×
29.05.2018
218.016.53f1

СПОСОБ УДЕРЖАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ГЕОСИНХРОННОЙ 24-ЧАСОВОЙ ОРБИТЕ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: 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. После выведения измеряют параметры орбиты, определяя (уменьшающееся вначале) наклонение. После начала увеличения наклонения задают контрольную (меньше максимально допустимой) его величину и вычисляют часть рабочего тела, необходимую для поддержания долготы КА после прекращения коррекций наклонения. Корректируют наклонение в пределах заданной контрольной величины до исчерпания рабочего тела – за вычетом указанной его части. Техническим результатом изобретения является увеличение срока активного существования КА при удержании его в заданной области стояния. 1 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Предлагаемое изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для космического аппарата (КА) на геосинхронной 24-часовой орбите, удерживаемого по геодезической долготе относительно рабочей точки стояния.

Известен способ поддержания КА на геостационарной орбите, в котором после выведения КА поддерживают систематическими коррекциями его геодезическую долготу и широту с отклонением 0,1 градуса и менее. Этот способ усовершенствуется, например, в патентах на изобретения [1-3]. Длительность поддержания таким способом ограничивается запасом рабочего тела двигательных установок КА и в настоящее время может составлять около 10 лет. Более 90 процентов рабочего тела расходуется на поддержание широты КА коррекциями наклонения орбиты.

Известен способ, описанный в [4]. Этот способ принимается как прототип.

Использование этого способа учитывает допустимость наклонения орбиты Международным союзом электросвязи до 5 градусов и более [5]. Такой способ целесообразно применять в космических системах, в которых связь с наземными пунктами возможна при отклонении КА по широте до нескольких градусов.

В способе-прототипе определяют начальное наклонение и долготу восходящего узла орбиты выведения вблизи 270 градусов с учетом эпохи запуска КА на орбиту, срока его активного существования, максимальных ошибок выведения по долготе восходящего узла и наклонению. После выведения КА на орбиту наклонение под влиянием тяготения Луны и Солнца примерно за половину срока активного существования КА уменьшается до минимальной величины (например, менее 0,1 градуса), затем увеличивается за оставшуюся часть срока до начальной величины. После выведения КА на орбиту выполняют систематические коррекции поддержания долготы до окончания эксплуатации КА.

В прототипе наклонение при выведении КА и по окончанию удержания соответствует максимальной допустимой величине отклонения по широте с учетом ошибки по наклонению при выведении. Максимальная длительность удержания КА на орбите пропорциональна начальному наклонению. При допустимом отклонении по широте до 4,5 градусов и при близком к нему максимальном наклонении длительность удержания этим способом до 10 лет, как и при указанном выше первом способе в настоящее время.

Недостатком известных способов является уменьшенная длительность удержания наклонения орбиты КА, т.е. удержания КА в заданной области стояния, соответственно, уменьшенный срок активного существования КА при сохранении работоспособности аппаратуры последнего.

Техническим результатом изобретения является увеличение срока удержания геосинхронного КА в заданной области стояния и увеличения срока активного существования КА.

Идея изобретения состоит в том, чтобы использовать известные способы совместно для сложения присущих им длительностей удержания.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе удержания космического аппарата (КА) на геосинхронной 24-часовой орбите, включающем определение максимального наклонения, допустимого в космической системе и не превышающего 5 градусов, выведение КА на орбиту с начальным наклонением, которое меньше допустимого на величину ошибки выведения по наклонению, и выведение с начальной долготой восходящего узла орбиты в диапазоне от 270 градусов до 330 градусов с учетом срока активного существования КА, даты выведения, максимальных ошибок выведения по долготе восходящего узла и по наклонению, включающем поддержание долготы КА коррекциями, выполняют следующие действия, отличающие предлагаемый способ. Начальную долготу восходящего узла орбиты выбирают такую, для которой достигается минимальная величина некорректируемого наклонения. После выведения КА на орбиту выполняют измерения параметров орбиты и по их данным определяют наклонение. После начала увеличения наклонения, последовавшего за уменьшением наклонения по данным измерений, задают контрольную величину наклонения, не превышающую максимальную допустимую величину. Вычисляют часть рабочего тела, необходимую для продолжения поддержания долготы КА после прекращения коррекций наклонения. Коррекциями поддерживают наклонение в пределах заданной контрольной величины до исчерпания рабочего тела за исключением части рабочего тела, вычисленной для продолжения поддержания долготы после прекращения коррекций наклонения.

Предлагаемый способ поясняется чертежом фиг. 1, где показаны схематические графики изменения наклонения i от времени t в прототипе и согласно изобретению.

