЫВАНИЯХ ИЗМЕРЕНИЙ И АВТОНОМНОМ ФУНКЦИОНИРОВАНИИ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), к удержанию КА на заданной долготе геостационарной орбиты. Выполняют циклы удержания содержащих измерения орбитальных параметров, расчет и выполнение коррекций. По данным измерений коррекции рассчитывают не только для текущего цикла удержания, но по этим же данным также для группы последующих циклов на интервале автономного функционирования. Уменьшаются отклонения КА от заданной долготы стояния на интервале автономного функционирования. 1 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Способ удержания космического аппарата (КА) на геостационарной орбите (ГСО) при прерываниях измерений и автономном функционировании.

Предлагаемое изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для КА, удерживаемого относительно рабочей долготы стояния на ГСО с повышенной точностью, т.е. с отклонением 0,1 градуса и менее.

Известен способ поддержания долготы КА на ГСО, описанный в книге Г.М. Чернявский, В.А. Бартенев, В.А. Малышев «Управление орбитой стационарного спутника», М., Машиностроение, 1984 г., на стр. 126-134. В этом способе удерживают долготу КА управлением по т.н. предельному циклу, обеспечивая коррекциями периода сохранение долготы с отклонениями в заданных границах. При таком способе удержания интервал времени между измерениями не должен превышать длительность предельного цикла. Реальная длительность цикла и интервал времени между измерениями при достаточно малых ошибках измерений и исполнения коррекций может быть более одного месяца если допустимые отклонения долготы не менее 0,1 градуса.

В книге Сухой Ю.Г. «Коррекции орбит геостационарных спутников», Часть 1, М., Спутник, 2011 г., на стр. 24-25 описан типовой повторяющийся цикл удержания спутника на ГСО двигателями сверхмалой тяги. Согласно указанному описанию длительность такого цикла может быть от 7 до 14 суток, что много меньше длительности предельного цикла. В таком цикле сокращенной длительности последовательно измеряют орбитальные параметры, выполняют баллистические расчеты, в том числе рассчитывают вектор орбитальных параметров и рассчитывают коррекции орбиты, затем выполняют эти коррекции. Сокращение цикла коррекций по сравнению с предельным циклом в условиях ошибок измерений и исполнения коррекций принципиально позволяет уменьшить отклонения КА от рабочей долготы стояния на ГСО, например, до 0,05 градуса.

Этот способ с сокращенной длительностью цикла удержания КА на ГСО принят в качестве прототипа.

Недостатком прототипа является чрезмерное увеличение отклонений КА от заданной долготы стояния в случае прерывания измерений на время, значительно превышающее длительность цикла, т.е. на т.н. интервале времени автономного функционирования. Этот недостаток связан с тем, что расчет коррекций в прототипе предусмотрен только для тех коррекций, которые должны выполняться по результатам измерений в текущем типовом цикле.

Техническим результатом изобретения является уменьшение отклонений КА от заданной долготы стояния на интервале автономного функционирования. Реализация способа не требует прогнозирования и соответственно повышенных вычислительных ресурсов, что облегчает расчеты на борту КА.

Существо изобретения состоит в том, что после очередных измерений в цикле рассчитывают коррекции для этого цикла и для группы последующих циклов на случай отсутствия в них результатов измерений. Начиная со второго цикла за циклом с измерениями, используют постоянную величину коррекции периода, компенсирующую среднее изменение периода между коррекциями. А необходимое при этом нулевое среднее отклонение периода обеспечивают коррекцией периода в первом из циклов без измерений.

Предложенный способ поясняется на фиг. 1, где схематически показана зависимость во времени t для отклонения ΔT периода орбиты от номинальной величины периода 86164,09 секунд при поддержании долготы. На фиг. 1 показан пример зависимости для долготы, вблизи которой период орбиты увеличивается, если коррекции не выполняются. Циклы удержания имеют постоянную длительность τ. При отсутствии коррекций периода он линейно увеличивается за время, практически равное длительности цикла на величину c×τ, где с - изменение периода за единицу времени под влиянием геопотенциала. Период уменьшают периодическими коррекциями, длительность которых много меньше длительности цикла. В среднем период поддерживают близким к номинальной величине. Максимумы и минимумы периода во времени смещены по отношению к началам и окончаниям циклов.

