Способ обслуживания искусственных спутников на средних и высоких околоземных орбитах Российский патент 2022 года по МПК B64G1/10 

Область техники

Изобретение относится к обслуживанию систем искусственных спутников (ИС) различного назначения (мониторинга, навигации, связи и др.), расположенных, преимущественно на околокруговых орбитах с характерным размерным параметром (радиусом r₀, большой полуосью а, фокальным параметром р) ~10000…30000 км.

Примерами могут служить спутниковые навигационные системы ГЛОНАСС или GPS (см. [1] GPS vs ГЛОНАСС: какая система лучше. 16.12.2016: https://gpsmarker.ru/info/blog/gps-vs-glonass-kakaya-sistema-luchshe.html).

В таких системах используют однотипные орбиты одинакового наклонения (около 64°), равномерно разнесенные по долготе восходящего узла (ДВУ) Ω. На каждой из орбит (числом 3 или 6) расположено по нескольку равномерно расставленных вдоль орбиты ИС (рабочее число 8 или 4).

Подобное построение систем ИС удобно как с точки зрения их целевого назначения, так и обслуживания (последнее требует меньшего числа сервисных космических аппаратов (КА) и меньшей энергетики для перелетов к разным обслуживаемым ИС). Под "обслуживанием" далее подразумеваются такие операции, как дозаправка, ремонт, инспекция, изъятие и т.п.

Средства обслуживания (СО), в частности, сервисные КА, содержащие расходуемые ресурсы, заменяемые узлы и системы ИС, а также устройства слежения (наблюдения), стыковки, дозаправки, манипулирования ИС и их частями и т.д. - могут доставляться в различные области околоземного пространства с использованием таких средств как межорбитальные транспортные аппараты (МТА) с реактивными двигателями (ЖРД, плазменными, ионными и др.).

Предшествующий уровень техники При построении систем и схем обслуживания множества ИС, подобного отмеченному выше, учитывается факт регрессии линии узлов (РЛУ) орбит практически любых ИС (кроме полярных) вследствие нецентральности поля тяготения Земли, которая достигает заметной величины для низких орбит (р ~7000 км): около 4° в сутки (при наклонениях i=64° и менее). Угловая скорость РЛУ Ω' ~ cos (i)/p², так что на высоких орбитах она гораздо меньше, чем на низких.

Данный факт используется при выборе орбит СО (МТА с сервисными КА) - так, чтобы их наклонения были одинаковы или близки к наклонениям орбит ИС, а фокальные параметры р орбит ИС отличались от таковых для орбит СО, что приводит к совмещению плоскостей орбит ИС и СО за счет различных скоростей РЛУ тех и других.

Это отражено, например, в патентах RU 2688120 C1, RU 2535760 C1, US 8016240 В2, и позволяет существенно уменьшить затраты характеристической скорости на маневры. Однако сам процесс совмещения плоскостей орбит ИС и СО может занять значительное время (что снижает оперативность обслуживания и увеличивает время неполной загрузки спутниковой системы и ее отдачи).

Известно размещение вспомогательных или резервных ИС на синхронно прецессирующих (с той же угловой скоростью РЛУ, что и у орбит обслуживаемых (основных) ИС), но отличающихся по тем или иным орбитальным элементамам (эксцентриситету, аргументу перигея, наклонению): US 5999127 A, US 6892986 В2 etc.

Такие решения повышают эффективность (гибкость) функционирования системы основных ИС, но не раскрывает обслуживания ИС с помощью СО, перемещаемых со своих орбит на орбиты ИС. Рассматриваются в основном низкие орбиты (до 3000 км).

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ обслуживания искусственных спутников (ИС) на околоземных орбитах, включающий размещение на низкой околокруговой базовой орбите (БО) комплекса средств обслуживания (СО), периодически снабжаемого с планеты, выведение одного или более СО на промежуточную орбиту (ПРО), перевод СО с ПРО по переходной орбите к обслуживаемым одному или более ИС - [2] пат. US 5242135 А.