Введены следующие обозначения:

imax - максимальная допустимая величина наклонения;

i0 - начальная величина наклонения;

i1 - задаваемое наклонение не более максимального допустимого;

t0 - время (дата) выведения КА;

t1 - время достижения минимальной величины наклонения;

t2 - время окончания поддержания в прототипе;

t3 - время начала коррекций наклонения;

t4 - время окончания коррекций наклонения;

t5 - время окончания поддержания;

1 - процесс уменьшения некорректируемого наклонения от начального значения i0 до минимальной величины;

2 - процесс увеличения некорректируемого наклонения от минимальной величины до максимальной допустимой величины imax и окончания поддержания в прототипе;

3 - процесс поддержания наклонения, не превышающего заданную величину i1;

4 - процесс увеличения некорректируемого наклонения от величины не более i1 до максимальной допустимой величины imax и окончания поддержания в изобретении.

После выведения КА наклонение уменьшается практически линейно 1 от начального i0, которое меньше максимального допустимого значения imax на небольшую величину допуска выведения. В момент t1 наклонение достигает минимума, близкого к 0 градусов (см. фиг. 1).

В прототипе далее наклонение увеличивается практически линейно 2 до величины imax. На этом поддержание орбиты в прототипе оканчивается в момент t2 (см. фиг. 1).

В изобретении по результатам измерений определяют начало перехода к повышению наклонения после достижения его минимума в момент t1. Задают некоторую контрольную величину наклонения i1, не превышающую максимальное допустимое значение, i1 < imax, и определяют расчетным путем часть рабочего тела, необходимую для продолжения поддержания долготы после прекращения коррекций наклонения, т.е. на интервале времени от t4 до t5. Далее коррекциями поддерживают 3 величину наклонения не более i1 до исчерпания отведенного для этого рабочего тела на интервале времени от t3 до t4. Затем на интервале от t4 до t5 некорректируемое наклонение увеличивается 4 до величины imax и поддержание оканчивается в момент t5 (см. фиг. 1).

Время подержания КА: t5 - t0 = (t1 - t0) + (t3 - t1) + (t4 - t3) + (t5 - t4). Оно превышает время прототипа на величину времени поддержания наклонения коррекциями: t5 - t2 = t4 - t3. Таким образом, время поддержания может составлять в настоящий период до 20 лет, т.е. может быть удвоено.

Из-за повышения начального наклонения может быть увеличена масса КА. На геодезической широте запуска КА 60 градусов при увеличении наклонения на 1 градус масса КА может быть увеличена на 1,5 процента. В этом случае при сохранении массы полезной нагрузки КА масса рабочего тела может быть увеличена, например, на 25 процентов. При выведении с начальным наклонением 4 градуса эта масса может быть удвоена, а время поддержания увеличено по сравнению с известными способами до 30 лет, или в 3 раза.

Предложенный способ реализуется следующим образом.

Определяют максимальное начальное наклонение imax, не превышающее 5 градусов, с учетом ограничения по минимальному углу возвышения КА над горизонтом, с учетом влияния наклонения на колебания КА по геодезической долготе и с учетом ошибки реализации наклонения при выведении КА. Ограничение 5 градусов обусловлено тем, что при большем наклонении в соответствии с международными правилами изменяются требования по поддержанию долготы. Кроме того, для поддержания долготы с отклонениями до 0,1 градуса наклонение не должно превышать 4,78 градусов.

Определяют начальное наклонение i0, меньшее максимального начального наклонения imax на величину ошибки выведения по наклонению.

Определяют начальную долготу восходящего узла орбиты в пределах от 270 градусов до 330 градусов с учетом даты выведения КА и ошибки реализации этой долготы при выведении. Для этого прогнозируют расчетным путем величину наклонения и выбирают такую величину начальной долготы восходящего узла, при которой наклонение от начальной величины без коррекций достигает минимальной величины, близкой к 0 градусов, например, менее 0,1 градуса. Диапазон от 270 градусов до 330 градусов уточнен по результатам моделирования эволюции наклонения. Начальную долготу восходящего узла, при которой максимальным является время сохранения величины наклонения меньше максимальной допустимой величины imax, можно также определять, выполняя прогнозирование движения КА расчетным путем с учетом коррекций наклонения. Однако предлагаемый способ в составе изобретения реализуется проще и практически без ухудшения точности выбора долготы.

Выводят КА на орбиту с начальным наклонением и долготой восходящего узла, определенными как указано выше.

После выведения КА на орбиту коррекциями поддерживают долготу КА до окончания его эксплуатации. Способы поддержания долготы коррекциями известны, например, [4].

После выведения КА на орбиту систематически выполняют измерения параметров орбиты, по результатам которых определяют наклонение одним из известных способов. Например, оптическими приборами измеряют склонение и прямое восхождение КА и по ним вычисляют наклонение, как описано в [6]. Измерения параметров орбиты можно также выполнять одним из радиотехнических методов космической навигации [7].

По результатам измерений определяют начало увеличения наклонения, последовавшее за уменьшением последнего.

