СПОСОБ ПЕРЕФАЗИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ НА ОКОЛОЗЕМНОЙ ОРБИТЕ Российский патент 2023 года по МПК B64G1/10 

Область техники

Изобретение относится к космической технике, в частности к баллистическим схемам маневрирования космических аппаратов (КА) на околоземной орбите. Наиболее эффективная область применения изобретения - это изменение фазового положения КА в заданной орбитальной плоскости (сегменте спутниковой системы (СС)) при расстановке их в рабочие точки и перемещения КА-обслуживания между аппаратами в сегменте СС.

Предшествующий уровень техники

При групповом выведении КА, после их отделения на рабочей орбите, требуется осуществить самостоятельный перевод каждого в заданные фазовые положения на рабочей орбите для начала штатного функционирования [1]. Для этого используется операция перефазирования, заключающаяся в увеличении или уменьшении периода (в зависимости от направления перемещения КА) и формировании переходной орбиты. После смещения КА на требуемый фазовый угол осуществляется маневрирование с целью восстановления параметров рабочей орбиты. Кроме того, данная операция перефазирования может эффективно использоваться в задачах перемещения КА-обслуживания между КА в сегменте СС для их дозаправки, ремонта или замены оборудования [2].

Известен ряд способов маневрирования КА, например, при межорбитальной транспортировке полезных грузов (патент РФ №2404091 опубл. 20.11.2010 [3]) или при одновременной коррекции удержания вектора наклонения орбиты и периода обращения трехосностабилизированного КА (патент РФ №2381965 опубл. 20.02.2010 [4]). Эти способы преимущественно направлены на маневрирование в окрестности геостационарной орбиты и предусматривают использование двигателей малой тяги, что приводит к необходимости выдачи импульса длительное время (на протяжении нескольких витков).

Известен способ формирования и устройство формирования спутниковой группировки (патент РФ №2719067 опубл. 17.04.2020 [5]) предусматривающий после выведения группы КА их последовательный перевод на переходную орбиту в той же орбитальной плоскости, этап обращения по этой орбите и переход на рабочую орбиту с требуемым фазовым положением. Недостатком данной схемы является прецессия долготы восходящего узла за время полета по переходной орбите из-за разницы орбитальных периодов, которую необходимо компенсировать на этапе перелета на рабочую орбиту.

Известен способ перефазирования на околокруговой орбите с двухимпульсной схемой коррекции [6, стр. 293-294], в котором первый импульс формирует эллиптическую переходную орбиту с периодом отличным от рабочей орбиты, а после перемещения на требуемый фазовый угол, вторым импульсом восстанавливается прежняя околокруговая рабочая орбита. Недостатками данной схемы является изменение долготы восходящего узла (ДВУ) за время полета по переходной орбите и поворот аргумента перигея. В связи с этим при реализации второго импульса требуется корректировать не только высоту, но также аргумент перигея и ДВУ, что приводит к дополнительным затратам топлива. В связи с этим данная схема обычно применяется при нахождении КА на промежуточной орбите не более 10-20 витков, что характерно для перефазирования на малые углы.

Наиболее близким решением, к заявляемому изобретению, взятым за прототип, является способ перефазирования КА на околокруговой орбите, использующий четырех импульсную схему коррекции [6, стр. 297-298], в котором первым импульсом (в апексе) КА переводится на промежуточную эллиптическую орбиту, вторым импульсом через полвитка полета (в вертексе) он переводится на круговую фазирующую орбиту, на которой он движется требуемое время для перемещения в заданное фазовое положение. Третьим и четвертым импульсом, аналогичным путем, КА переводится обратно на рабочую орбиту. Таким образом, устраняется недостаток предыдущей схемы, связанный с поворотом аргумента перигея и необходимостью его компенсации. При этом также требуется компенсировать накопленное рассогласование орбит по ДВУ. С целью уменьшения общих затрат топлива на перелет, при выдаче первых двух импульсов создается некоторое упреждение по ДВУ, которое компенсируется естественным путем к середине этапа перефазирования, а последней парой импульсов устраняется оставшееся накопленное рассогласование по ДВУ.

Первый недостаток описанной схемы перефазирования обусловлен тем, что при фиксированном запасе топлива, отводимого на данную операцию, указанная схема, в общем случае, имеет ограничения по достижимым фазовым углам. Это связано с тем, что рассогласование по ДВУ носит накопительный характер и при значительных фазовых углах затраты топлива на компенсацию ДВУ превысят располагаемую величину.