На фиг. 1 показано отклонение периода ΔТ0 в момент t0 по результатам измерений. По данным измерений рассчитывают и изменяют период коррекцией на величину ΔT1 в момент t1. Длительность t1-t0 отличается в разных циклах. Ее возможное отклонение от среднего значения может быть до нескольких процентов от постоянной длительности цикла τ. При расчете коррекции вместо величины t1-t0 можно использовать ее среднее значение k×τ, где k является средней величиной отношения задержки коррекции от момента времени, соответствующего отклонению ΔТ0, к длительности цикла τ. Величина k зависит от алгоритма удержания, для конкретного алгоритма она известна и постоянна. После расчета величины ΔT1 в цикле рассчитывают также коррекции для последующих n - 1 циклов, предусмотренных для поддержания на случай прерывания измерений. Согласно изобретению, величину корректирующего изменения периода устанавливают равной - c×τ, начиная со второго цикла после цикла с измерениями. Среднее отклонение периода должно быть близким к нулю, а максимальные абсолютные отклонения должны быть равны 0,5×с×τ, что на фиг. 1 показано для минимумов периода. Чтобы это обеспечить, после коррекции периода в первом цикле без измерений в момент t2 отклонение должно быть таким же, как в последующих циклах. Величину ΔТ2 такого изменения периода можно определить из баланса отклонений от момента t0 до окончания этой коррекции:

Отсюда величина изменения периода коррекцией в первом цикле без измерений:

При этом величина изменения периода коррекцией во втором и следующих циклах без измерений:

Обозначения в формулах (1-3):

n - число циклов, предусмотренных для удержания в случае прерывания измерений, плюс 1;

ΔТ0 - отклонение периода по данным измерений;

ΔT1 - величина изменения периода коррекцией в последнем цикле с измерениями;

ΔТ2 - величина изменения периода коррекцией в первом цикле без измерений;

ΔTm - величина изменения периода коррекцией во втором и следующих циклах без измерений,

τ - длительность цикла коррекций;

k - средняя величина отношения задержки коррекции от момента времени, соответствующего отклонению ΔТ0, к длительности цикла τ;

с - изменение периода за единицу времени под влиянием геопотенциала на поддерживаемой долготе.

Технический результат изобретения достигается тем, что в способе удержания космического аппарата на геостационарной орбите при прерываниях измерений и автономном функционировании, в котором выполняют циклы удержания, содержащие измерения орбиты, расчет вектора орбитальных параметров, расчет коррекций орбиты и исполнение коррекций, выполняют следующие действия, отличающие изобретение. При отсутствии результатов измерений орбитальных параметров в цикле после цикла с измерениями изменяют период орбиты коррекцией на величину

а при отсутствии результатов измерений орбитальных параметров в последующих циклах в них изменяют период орбиты на величину

Предложенный способ реализуется следующим образом.

Как в известном способе, после получения от средств измерений и определения орбиты орбитальных параметров, в том числе сидерического периода орбиты, относящихся к моменту времени t0, вычисляют величину отклонения ΔТ0 сидерического периода от номинального значения для ГСО, равного 86164,09 секунды.

Как в известном способе, вычисляют величину требуемого изменения периода ΔT1 коррекцией.

Далее вычисляют требуемые величины изменения периода ΔТ2, …, ΔTn коррекциями в n циклах после цикла с измерениями по формулам (2, 3) или по формулам, полученным из (2, 3) математическими преобразованиями. При практическом применении формулы (2, 3) может быть дополнены поправочными членами, учитывающими особенности расчета и выполнения коррекций в конкретной системе. Расчеты для циклов без измерений могут быть выполнены как в цикле с измерениями после расчета ΔТ1, так и в циклах без измерений до выполнения в них соответствующих коррекций.

При полете КА, в случае отсутствия данных измерений в очередном цикле, исполняют коррекции по результатам расчетов, выполненных по формулам (2, 3).

В случае необходимости поддержания при прерываниях измерений и автономном функционировании кроме долготы и периода также наклонения и эксцентриситета, это поддержание в циклах без измерений может обеспечиваться различными способами с учетом особенностей космической системы. Например, в циклах без измерений величина уменьшения наклонения коррекцией может быть одинаковой, компенсирующей среднее естественное увеличение наклонения. Величина коррекции эксцентриситета в первом цикле без измерений может быть такой же, как в последнем с измерениями. В остальных циклах без измерений коррекция эксцентриситета может не выполняться, т.к. эксцентриситет увеличивается незначительно за предусмотренное время удержания при прерывании измерений.

Предложенный способ проверен имитационным моделированием. При использовании с алгоритмом, который в условиях характерных ошибок измерений и исполнения коррекций обеспечивает поддержание с отклонениями долготы менее 0,05 градусов, предложенный способ при семисуточном цикле на интервале 35 суток без измерений обеспечил отклонения не более 0,1 и 0,17 градусов с вероятностями 0,75 и 1,0 соответственно. При отсутствии ошибок отклонения не превысили 0,08 градусов.

Источники информации.

1. Г.М. Чернявский, В.А. Бартенев, В.А. Малышев «Управление орбитой стационарного спутника», М., Машиностроение, 1984 г., стр. 126-134.

2. Ю.Г. Сухой «Коррекции орбит геостационарных спутников», Часть 1, М., Спутник, 2011 г., стр. 24-25.