Недостатком известного способа [2] является то, что он специально не разработан для пространственной конфигурации обслуживаемых орбит ИС и СО среднего и высокого уровней (~10000…30000 км) и не учитывает в орбитальных схемах обслуживания фактора РЛУ данных орбит и БО.

Сущность изобретений

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанного выше недостатка путем разработки способа обслуживания ИС, позволяющего обеспечить обслуживание ИС на средних и высоких орбитах, образующих пространственную конфигурацию, в оперативном режиме и при относительно небольших затратах характеристической скорости.

Техническим результатом является достижение оперативного обслуживания ИС на средних и высоких орбитах пространственной конфигурации при небольших затратах характеристической скорости, с получением возможности постоянного информационного обмена между ИС и СО. Данный обмен позволяет непрерывно (с высокой периодичностью) контролировать состояние ИС и прогнозировать возникновение ситуаций, требующих обслуживания.

Решение поставленной задачи, с получением указанного технического результата достигается тем, что в способе обслуживания КО, включающем размещение на низкой околокруговой БО комплекса СО, периодически снабжаемого с планеты, выведение одного или более СО на ПРО, перевод СО с ПРО по переходной орбите к обслуживаемым одному или более ИС - каждую ПРО формируют с фокальным параметром (р) и наклонением (i), равными таковым для орбиты одного или более обслуживаемых ИС, располагая ПРО в плоскости орбиты ИС, в качестве переходной используют орбиту с апогеем, совпадающим с апогеем ПРО, и перигеем в точке касания орбиты ИС, причем радиус перигея ПРО определяют по ее периоду обращения (Т), выбираемому из условия оптимальных мониторинга и/или контактного обслуживания ИС на их орбите с борта СО, размещая СО на ПРО постоянно, за исключением перелетов СО к ИС и обратно, периодически снабжая и обновляя СО с БО.

Термин "контактное обслуживание" подразумевает либо близкую инспекцию ИС, либо стыковку с ним.

Преимущественно, плоскость БО выбирают с наклонением, близким к наклонению орбит ИС, а снабжение и обновление этих СО производят при совпадении плоскостей БО и ПРО вследствие разности угловых скоростей регрессии их линий узлов.

Для оптимального мониторинга множества ИС на их орбите период обращения ПРО выбирают из условия максимальной периодичности наблюдения ИС при ограничении на максимальную дальность наблюдения ИС средством наблюдения в составе СО.

Для оптимального контактного обслуживания ИС период обращения ПРО выбирают из условия минимальных затрат характеристической скорости для фазирования и перевода СО на орбиту ИС при ограничении на максимально допустимый срок обслуживания одного или более ИСЗ на орбите обслуживания.

В типичном случае, для фазирования и перевода СО на орбиту ИС корректируют ПРО в ее перигее.

Перечень чертежей

Существо предлагаемого изобретения поясняется нижеследующим детальным описанием примеров его осуществления с прилагаемыми чертежами, на которых изображены:

Фиг. 1 - орбитальная система для обслуживания ИС по предлагаемому способу;

Фиг. 2 - потребные приращения скоростей для межорбитальных переходов между БО и ПРО (ΔV_bS), между ПРО и орбитой ИС (ΔV_AS) и для модификации ПРО из круговой (радиуса r_π) в эллиптическую (ΔV_πα); значения r_π отнесены к р, а приращения скоростей - к скорости V₀=7,54 км/с (на БО с радиусом 7000 км);

Фиг. 3 - зависимости радиуса апогея (r_a) ПРО и периодов обращения по ПРО (T_S) и по переходной орбите (T_q) - от радиуса перигея (r_π) ПРО; значения радиусов перигея и апогея отнесены к р, а периоды - к периоду обращения (Т_A) по орбите ИС (A).

