Спутниковая система связи и наблюдения

Спутниковая система связи и наблюдения

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к космической области, а именно к системам спутниковой связи и наблюдения Земли, а более точно касается спутниковой системы обеспечения различными видами связи или наблюдений обширных регионов Земли.

Известны различные системы спутниковой связи и наблюдений с использованием эллиптических орбит, которые предпочтительно использовать для обеспечения связи и наблюдений в одном из земных полушарий (патент США №6954613, №№2149507, 2161372, 2168865, 2005125001), в которых используются группировки искусственных спутников на эллиптических орбитах с критическим наклонением ~63.4°, что обеспечивает устойчивость положения линии апсид по отношению к главному возмущающему члену нецентральности гравитационного поля Земли - ее сжатию и не требует повышенных расходов топлива на поддержание орбит. Периоды орбит в этих системах составляют от 2.4 часа до 8 часов.

Известен ряд спутниковых систем (СС) связи и наблюдений, использующих эллиптические орбиты с периодом ~12 часов (Чернявский Г.М., Бартенев В.А. Орбиты спутников связи. - М.: Связь, 1978; Патент РФ №№2223205, 2002108651). Однако использование эллиптических орбит с подобными периодами приводит к прохождению на каждом витке радиационных поясов Земли (первый - на высотах ~1500 ~3500 км и второй ~13000 ~19000 км), что существенно снижает срок эксплуатации таких систем. Число искусственных спутников в этих системах составляет не менее 4.

Известны системы спутниковой связи на эллиптических орбитах с линией апсид, лежащей в плоскости экватора (Патент США №6457687), которые могут использоваться для связи в приэкваториальной зоне на средних широтах.

Спутниковые системы из 4 искусственных спутников на эллиптических орбитах с перигеями, попарно размещаемыми в разных полушариях Земли (Патент США №4854527), предпочтительней использовать для глобальной связи.

Известна спутниковая система связи и наблюдения, включающая искусственные спутники, оснащенные аппаратурой связи и наблюдения, размещенные на эллиптических орбитах с наклонением, близким к критическому, орбитальным периодом, близким к одним суткам и перигеем орбиты вне радиационных поясов Земли (Barker L., Stoen J. Sirius Satellite Design: The Challenges of the Tundra Orbit in Commercial Spacecraft Design, Advances in the Astronautical Sciences, Vol.107, 2001, pp.575-596, 7406311, 6851651), выбранная за прототип. В системе используется 3 искусственных спутника, проходящие по одной и той же наземной трассе, и она требует значительных затрат топлива на поддержание трасс искусственных спутников и коррекцию орбитальных элементов (Ulybyshev Y. Continuous Thrust Orbit Transfer Optimization Using Large-Scale Linear Programming, Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol.30, №2, 2007, pp.921-933).

В основу изобретения положена задача разработать экономичную систему спутниковой связи и наблюдения с использованием эллиптических орбит, в которой используется меньшее количество искусственных спутников и уменьшены затраты топлива на поддержание их орбит и наземной трассы полета, что позволило бы с минимальными затратами обеспечить полное покрытие зоны обслуживания.

Технический результат достигается тем, что в спутниковой системе связи и наблюдения, включающей искусственные спутники, оснащенные аппаратурой связи и наблюдения и размещенные на эллиптических орбитах с наклонением, близким к критическому, орбитальным периодом, близким к одним суткам и перигеем орбиты вне радиационных поясов Земли, в отличие от прототипа два искусственных спутника имеют одинаковые или близкие друг к другу наземные трассы с разнесенными в инерциальном пространстве относительно друг друга на 180° долготами восходящих узлов с допустимым отклонением ΔΩ=±5°, равные половине орбитального периода временами прохождения точек орбиты с одинаковыми значениями истинных аномалий для обоих искусственных спутников и одинаковые эксцентриситеты, выбираемые с учетом обеспечения требуемых минимальных углов возвышения в зоне обслуживания и точности поддержания их наземных трасс, при этом отклонения в орбитальных элементах возможны для эксцентриситета Δe=±0.05, для аргумента перигея Δω_π=±10°.

Заявленная система за счет другого расположения искусственных спутников на орбите сохраняет свои характеристики и позволяет выполнять целевую задачу даже при отклонениях в долготах восходящих узлов ΔΩ=±5°, эксцентриситетах Δe=±0.05, аргументах перигея Δω_π=± 10°.

Все это позволяет путем варьирования прохождения трассы выбрать оптимальные характеристики непрерывного обзора для какой-то определенной географической области.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием конкретных вариантов его выполнения и прилагаемыми чертежами, на которых:

Фиг.1 изображает пример трассы для заявленной СС.

Фиг.2 - целевая область и условия видимости.

Фиг.3 - результаты моделирования характеристик обзора СС при номинальных параметрах орбиты (T=23.94 ч; i=63.4°; e=0.37; ω_π=270°).

Фиг.4 - пример диапазона возможных отклонений Ω.

Фиг.5 - результаты моделирования характеристик обзора СС при отклонении трассы (смещение разности долгот восходящих узлов) на ΔΩ=5°.

Фиг.6 - результаты моделирования характеристик обзора СС при эксцентриситете e=0.27 (при изменении от номинального значения на -0.1).

