RU2167792C1 - Low-orbit earth satellite - Google Patents

Low-orbit earth satellite Download PDF

Info

Publication number
RU2167792C1
RU2167792C1 RU2000106398A RU2000106398A RU2167792C1 RU 2167792 C1 RU2167792 C1 RU 2167792C1 RU 2000106398 A RU2000106398 A RU 2000106398A RU 2000106398 A RU2000106398 A RU 2000106398A RU 2167792 C1 RU2167792 C1 RU 2167792C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
satellite
orbit
working
mass
low
Prior art date
Application number
RU2000106398A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
В.И. Киселев
В.А. Фетисов
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный ракетный центр "КБ им. акад. В.П. Макеева"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный ракетный центр "КБ им. акад. В.П. Макеева" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный ракетный центр "КБ им. акад. В.П. Макеева"
Priority to RU2000106398A priority Critical patent/RU2167792C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2167792C1 publication Critical patent/RU2167792C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: space engineering; designing and development of artificial satellites injected into elliptical orbits at altitudes of 200 to 700 km. SUBSTANCE: overall dimensions, mass and aerodynamic characteristics of satellite are selected depending on perigee altitude and initial eccentricity of working orbit more than 0.02 and preset satellite existence time. These characteristics ensure ballistic coefficient of satellite whose upper bound is found from special relationship. Relative maximum permissible random deviations of drag coefficient and mass of satellite which take place due to technological errors are introduced into this relationship. EFFECT: extended operational capabilities due to avoidance of premature recovery from working orbit because of atmospheric braking. 1 dwg, 2 tbl

Description

Изобретение относится к области космической техники, преимущественно к низкоорбитальным спутникам Земли, и может быть использовано при проектировании и разработке околоземных спутников, осуществляющих движение в диапазоне высот от 200 до 700 км при заданном времени физического существования спутника, в течение которого он под воздействием сопротивления воздуха не перейдет на траекторию спуска с вытянутых рабочих орбит, имеющих эксцентриситет более 0,02, где аэродинамическое торможение спутника происходит главным образом в районе перигея орбиты. The invention relates to the field of space technology, mainly to low-orbit Earth satellites, and can be used in the design and development of near-Earth satellites moving in the altitude range from 200 to 700 km at a given time of the satellite’s physical existence, during which it does not it will go on the descent trajectory from elongated working orbits with an eccentricity of more than 0.02, where the aerodynamic deceleration of the satellite occurs mainly in the perigee region orbit.

Известен космический аппарат, функционирующий преимущественно на круговых орбитах с высотой 500-700 км, где влияние сопротивления атмосферы на движение аппарата существенно (см. , например, Борзов B.C., Вавилов Б.А., Фетисов В. А. Государственный ракетный центр "КБ им. академика В.П.Макеева" RU МПК6 B 64 G 1/34 заявка N 96114082/28 от 10.07.96 г. Бюл. N 30 27.10.98 "Способ и устройство для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника Земли"). A well-known spacecraft operating mainly in circular orbits with an altitude of 500-700 km, where the influence of atmospheric resistance on the movement of the device is significant (see, for example, Borzov BC, Vavilov B.A., Fetisov V.A. State Rocket Center "Design Bureau named after Academician V.P. Makeyev "RU MPK B 64 G 1/34 application N 96114082/28 of 07/10/96 Bul. N 30 10/27/98" Method and device for uniaxial gravitational orientation of an axisymmetric spacecraft in the orbit of an Earth satellite " )

Недостатком известного космического аппарата является то, что при функционировании на орбитах, где влияние атмосферы на движение аппарата существенно, он практически ликвидирует это влияние только на движение аппарата вокруг своего центра масс, не затрагивая при этом процесс торможения самого центра масс, обусловленный сопротивлением атмосферы движению аппарата на низких высотах. A disadvantage of the known spacecraft is that when operating in orbits, where the influence of the atmosphere on the motion of the spacecraft is significant, it practically eliminates this effect only on the motion of the spacecraft around its center of mass, without affecting the process of braking of the center of mass itself, due to the resistance of the atmosphere to the motion of the spacecraft at low altitudes.