Вторым недостатком данного способа является то, что при перефазировании на значительные фазовые углы (свыше 90°) существенно увеличиваются затраты топлива на компенсацию рассогласования по ДВУ и, как следствие, растет длительность самой операции, поскольку отличие периодов рабочей и фазирующей орбиты становится минимальным.

Задачей настоящего изобретения является устранение перечисленных недостатков, а также обеспечение перефазирования КА за некоторое фиксированное время на любой фазовый угол. Такая задача характерна для КА-обслуживания, например, при дозаправке сегмента СС, когда время перелета между соседними КА определяется длительностью цикла полной его заправки (всех КА в сегменте).

Решение поставленной задачи достигается тем, что способ перефазирования космических аппаратов на околоземной орбите, включающий этапы формирования фазирующей круговой орбиты за счет выдачи пары последовательных импульсов через полвитка, дальнейшего полета по ней для компенсации требуемого фазового угла и возврат на рабочую околокруговую орбиту также за счет выдачи последовательной пары импульсов через полвитка, отличается, согласно изобретению тем, что в качестве фазирующей используется круговая орбита с одинаковой скоростью прецессии долготы восходящего узла по отношению к рабочей орбите за счет создания требуемого рассогласования по наклонению при выдаче первой пары импульсов и дальнейшей его компенсации на этапе возврата на рабочую орбиту при выдачи последней пары импульсов.

Указанная новая совокупность существенных признаков позволяет устранить недостатки, присущие прототипу. Благодаря использованию в качестве фазирующей орбиты с одинаковой скоростью прецессии ДВУ по отношению к рабочей, КА, находящиеся на ней, не накапливает со временем рассогласование по данному параметру [1; 8; 9]. Тем самым, устраняется первый недостаток прототипа. Затраты топлива на коррекцию наклонения пропорциональны изменению высоты полета и являются фиксированной величиной, не зависящей от длительности нахождения КА на фазирующей орбите. Так при заданных затратах топлива на операцию перефазирования, оно может быть осуществлено на любой фазовый угол даже при малых изменениях параметров орбиты. Этим устраняется второй недостаток.

Таким образом, технический результат от использования изобретения заключается в отсутствии ограничения на достижимые фазовые углы при перефазировании КА, а также сокращение длительности данной операции при перелете на значительные фазовые углы.

Преимущественным вариантом исполнения изобретения является перефазирование КА на значительные (свыше 90°) фазовые углы при ограничении затрат топлива на данную операцию. После запуска группировки КА и отделения на рабочей орбите, требуется их перевод в заданные фазовые положения при развертывании сегмента СС для начала штатной работы. Для этого каждый КА осуществляет перефазирование на требуемый фазовый угол с использованием предложенного способа. Максимальный фазовый угол при этом может достигать 180°. С учетом ограничения на затраты топлива для перефазирования, в данном способе минимизируется длительность этой операции для каждого КА.

Характерным частным случаем осуществления изобретения является перефазирование КА-заправщика между соседними КА в сегменте СС. В этом случае длительность этапа обычно фиксируется, что определяет высоту фазирующей орбиты (может достигать нескольких десятков суток), а затраты топлива минимизируются. Тогда предлагаемый способ перефазирования за счет коррекции наклонения орбиты оказывается более экономичным чем вариант, описанный в прототипе.

Одним из вариантов изобретения является перефазирование КА на рабочей орбите, которая обладает малой эллиптичностью. В этом случае, выдача первой и последней пары импульсов происходит в окрестности аргументов широты апогея и перигея рабочей орбиты. При этом формируется круговая фазирующая орбита с требуемым рассогласованием по наклонению, обеспечивающая синхронизацию скорости прецессии долготы восходящего узла с рабочей орбитой.

Так же способ применим для перефазирования на сверхнизкой (менее 300 км) околоземной орбите, где существенно влияние атмосферного торможения. В этом случае переход на более низкую фазирующую орбиту и длительное нахождение на ней оказывается существенно затратным по топливу, чем формирование фазирующей орбиты выше рабочей и перелет на фазовые углы более 180°. Такая операция становится возможной именно с использованием предложенного способа перефазирования.

Рассмотренные частные случаи не ограничивают область применение предлагаемого способа, а лишь описывают наиболее характерные варианты его использования.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1 изображен общий вид спереди для схемы перефазирования КА на рабочей круговой орбите, реализующей указанный способ.

На фиг. 2 изображен вид сбоку взаимной конфигурации орбит при осуществлении перефазирования.