Раскрытие и примеры осуществления изобретения

Предлагаемый способ ориентирован на обслуживание ИС 1 на средних и высоких околоземных орбитах (А) - с радиусом (параметром р) ≈ 14000 … 30000 км. Для этого используется низкая околокруговая БО (b), на которой размещают комплекс средств обслуживания (СО), периодически снабжаемый с планеты. Из данного комплекса часть СО 2 (один, два или более) выводят на ПРО (S) для пребывания там на постоянной основе. ПРО формируют в плоскости орбиты А обслуживаемых ИС 1 с фокальным параметром (р) и наклонением (i) к плоскости экватора С, равными таковым для орбиты А. Ввиду этого, орбиты А и S прецессируют синхронно, последовательно переходя из положения (A, S) в положение (A', S') и т.д. (фиг. 1).

Радиусы перигея r_π и апогея r_α орбиты S связаны зависимостью: r_π = рr_α /(2r_α-р), ввиду чего радиус перигея ограничен снизу: r_π > р/2. При этом анализ показывает, что по энергетике всех вышеупомянутых орбитальных маневров, включая выведение с БО на ПРО, предпочтительны r_π ~ р (фиг.2). Однако условие r_π = р не отвечает решаемым здесь задачам обслуживания ИС, т.к. ограниченное число (один или два) СО на ПРО в этом случае не имеют возможности мониторинга (инспекции) всех ИС 1, а также оперативной доставки СО к ИС для их контактного обслуживания (стыковки, дозаправки и т.п.).

Вместе с тем, графики фиг. 2 показывают, что для всех характерных р (14000…30000 км) затраты ΔV_bS наибольшего уровня практически постоянны в диапазоне r_π = 1…0,7 (0,65) - при относительно небольших (менее 1500 м/с) затратах на остальные маневры. Это позволяет подчинить выбор r_π дополнительным условиям, таким как задаваемые периоды обращения по орбите S (T_S) и/или по переходной орбите q (T_q).

Одним из условий является требование периодичности наблюдения ИС (с помощью визуальных или радиотехнических средств, включая двухстороннюю радиосвязь). ПРО должна при этом обеспечивать приемлемую максимальную дальность от наблюдающих СО до наблюдаемых ИС. Такой постоянный мониторинг ИС позволяет быстрее и точнее прогнозировать нарушения в работе систем ИС, аварийные ситуации - чтобы осуществить на основе этого оперативное обслуживание ИС 1.

Выбор ПРО в данном случае иллюстрируется нижними графиками фиг. 3. Например, при T_S = 2 все спутники 1 на орбите А будут просмотрены одним СО 2 за один его оборот по ПРО (фиг. 1), т.е. примерно за сутки, поскольку периоды обращения по орбитам А, характерным для систем ГЛОНАСС или GPS, равны 11…12 часов. Однако здесь ПРО оказывается весьма вытянутой - с апогеем примерно 2,5р (и довольно низким перигеем ≈ 0,62р). Дальность наблюдения ИС сильно колеблется, достигая в максимуме существенно более 10⁴ км (так что здесь желательно использовать два СО 2). Уменьшая периодичность мониторинга, например, в три раза (просмотр всех ИС за двое суток), т.е. выбирая T_S ≈ 1,33, получим ПРО, более подходящую для наблюдений ИС - с апогеем ≈ 1,62р (и перигеем ≈ 0,73р) и т.д.

Другим условием выбора ПРО может являться требование фазирования СО на переходной орбите q, которое целесообразно совместить с рассмотренным выше требованием периодичности наблюдения ИС. В этом случае ПРО, выбранная из указанного требования периодичности, при определении контактно-обслуживаемого ИС 1 на орбите А, может быть слегка скорректирована в перигее (r_π) так, чтобы изменить радиус апогея r_a на небольшую величину δr_a. В результате этого период обращения по переходной орбите q изменится на величину Так, при δr_a ≤ 0,3 получим ΔT_q ≤ 0,23, что позволяет менять время прибытия СО 2 с орбиты q на орбиту А в пределах ~ ±1/5 периода Т_A. Это обеспечивает фазирование за несколько витков по орбите q (при наихудшем положении ИС). В приведенном выше примере: r_π ≈ 0,73р; T_S ≈ 1,33T_A -период Тq ≈ 1,5Т_A (см. верхние графики на фиг. 3), что дает время фазирования в несколько суток. Затраты характеристической скорости при этом незначительны.

