способ управления движением космического аппарата

Формула изобретения

СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА, включающий приложение к аппарату компенсирующей реактивной силы для обеспечения его перемещения вдоль неизменной относительно планеты вертикали, проходящей через заданный пункт ее поверхности, отличающийся тем, что, с целью уменьшения энергозатрат на управление преимущественно при наблюдении с борта аппарата заданного пункта поверхности планеты в течение ограниченного времени, космический аппарат предварительно выводят на эллиптическую орбиту, пересекающуюся в апоцентре с указанной вертикалью при равенстве орбитальных скоростей точки пересечения и аппарата в апоцентре его орбиты, а компенсирующую силу к аппарату прикладывают с момента достижения им этой точки.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к космической технике и может быть применено при создании космических систем наблюдения отдельных районов поверхности Земли, удаленных от полюсов.

Известны способы обеспечения пребывания космического аппарата над заданными районами поверхности планеты, например, путем выбора даты старта, запуска космического аппарата (КА) на стационарную орбиту над заданным районом.

Недостатками известных способов являются:

сравнительно небольшое, исчисляемое минутами, время пребывания КА над заданными районами планеты на низких орбитах (при повторном появлении одного и того же КА над тем же районом через несколько часов);

большое расстояние от стационарного КА до наблюдаемых объектов.

Наиболее близким к предлагаемому является способ управления движением КА, включающий приложение к КА компенсирующей реактивной силы для обеспечения его перемещения вдоль неизменной относительно планеты вертикали, проходящей через заданный пункт ее поверхности.

Однако его реализация связана с большими затратами энергии и топлива на управление.

Технический результат изобретения состоит в уменьшении энергозатрат на управление преимущественно при наблюдении заданного пункта поверхности планеты в течение ограниченного времени.

Это достигается тем, что в способе управления движением КА, его предварительно выводят на эллиптическую орбиту, пересекающуюся в апоцентре с вышеуказанной вертикалью при равенстве орбитальных скоростей точки пересечения и КА в апоцентре его орбиты, а компенсирующую силу к КА прикладывают с момента достижения им этой точки.

На чертеже показан процесс выбора параметров исходной эллиптической орбиты КА.

На чертеже приведены:

зависимость скорости V_кр КА, находящегося на круговой орбите вокруг планеты, от высоты Н_кр этой орбиты V_кр (Н_кр);

зависимость скорости V_о точки, лежащей в плоскости экватора планеты, радиус-вектор которой жестко связан с планетой и вращается вместе с ней, от высоты Н этой точки над поверхностью планеты V_о(Н);

зависимости скорости V_а КА в апогее эллиптической орбиты при гомановском переходе от высоты Н_а апогея при нескольких фиксированных значениях высоты Н_n перигея орбиты

V_а(Н_а/Н_n), Н_n=2000, 5000, 15000 км}

По заданному значению Н_а высоты апогея находят точку пересечения прямой Н= Н_а с зависимостью V_о(Н). Проводят через эту точку зависимость вида V_а (Н_a/H_n) пересечения ее с графиком функции V_кр(Н_кр). Абсцисса точки пересечения даст значение Н_n высоты перигея исходной эллиптической орбиты, для которой может быть реализован способ при заданной высоте Н_а.

Суммарные затраты характеристической скорости на реализацию способа состоят из затрат V на устранение углового рассогласования между текущим радиус-вектором КА после прохождения им апогея и радиус-вектором подспутниковой точки КА в момент прохождения апогея, а также из затрат на компенсацию силы притяжения планеты.

Согласно изобретению, выводят КА на исходную эллиптическую орбиту вокруг планеты, например, с нулевым наклонением, двигаясь по которой, КА на заданном витке (в частном случае на первом витке) проходит в апогее над заданным районом, удаленным от полюсов планеты. При этом геометрические характеристики исходной орбиты выбирают из условия обеспечения равенства скорости КА в апогее величине

V_а= (R+H_a), где средняя угловая скорость вращения планеты;

R средний радиус планеты;

Н_а высота апогея исходной эллиптической орбиты, задаваемая требованиями по времени наблюдения заданного района и по дальности действия бортовой аппаратуры.

После прохождения КА через апогей исходной орбиты на требуемом витке устраняют возникающее угловое рассогласование между текущим радиус-вектором КА и радиус-вектором подспутниковой точки КА в момент прохождения им апогея орбиты. При этом корректирующий импульс скорости направлен против трансверсальной составляющей текущего вектора скорости КА, а величина его в каждый момент движения равна

V=V- (R+H), где V величина вектора ;

Н текущая высота КА.

При необходимости дополнительного увеличения времени активного существования КА в корректирующий вектор включают также составляющую, частично или полностью компенсирующую силу притяжения.

В таблице приведены оценки времени t активного функционирования КА, отсчитываемого от момента прохождения им апогея орбиты, и затрат V характеристической скорости для трех вариантов реализации способа, соответствующих значениям Н_a^I, H_a^II, H_a^III высоты апогея на чертеже (без компенсации силы притяжения планеты). При этом предполагается, что активное функционирование КА осуществляется до высоты 5000 км. Это соответствует тому, что КА, находящийся в плоскости экватора, "видит" диапазон широт от -55 до 55^о.

Использование предлагаемого способа возможно при наличии на борту КА запаса характеристической скорости в соответствии с величинами, приведенными в таблице. Предлагаемый способ позволяет увеличить время пребывания КА над заданным районом планеты, удаленным от полюсов, а также минимизировать затраты характеристической скорости, необходимой для обеспечения пребывания КА над этим районом, при заданных значениях дальности действия бортовой аппаратуры и времени пребывания над районом.