КА осуществляет выдачу первого импульса ΔV_{x_1} (поз. 1) с коррекцией высоты противоположной точки орбиты и наклонения на величины Δh₁ (фиг. 1) и Δi₁ (фиг. 2). При достижении точки через полвитка полета по промежуточной орбите (поз. 2) выдается второй импульс ΔV_{x_2}, формирующий фазирующую орбиту с отличиями по высоте Δh_ФО (фиг. 1) и Δi_Ф() (фиг. 2). Далее осуществляется полет по этой орбите в течение требуемого количества витков до достижения требуемого рассогласования по фазовому углу. После этого выдается третий импульс ΔV_{x_3} (поз. 3) для перевода КА на промежуточную орбиту, касающуюся рабочей орбиты (фиг. 1, поз. 4). При этом рассогласование по наклонению уменьшается до величины Δi₁. Наконец, при подъеме до рабочей орбиты (поз. 4) выдается последний импульс ΔV_{x_4}, формирующий ее высотные параметры, требуемое фазовое положение Δϕ (фиг. 1) и компенсирующий рассогласование по наклонению (фиг. 2, поз. 4).

Цветовые обозначения орбит на всех фигурах одинаковы. Кроме того, на фигурах приняты следующие обозначения:

Δh₁ и Δi₁ - изменение высоты противоположной точки и наклонения рабочей орбиты при выдаче первого импульса;

Δh_Ф() и Δi_Ф() - отличия по высоте и наклонению фазирующей орбиты от рабочей;

ΔV_{x_1}, ΔV_{x_2}, ΔV_{x_3} и ΔV_{x_4} - соответствующие величины импульсов;

Δϕ - изменение фазового положения КА на рабочей орбите.

Осуществление изобретения

Способ перефазирования космических аппаратов на околоземной орбите, включает этапы формирования фазирующей круговой орбиты за счет выдачи пары последовательных импульсов через полвитка, дальнейшего полета по ней для компенсации требуемого фазового угла и возврат на рабочую около круговую орбиту также за счет выдачи последовательной пары импульсов через полвитка, причем, в качестве фазирующей используется круговая орбита с одинаковой скоростью прецессии долготы восходящего узла по отношению к рабочей орбите за счет создания требуемого рассогласования по наклонению при выдаче первой пары импульсов и дальнейшей его компенсации на этапе возврата на рабочую орбиту при выдаче последней пары импульсов.

При заданном изменении фазового положения КА (Δϕ) на рабочей орбите, параметрах рабочей круговой орбиты (большой полуоси - а_Р и наклонения - i_P), а также длительности перефазирования ИПФ, определяется большая полуось фазирующей орбиты а_Ф() из решения любым известным численным методом следующего уравнения:

Рассчитывается требуемое отличие по высоте полета:

Находится требуемое значение наклонения фазирующей орбиты из условия равенства скоростей прецессии ДВУ обеих орбит согласно формуле:

Вычисляется рассогласование орбит по наклонению Δi_Ф()=i_P-i_Ф(). Далее могут быть определены затраты характеристической скорости (Vx) на формирование фазирующей орбиты с учетом совместной коррекции высоты полета и наклонения по известным зависимостям [1; 6]. Так для первого импульса можно записать:

где μ=398600.44 км³/с² - гравитационный параметр Земли.

Причем, в первом и втором импульсе перехода на фазирующую орбиту целесообразно корректировать по половине величины рассогласования по наклонению Δi_Ф(). Аналогично следует поступать и при выдаче второй пары импульсов, тогда общие затраты топлива будут минимизированы. Остальные импульсы рассчитываются идентично с учетом подстановки соответствующих параметров орбиты в уравнения (4-6).

После этого, зная массу КА и характеристики ДУ (тягу и удельный импульс), могут быть рассчитаны затраты топлива и требуемое время выдачи импульса. Таким образом, определяются необходимые исходные данные для реализации предложенной схемы перефазирования.

Пример 1. Перефазирование КА-заправщика за заданное количество витков на требуемый фазовый угол между соседними КА в сегменте

Рассмотрим предпочтительный вариант реализации заявляемого способа на примере перефазирования КА на солнечно-синхронной орбите высотой 700 км (с большой полуосью a_P=7071 км и наклонением i_P=98.19°). Перемещение осуществляется на фазовый угол Δϕ=90° за N_ПФ=400 витков.

Из решения уравнения (1) находим величину большой полуоси фазирующей орбиты а_Ф()=7068 км. По формуле (3) определяем наклонение этой орбиты i_Ф()=98.178°. Далее рассчитываем величины импульсов согласно (4-6). И суммарные затраты Vx на всю операцию перефазирования в виде:

Для сравнения ниже, в таблице 1 представлены данные по затратам Vx на реализацию перефазирования с коррекцией наклонения (предлагаемый способ) и ДВУ (согласно прототипу) для фиксированного количества витков. Также в таблице указаны требуемые суммарные изменения наклонения фазирующей орбиты (2*Δi_Ф()) и компенсируемое отличие по ДВУ (ΔΩ_КОМП) для второго варианта.