Фиг.7 - результаты моделирования характеристик обзора СС при отклонении (ω_π=±10°.

Заявленная система спутниковой связи с использованием эллиптических орбит содержит два искусственных спутника. На фиг.1 представлен пример трассы для предлагаемой спутниковой системы связи и наблюдения, включающей 2 искусственных спутника. При этом каждый искусственный спутник размещен на собственной эллиптической орбите и орбиты всех искусственных спутников имеют одинаковый орбитальный период Т=23.94 ч. Искусственные спутники имеют одну и ту же трассу на поверхности Земли со сдвигом времени пролета одной и той же точки орбиты (например, восходящего узла), равным 12 часам. Для повышения устойчивости системы и снижения затрат топлива на эксплуатацию выбрано критическое наклонение i каждой орбиты, равное 63.4°. Аргумент перицентра выбран равным -90° для обеспечения наблюдения и связи в Северном полушарии. Для повышения срока эксплуатации системы высота перицентра выбрана не менее 20000 км (эксцентриситет e≥0.37), что позволяет избежать прохождения на каждом витке радиационных поясов Земли.

Использование наклонения плоскости каждой орбиты к плоскости экватора, близкого к критическому 63.4°, обеспечивает устойчивость положения перицентра каждой орбиты, увеличивает срок активного существования системы в целом и значительно снижает затраты на сохранение номинальных параметров системы.

Использование для всех орбит одинакового орбитального периода обеспечивает непрерывность связи и инвариантность условий связи по отношению к любому искусственному спутнику при работе с ним с территории зоны обслуживания.

На фиг.2 показаны отображения условий видимости для некоторого набора точек, представляющих географическую область наблюдения, и целевая область, которая подразумевает видимость целевой территории одним искусственным спутником (или обратно - все наблюдатели, находящиеся на этой территории одновременно видят один и тот же искусственный спутник). Максимальная продолжительность видимости всей территории при соответствующем выборе трассы составляет более чем 12 часов. Отсюда следует, что два искусственных спутника на одной географической трассе со сдвигом времени пролета одной и той же точки орбиты (например, восходящего узла), равным 12 часам, обеспечат непрерывную видимость всей территории. В инерциальном пространстве долготы восходящих узлов этих искусственных спутников будут смещены относительно друг друга на 180°.

В качестве примера рассмотрим непрерывный обзор территории Европы (кроме Исландии) и европейской части территории России с относительно высокими углами возвышения α≥40° с использованием заявленной спутниковой системы. При соответствующем выборе трассы могут быть обеспечены времена видимости всей области обзора одним искусственным спутником, превышающие ~12 часов. Результаты моделирования характеристик обзора этой СС в виде географического распределения гарантированных углов возвышения показаны на фиг.3.

Отметим, что использование двумерных отображений позволяет также сформулировать требования к точности поддержания географической трассы. На фиг.4 в качестве примера показан диапазон возможных отклонений Ω, составляющий ~5°, при котором обеспечивается непрерывность обзора всей области и перекрытие зон видимости смежных искусственных спутников не менее 10 минут. Видно, что существуют некоторые рамки, в пределах которых возможны изменения параметров орбиты без ущерба для общей задачи суточного покрытия региона. Следовательно, поддержание орбиты искусственных спутников сводится к удержанию трасс искусственных спутников в пределах, достаточных для выполнения целевой задачи - обеспечения требуемых минимальных углов возвышения в зоне обслуживания. Это позволяет существенно уменьшить затраты топлива на поддержание их орбит и наземной трассы полета. Результаты моделирования характеристик обзора СС при отклонении ΔΩ=5° в виде географического распределения гарантированных углов возвышения показаны на фиг.5. На фиг.6 и фиг.7 приведены результаты моделирования характеристик обзора СС при e=0.27 (при изменении от номинального значения на -0.1) и при отклонении аргумента перигея ω_π от номинального значения +10° для первого искусственного спутника и -10° для второго. Видно, что при таких отклонениях в орбитальных элементах (ΔΩ=±5°, Δe=±0.05, Δ ω_π=±10°) заявленная СС сохраняет свои характеристики и продолжает выполнять целевую задачу.

Спутниковая система связи и наблюдения, включающая искусственные спутники, оснащенные аппаратурой связи и наблюдения и размещенные на эллиптических орбитах с наклонением, близким к критическому, орбитальным периодом, близким к одним суткам, и перигеем орбиты вне радиационных поясов Земли, отличающаяся тем, что в ней два искусственных спутника имеют одинаковые или близкие друг к другу наземные трассы и разнесенные в инерциальном пространстве относительно друг друга на 180° долготы восходящих узлов орбит с допустимым отклонением ΔΩ=±5°, с равным половине орбитального периода сдвигом времени прохождения точек орбиты с одинаковыми значениями истинных аномалий для обоих искусственных спутников и одинаковыми эксцентриситетами, выбираемыми с учетом обеспечения требуемых минимальных углов возвышения в зоне обслуживания и точности поддержания их наземных трасс, при этом возможные отклонения составляют: для эксцентриситета Δе=±0,05, для аргумента перигея Δω_π=±10°.