СПОСОБ УДЕРЖАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ ПРИ ПРЕРЫВАНИЯХ ИЗМЕРЕНИЙ И АВТОНОМНОМ ФУНКЦИОНИРОВАНИИ
СПОСОБ УДЕРЖАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ ПРИ ПРЕРЫВАНИЯХ ИЗМЕРЕНИЙ И АВТОНОМНОМ ФУНКЦИОНИРОВАНИИ
СПОСОБ УДЕРЖАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ ПРИ ПРЕРЫВАНИЯХ ИЗМЕРЕНИЙ И АВТОНОМНОМ ФУНКЦИОНИРОВАНИИ
СПОСОБ УДЕРЖАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ ПРИ ПРЕРЫВАНИЯХ ИЗМЕРЕНИЙ И АВТОНОМНОМ ФУНКЦИОНИРОВАНИИ
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 1-10 of 624 items.
10.02.2013
№216.012.2338

Приборная панель космического аппарата

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для космических конструкций, например, каркасов приборных панелей. Приборная панель космического аппарата содержит несущие верхнее и нижнее основания, между которыми установлен заполнитель в виде сот, и закладные элементы....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474518
Дата охранного документа: 10.02.2013
20.02.2013
№216.012.27bf

Кассетный боеприпас

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к кассетным боеприпасам. Кассетный боеприпас содержит корпус, в кормовой части которого расположен отсек с парашютной системой и срезаемым элементом. Парашютная система помещена в чехол. Парашютный отсек выполнен в виде тонкостенного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002475695
Дата охранного документа: 20.02.2013
20.03.2013
№216.012.3008

Артиллерийский осколочно-фугасный снаряд

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к осколочно-фугасным снарядам, которые применяются при стрельбе из артиллерийских орудий. Артиллерийский осколочно-фугасный снаряд содержит корпус с ведущим пояском, взрыватель и взрывчатое вещество. Корпус состоит из соединенных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477831
Дата охранного документа: 20.03.2013
10.04.2013
№216.012.33da

Сопло летательного аппарата

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к конструкциям сопел летательных аппаратов, и может быть использовано для сопловых блоков летательных аппаратов, в которых устанавливаются заглушки, служащие для защиты внутренней полости летательного аппарата. Сопло содержит раструб,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002478817
Дата охранного документа: 10.04.2013
27.04.2013
№216.012.3af9

Кран шаровой

Изобретение относится к арматуростроению и предназначено, в частности, для использования в трубопроводной запорной арматуре пневмогидросистем ракет-носителей космического назначения, а также в любой отрасли промышленности, использующей гидравлическую технику, где необходимо периодически...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480658
Дата охранного документа: 27.04.2013
10.05.2013
№216.012.3e54

Тренога

Изобретение относится к треногам для установки приборов. Тренога содержит основание (1) с центральным отверстием (2) и тремя кронштейнами (3) у основания с выполненными в них проушинами (4). Между проушинами (4) на конической поверхности основания (1) содержатся проточки (5), обеспечивающие...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481523
Дата охранного документа: 10.05.2013
20.06.2013
№216.012.4bf4

Солнечная батарея

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании выносных конструкций космических аппаратов, преимущественно солнечных батарей (СБ). Солнечная батарея содержит раму, верхние и нижние створки, попарно связанные между собой шарнирами, на оси которых...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485026
Дата охранного документа: 20.06.2013
20.06.2013
№216.012.4d30

Силовой блок двигательной установки ракеты-носителя

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в силовых блоках ракет-носителей (РН) для управления вектором тяги. Силовой блок РН с управляемым вектором тяги содержит хвостовой отсек для установки маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и силовое...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485342
Дата охранного документа: 20.06.2013
20.06.2013
№216.012.4e5d

Логопериодическая антенна

Изобретение относится к области антенной техники и может быть использовано в радиотехнических системах различного назначения в качестве самостоятельной сверхширокополосной антенны, либо в качестве базового элемента антенной решетки. Технической результат - повышение идентичности ширины...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485643
Дата охранного документа: 20.06.2013
10.08.2013
№216.012.5dc5

Клапан

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к клапанам с пневматическим управлением, и предназначено для пуска и отсечки рабочего тела. Клапан содержит корпус с входным и выходным патрубками, элемент с втулкой на ребрах и седлом, установленный в корпус, подпружиненный затвор с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002489626
Дата охранного документа: 10.08.2013
Showing 1-3 of 3 items.
29.05.2018
№218.016.53f1

Способ удержания космического аппарата на геосинхронной 24-часовой орбите

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...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002653949
Дата охранного документа: 15.05.2018
24.12.2019
№219.017.f1ad

Способ удержания космического аппарата на геостационарной орбите

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), к удержанию геостационарного КА в заданной области стояния. Способ включает удержание КА на геостационарной орбите путем выполнения циклов удержания, содержащих этапы измерений орбитальных параметров, расчета коррекций,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002709957
Дата охранного документа: 23.12.2019
17.02.2020
№220.018.031e

Способ приведения космического аппарата к долготе стояния на геостационарной орбите

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) на геостационарной орбите (ГСО) с помощью двигателей преимущественно сверхмалой тяги (~ 0,1 Н). Отклонения орбитальных параметров от заданных начальных значений считаются большими. Способ состоит в изменении периода...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002714286
Дата охранного документа: 13.02.2020
+ добавить свой РИД