Как видно из таблицы при длительности перефазирования свыше 430 витков компенсируемое рассогласование по ДВУ оказывается больше по величине, чем требуемое суммарное изменение наклонения орбиты (одно Δi_Ф() для формирования фазирующей орбиты, а второе на его компенсацию при переходе на рабочую орбиту). Рассмотренный пример подтверждает, что предлагаемая схема перефазирования имеет преимущества в части минимизации затрат Vx, которые напрямую позволяют сэкономить топливо на борту КА в случае, когда длительность перефазирования фиксирована.

Пример 2 отличается от примера 1 тем, что при тех же параметрах рабочей орбиты фиксируются затраты Vx=5 м/с на перефазирование, фазовый угол варьируется в диапазоне от 10 до 180°. При этом сравниваются обе схемы по максимально достижимому фазовому углу и длительности перефазирования.

Порядок расчета параметров маневров в целом аналогичен за исключением того, что необходимо определить количество витков перелета. Для этого используется итерационная процедура в следующем виде. При фиксированном фазовом угле из указанного диапазона задаемся некоторым количество витков маневрирования. По этим данным находим согласно первому примеру затраты Vx на перефазирование. Если они меньше заданной величины, то уменьшаем количество витков на единицу, если больше, то увеличиваем. Повторяем расчет и снова сверяем полученные затраты Vx. Так находим минимальное количество витков. Затем задаемся следующим значением фазового угла и снова проводим описанные операции. При этом в качестве первого приближения берем найденное минимальное количество витков перефазирования из предыдущего цикла расчета. В результате в таблице 2 приведены сравнительные данные для данного примера.

Как видно из таблицы, начиная с фазового угла 110°, предлагаемый способ перефазирования требует меньше времени на реализацию, чем вариант с коррекцией ДВУ. При этом, для фазовых углов больше 150°, способ перефазирования согласно прототипу, при заданных ограничениях Vx, не реализуем в силу бесконечной длительности. Таким образом, показана эффективность по длительности перефазирования и отсутствие ограничений по фазовым углам для предложенного способа перефазирования КА на околоземной орбите.

Для рабочей орбиты с малой эллиптичностью порядок расчетов аналогичен изложенному выше за исключением того, что при формировании круговой фазирующей орбиты импульсы выдаются преимущественно в окрестности апогея и перигея рабочей орбиты. Параметры орбиты и величины импульсов рассчитываются по следующим формулам. Требуемое отличие по средней высоте полета:

где r_n=R_э+h_n - радиус перигея, r_n=R_э+h_a - радиус апогея.

Находится значение наклонения фазирующей орбиты из условия равенства скоростей прецессии ДВУ обеих орбит согласно формуле:

где - эксцентриситет рабочей орбиты.

Вычисляется рассогласование орбит по наклонению . Далее могут быть определены затраты характеристической скорости (Vx) на формирование фазирующей орбиты с учетом совместной коррекции высоты полета и наклонения по известным зависимостям [10; 15]. Так для первого импульса в апогее и второго импульса в перигее можно записать:

Само маневрирование КА осуществляется известными способами, например, с помощью жидкостных ракетных двигателей малой тяги. При этом для эффективности расхода топлива, особенно на малых КА, целесообразно применять способ управления многосопловой ДУ в режиме тактовой работы согласно [10], используя блок реактивных двигателей КА универсальной конструкции [11].

Список цитированных источников:

1. Улыбышев С.Ю. Выведение группировки микроспутников с использованием промежуточной орбиты с синхронной прецессией // Труды МАИ. 2018. №98. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=90354.

2. Зельвин Д.А., Топорков А.Г. Анализ особенностей реализации схемы полета блока выведения при запуске микрокосмических аппаратов на промежуточную орбиту с синхронной прецессей. Инженерный журнал: наука и инновации, 2019, вып. 9. http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2019-9-1918.

3. Патент РФ №2404091, МПК B64G 1/14, B64G 1/26. Способ межорбитальной транспортировки полезных грузов: №2009124043/11: заявл. 23.06.2009: опубл. 20.11.2010 / Г.В. Малышев, Ю.Г. Егоров, В.М. Кульков; заявитель Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет) (МАИ).

4. Патент РФ №2381965, МПК B64G 1/10, B64G 1/26. Способ одновременной коррекции удержания вектора наклонения круговой орбиты и периода обращения трехосностабилизированного космического аппарата: №2008133949/11: заявл. 18.08.2008: опубл. 20.02.2010 / С.М. Афанасьев; заявитель Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева".