Задают контрольную величину наклонения i1 не превышающую максимальную допустимую величину imax. Эта контрольная величина должна быть достаточно большой, чтобы вычисления долготы восходящего узла выполнялись с приемлемой точностью, необходимой для эффективности коррекций наклонения. Поэтому целесообразно поддерживать наклонение не менее 0,1 градуса. При соблюдении такого условия задаваемая контрольная величина наклонения i1 может быть любой в пределах от 0,1 градуса до imax, так как она не влияет на достижение основной цели изобретения, т.е. на увеличение времени удержания КА на орбите. Конкретное значение величины i1 выбирают и задают с учетом особенностей и требований космической системы, для которой должна поддерживаться орбита КА.

Вычисляют часть рабочего тела, необходимую для продолжения поддержания долготы КА после прекращения коррекций наклонения, т.е. на интервале времени от t4 до t5.

Поддерживают коррекциями наклонение не более контрольной величины i1 до исчерпания рабочего тела двигательной установки за исключением вычисленной части, необходимой для продолжения поддержания долготы КА после прекращения коррекций наклонения.

После прекращения коррекций наклонения оно сохраняет приемлемую величину на интервале времени от t4 до t5, пока наклонение не превысит максимально допустимую величину imax.

Предлагаемый способ удержания космического аппарата на геосинхронной 24-часовой орбите обеспечивает увеличение времени поддержания широты КА в современных условиях с 10 до 20 лет. В случае необходимости запуска КА с космодрома на средних и высоких геодезических широтах обеспечивается поддержание более чем до 20 лет, например, до 30 лет на широте космодрома около 60 градусов. Если время функционирования КА меньше указанных увеличенных сроков из-за ограниченной надежности полезной нагрузки, то может быть увеличена ее масса за счет сокращения массы рабочего тела до величины, достаточной для поддержания орбиты на расчетном сроке функционирования.

Источники информации

1. Патент на изобретение №2381965 «Способ одновременной коррекции удержания вектора наклонения круговой орбиты и периода обращения трехосностабилизированного космического аппарата» / Афанасьев С.М. Открытое акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф. Решетнёва».

2. Патент на изобретение №2481249 «Способ удержания геостационарного космического аппарата на заданной орбитальной позиции» / Афанасьев С.М., Анкудинов А.В. Открытое акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф. Решетнёва».

3. Патент на изобретение №2486111 «Способ удержания геостационарного космического аппарата на заданной орбитальной позиции» / Афанасьев С.М., Анкудинов А.В. Открытое акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф. Решетнёва».

4. Чернявский Г.М., Бартенев В.А., Малышев В.А. Управление орбитой стационарного спутника. М.: Машиностроение. 1984. С. 42, 43, 134-136.

5. Регламент радиосвязи. Международный союз электросвязи. 2012. Статья 22. Раздел III. С. 284.

6. Охоцимский Д.Е., Сихарулидзе Ю.Г. Основы механики космического полета. М.: Наука. 1990. С. 98-104.

7. Шебшаевич B.C. Введение в теорию космической навигации. М.: Советское радио. 1971. С. 170-191.

Способ удержания космического аппарата (КА) на геосинхронной 24-часовой орбите, включающий определение максимального наклонения, допустимого в космической системе и не превышающего 5 градусов, выведение КА на орбиту с начальным наклонением, которое меньше допустимого на величину ошибки выведения по наклонению, и выведение с начальной долготой восходящего узла орбиты в диапазоне от 270 градусов до 330 градусов с учетом срока активного существования КА, даты выведения, максимальных ошибок выведения по долготе восходящего узла и по наклонению, включающий поддержание долготы КА коррекциями, отличающийся тем, что начальную долготу восходящего узла орбиты выбирают такой, для которой достигается минимальная величина некорректируемого наклонения, после выведения КА на орбиту выполняют измерения параметров орбиты и по этим данным определяют наклонение, после начала увеличения наклонения, последовавшего за уменьшением наклонения по данным измерений, задают контрольную величину наклонения, не превышающую максимально допустимую величину, вычисляют часть рабочего тела, необходимую для продолжения поддержания долготы КА после прекращения коррекций наклонения, коррекциями поддерживают наклонение в пределах заданной контрольной величины до исчерпания рабочего тела за исключением указанной части рабочего тела, вычисленной для продолжения поддержания долготы КА после прекращения коррекций наклонения.
СПОСОБ УДЕРЖАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ГЕОСИНХРОННОЙ 24-ЧАСОВОЙ ОРБИТЕ
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 624.
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
Показаны записи 1-4 из 4.
27.02.2015
№216.013.2c68

Способ определения вектора состояния пассивного космического объекта

Изобретение относится к способам наблюдения за космическими объектами (КО) с помощью оптико-электронных средств и м.б. использовано для определения орбиты пассивного КО (ПКО) на геостационарной орбите автономно с борта активного КО (АКО). В процессе дрейфа по квазигеостационарной орбите (с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002542836
Дата охранного документа: 27.02.2015
24.12.2019
№219.017.f150

Способ удержания космического аппарата на геостационарной орбите при прерываниях измерений и автономном функционировании

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...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002709949
Дата охранного документа: 23.12.2019
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