Наиболее близким аналогом, заявленного спутника является низкоорбитальный спутник, габаритно-массовые характеристики которого функционально связаны с временем физического существования спутника при движении на вытянутых рабочих орбитах, где эксцентриситет орбиты более 0,02 (см. М.К.Тихонравов, И.К.Бажинов, О.В. Гурко и др. Основы теории полета и элементы проектирования искусственных спутников Земли. М., Машиностроение, 1974 г., стр. 198-201, формула (3.209)). The closest analogue of the claimed satellite is a low-orbit satellite, the overall mass characteristics of which are functionally related to the time of the physical existence of the satellite when traveling in elongated working orbits, where the eccentricity of the orbit is more than 0.02 (see M.K. Tikhonravov, I.K. Bazhinov , OV Gurko et al. Fundamentals of flight theory and design elements of artificial Earth satellites. M., Mechanical Engineering, 1974, pp. 198-201, formula (3.209)).

Известная функциональная связь габаритно-массовых характеристик спутника-аналога с временем его физического существования на низких орбитах не учитывает предельно-возможных случайных отклонений аэродинамических и габаритно-массовых характеристик спутника, обусловленных технологическими погрешностями изготовления, что приводит к неадекватности баллистического коэффициента спутника требуемому времени физического существования его на заданной орбите, т.е. может произойти досрочный спуск спутника с рабочей орбиты вследствие естественного аэродинамического торможения спутника в основном районе перигея рабочей орбиты, что в итоге приводит к снижению его функционально-эксплуатационных возможностей. The well-known functional relationship of the overall mass characteristics of an analogue satellite with the time of its physical existence in low orbits does not take into account the maximum possible random deviations of the aerodynamic and overall mass characteristics of the satellite due to manufacturing manufacturing errors, which leads to the inadequacy of the satellite ballistic coefficient to the required time of its physical existence in a given orbit, i.e. premature descent of the satellite from the working orbit may occur due to natural aerodynamic drag of the satellite in the main perigee region of the working orbit, which ultimately leads to a decrease in its functional and operational capabilities.

Техническим результатом при использовании предложенного спутника является расширение функционально-эксплуатационных возможностей низкоорбитального спутника Земли путем исключения его досрочного спуска с заданной орбиты за счет адекватного (времени физического существования на орбите) выбора баллистического коэффициента спутника с учетом предельно-возможных случайных отклонений аэродинамических и габаритно-массовых параметров спутника, обусловленных технологическими погрешностями при его изготовлении. The technical result when using the proposed satellite is to expand the functional and operational capabilities of the low-Earth orbit satellite by eliminating its early descent from a given orbit due to the adequate (time of physical existence in orbit) choice of the satellite ballistic coefficient, taking into account the maximum possible random deviations of aerodynamic and dimensional-mass parameters satellite due to technological errors in its manufacture.

Сущность изобретения состоит в том, что низкоорбитальный спутник Земли, габаритно-массовые характеристики которого функционально связаны с временем физического существования спутника на низковысотных вытянутых орбитах, в зависимости от заданной высоты перигея ( hπ ), начального значения эксцентриситета ( e0 ) рабочей орбиты и требуемого времени физического существования спутника на рабочей орбите (K) он имеет габаритно-массовые и аэродинамические характеристики (с учетом их предельно-допустимых случайных отклонений), которые обеспечивают ему величину баллистического коэффициента (b) не более значения, определяемого по следующему соотношению:

Figure 00000002

где ΔCτ, ΔG - относительные предельно-допустимые случайные отклонения коэффициента аэродинамического сопротивления и веса спутника от номинальных значений,
e0 - начальное значение эксцентриситета рабочей орбиты спутника,
hπ - высота перигея рабочей орбиты спутника, км;
K - требуемое время физического существования спутника на рабочей орбите, количество лет.The essence of the invention lies in the fact that the low-orbit Earth satellite, the overall mass characteristics of which are functionally related to the time of the physical existence of the satellite in low altitude elongated orbits, depending on the specified perigee height (h π ), the initial eccentricity (e 0 ) of the working orbit and the required the time of the satellite’s physical existence in the working orbit (K), it has overall mass and aerodynamic characteristics (taking into account their maximum permissible random deviations), which ensure it dissolved ballistic coefficient value (b) not more than the value determined by the following relationship:
Figure 00000002

where ΔC τ , ΔG are the relative maximum permissible random deviations of the aerodynamic drag coefficient and satellite weight from the nominal values,
e 0 - the initial value of the eccentricity of the working orbit of the satellite,
h π — perigee height of the satellite’s working orbit, km;
K is the required time of the physical existence of the satellite in the working orbit, the number of years.