СО 2, выведенные на орбиту S, периодически снабжают и обновляют с БО (а также принимают, при необходимости, доставленные ими с обслуживаемых орбит фрагменты и элементы ИС). При этом плоскость БО b выбирают с наклонением, близким к наклонению орбит А ИС, а указанные снабжение и обновление СО 2 производят при совпадении плоскостей орбит b и S вследствие разности скоростей регрессий их линий узлов. Для перелетов между БО и ПРО могут использоваться электроракетные двигатели.

Промышленная применимость

Для осуществления предлагаемого изобретения не требуется принципиально новых теоретических представлений и разработок в области ракетно-космической техники; здесь могут быть использованы, в основном, традиционные и апробированные средства и методы построения космических систем и управления ими.

Изобретение относится к обслуживанию систем искусственных спутников (ИС) различного назначения, расположенных, преимущественно на околокруговых орбитах с характерным фокальным параметром р ~10000 … 30000 км. Способ включает выведение средств обслуживания (СО) на эллиптическую промежуточную орбиту (ПРО) с тем же наклонением, параметром р и в той же плоскости, что и у орбит ИС. СО осуществляют мониторинг ИС с периодичностью, которая задается радиусом перигея (эксцентриситетом) ПРО. Снабжение и замена СО на ПРО осуществляются с низкой базовой орбиты, прецессирующей относительно ПРО, в эпохи, когда плоскости этих орбит совмещаются. Технический результат изобретения состоит в достижении оперативного обслуживания ИС при небольших затратах характеристической скорости, с получением возможности контроля с высокой периодичностью состояния ИС и прогноза ситуаций, требующих обслуживания. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Способ обслуживания искусственных спутников (ИС) на средних и высоких околоземных орбитах, включающий размещение на низкой околокруговой базовой орбите (БО) комплекса средств обслуживания (СО), периодически снабжаемого с планеты, выведение одного или более СО на промежуточную орбиту (ПРО), перевод СО с ПРО по переходной орбите к обслуживаемым одному или более ИС, отличающийся тем, что каждую ПРО формируют с фокальным параметром (р) и наклонением (i), равными таковым для орбиты одного или более обслуживаемых ИС, располагая ПРО в плоскости орбиты ИС, в качестве переходной используют орбиту с апогеем, совпадающим с апогеем ПРО, и перигеем в точке касания орбиты ИС, причем радиус перигея ПРО определяют по ее периоду обращения (Т), выбираемому из условия оптимальных мониторинга и/или контактного обслуживания ИС на их орбите с борта СО, размещая СО на ПРО постоянно, за исключением перелетов СО к ИС и обратно, периодически снабжая и обновляя СО с БО.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что плоскость БО выбирают с наклонением, близким к наклонению орбит ИС, а снабжение и обновление этих СО производят при совпадении плоскостей БО и ПРО вследствие разности угловых скоростей регрессии их линий узлов.

3. Способ по п. 1 или 2, отличающийся тем, что для оптимального мониторинга множества ИС на их орбите период обращения ПРО выбирают из условия максимальной периодичности наблюдения ИС при ограничении на максимальную дальность наблюдения ИС средством наблюдения в составе СО.

4. Способ по п. 1 или 2, отличающийся тем, что для оптимального контактного обслуживания ИС период обращения ПРО выбирают из условия минимальных затрат характеристической скорости для фазирования и перевода СО на орбиту ИС при ограничении на максимально допустимый срок обслуживания одного или более ИСЗ на орбите обслуживания.

5. Способ по п. 4, отличающийся тем, что для фазирования и перевода СО на орбиту ИС корректируют ПРО в ее перигее.