5. Патент РФ №2719067, МПК B64G 1/10. Способ формирования и устройство формирования спутниковой группировки: №2018126737: заявл. 18.04.2016: опубл. 17.04.2020 / Д. Амимото, М. Фудзимура; заявитель АйЭйчАй АЭРОСПЕЙС КО., ЛТД.

6. Баранов А.А. Маневрирование космических аппаратов в окрестности круговой орбиты. - М.: Издательство «Спутник +», 2016. - 512 с.

7. Улыбышев С.Ю. Анализ взаимной эволюции параметров двух синхронно прецессирующих орбит. Инженерный журнал: наука и инновации, 2016, вып. 3. URL: http://engjournal.ru/catalog/arse/adb/1471.html DOI 10.18698/2308-6033-2016-03-1471

8. Улыбышев С.Ю. Математическое моделирование и сравнительный анализ схем применения аппарата-буксировщика для решения задачи увода объектов космического мусора на орбиту захоронения. Часть 1. // Труды МАИ. 2019. №106. 28 с. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=105746.

9. Улыбышев С.Ю. Математическое моделирование и сравнительный анализ схем применения аппарата-буксировщика для решения задачи увода объектов космического мусора на орбиту захоронения. Часть 2. // Труды МАИ. 2019. №107. 30 с. URL: http://tradymai.ru/published.php?ID=107855.

10. Патент РФ №2610793, МПК B64G 1/26, Способ управления космическим аппаратом, снабженным многосопловой двигательной установкой: №2016100592: заявл. 13.01.2016: опубл. 15.02.2017 / С.Ю. Улыбышев, Т.С Гавриленко, А.В. Глушков; заявитель Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный научно-исследовательский институт химии и механики» (ФГУП «ЦНИИХМ»).

11. Патент РФ №170380, МПК B64G 1/26, Блок реактивных двигателей космического аппарата: 2016130169: заявл. 25.07.2016: опубл. 24.04.2017 / С.Ю. Улыбышев, Т.С. Гавриленко, А.В. Глушков; заявитель Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный научно-исследовательский институт химии и механики» (ФГУП «ЦНИИХМ»).

Изобретение относится к баллистическим схемам маневрирования космических аппаратов (КА) на околоземной орбите и может быть использовано для изменения фазового положения КА в заданной орбитальной плоскости. Предлагаемый способ включает формирование фазирующей круговой орбиты (ФКО) за счет выдачи пары последовательных импульсов (с одинаковым изменением наклонения) через полвитка, дальнейший полет по ФКО для компенсации требуемого фазового угла и возврат на рабочую околокруговую орбиту также за счет выдачи аналогичной пары импульсов через полвитка. В качестве ФКО используется орбита, синхронная в отношении регрессии долготы восходящего узла с рабочей орбитой, что достигается путем создания требуемого рассогласования по наклонению и по высоте при выдаче первой пары импульсов и дальнейшей его компенсации при возврате на рабочую орбиту при выдаче второй пары импульсов. Технический результат заключается в отсутствии ограничения на достижимые фазовые углы при перефазировании КА, а также сокращение длительности данной операции при перелете на значительные фазовые углы. 3 з.п. ф-лы, 2 ил., 2 табл.

1. Способ перефазирования космических аппаратов на околоземной орбите, включающий этапы формирования фазирующей круговой орбиты за счет выдачи пары последовательных импульсов через полвитка, дальнейшего полета по фазирующей орбите для компенсации требуемого фазового угла и возврат на рабочую околокруговую орбиту также за счет выдачи последовательной пары импульсов через полвитка, отличающийся тем, что при выдаче первой пары импульсов формируют круговую фазирующую орбиту с рассогласованиями как по высоте, так и по наклонению, имеющую одинаковую скорость регрессии долготы восходящего узла по отношению к рабочей орбите, причем в каждом из импульсов первой пары совместно с высотой полета корректируют по половине требуемой величины рассогласования по наклонению, а после полета по фазирующей орбите и достижении необходимого рассогласования по фазовому углу осуществляют возврат на рабочую орбиту также путем выдачи пары импульсов, в каждом из которых, помимо высоты полета, корректируют по половине от сформированного рассогласования по наклонению.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что перефазирование осуществляют на фазовые углы, большие 90°.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что длительность перефазирования между соседними космическими аппаратами в сегменте спутниковой системы (СС) фиксирована и определяет высоту фазирующей орбиты.

4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве рабочей используют орбиту с малой эллиптичностью, а выдачу первой и последней пары импульсов производят в окрестности аргументов широты перигея и апогея рабочей орбиты.