При выводе соотношения (1), устанавливающего функциональную связь между баллистическим коэффициентом спутника (b) и параметрами ΔCτ(ΔG) , e0, hπ и K, была использована зависимость (3.209) и параметры атмосферы,

Figure 00000003
для модели М-3, пригодной для рабочих орбит спутников на высотах от 140 до 700 км (см. М.К.Тихонравов, И.К.Бажинов, О.В.Гурко и др. Основы теории полета и элементы проектирования искусственных спутников Земли, М., Машиностроение", 1974., стр.155, 201).When deriving relation (1), which establishes a functional relationship between the ballistic coefficient of the satellite (b) and the parameters ΔC τ (ΔG), e 0 , h π and K, dependence (3.209) and atmospheric parameters were used
Figure 00000003
for the M-3 model, suitable for working orbits of satellites at altitudes from 140 to 700 km (see M.K. Tikhonravov, I.K. Bazhinov, O.V. Gurko and others. Fundamentals of flight theory and design elements of artificial Earth satellites , M., Mechanical Engineering ", 1974., p. 155, 201).

По сравнению с ближайшим спутником-аналогом предлагаемый низкоорбитальный спутник обладает лучшими функционально-эксплуатационными возможностями, т. к. его баллистический коэффициент (с учетом предельно-допустимых случайных отклонений от номинальных значений его габаритно-массовых характеристик) исключает досрочный спуск спутника с вытянутой рабочей орбиты при существовании естественного аэродинамического торможения в диапазоне рабочих высот от 140 до 700 км. Compared with the nearest analogue satellite, the proposed low-orbit satellite has better functional and operational capabilities, since its ballistic coefficient (taking into account the maximum permissible random deviations from the nominal values of its overall mass characteristics) precludes early satellite descent from an extended working orbit at the existence of natural aerodynamic drag in the range of working heights from 140 to 700 km.

Для пояснения технической сущности предлагаемого изобретения на чертеже показан характер изменения относительной предельно-допустимой величины баллистического коэффициента (

Figure 00000004
) в зависимости от начального значения эксцентриситета (e0) рабочей орбиты для одного из разрабатываемых в ГРЦ малых низкоорбитальных коммерческих спутников.To clarify the technical nature of the invention, the drawing shows the nature of the change in the relative maximum permissible value of the ballistic coefficient (
Figure 00000004
) depending on the initial value of the eccentricity (e 0 ) of the working orbit for one of the small low-orbit commercial satellites being developed in the GEC.

Основные параметры спутника, необходимые для определения по соотношению (1) относительной предельно-допустимой величины баллистического коэффициента (

Figure 00000005
) в зависимости от начального значения эксцентриситета рабочей орбиты, приведены в таблице 1.The main satellite parameters necessary for determining from relation (1) the relative maximum permissible value of the ballistic coefficient (
Figure 00000005
) depending on the initial value of the eccentricity of the working orbit, are given in table 1.

Из графика на чертеже видно, что по мере увеличения начального значения эксцентриситета (e0) рабочей орбиты спутника от 0,02 до 0,1 возрастание относительной предельно-допустимой величины баллистического коэффициента (

Figure 00000006
) носит параболический характер.From the graph in the drawing it can be seen that as the initial value of the eccentricity (e 0 ) of the satellite’s working orbit increases from 0.02 to 0.1, the relative maximum permissible value of the ballistic coefficient increases (
Figure 00000006
) is parabolic in nature.

В таблице 2 приведены значения предельно-допустимого баллистического коэффициента спутника (b) для K= 0,5 с учетом данных таблицы 1, которые обеспечивают физическое существование спутника не менее полгода на рабочих орбитах с начальным эксцентриситетом от 0,02 до 0,1. Table 2 shows the values of the maximum permissible ballistic coefficient of the satellite (b) for K = 0.5, taking into account the data in Table 1, which ensure the physical existence of the satellite for at least six months in working orbits with an initial eccentricity of 0.02 to 0.1.

Проведенные исследования показали, что габаритно-массовые и аэродинамические характеристики спутника обеспечивают ему требуемое время физического существования на заданной вытянутой рабочей орбите в случае, если баллистический коэффициент его будет иметь значения не выше кривой

Figure 00000007
приведенной на чертеже, т.е. будет внутри заштрихованной области.The studies showed that the overall mass and aerodynamic characteristics of the satellite provide it with the required time of physical existence in a given elongated working orbit if its ballistic coefficient has values not higher than the curve
Figure 00000007
shown in the drawing, i.e. will be inside the shaded area.

Предлагаемый низкоорбитальный спутник Земли по сравнению с известными техническими решениями обладает более широкими функционально-эксплуатационными возможностями вследствие исключения досрочного спуска с орбиты при естественном аэродинамическом торможении на вытянутых рабочих орбитах с эксцентриситетом не менее 0,02, где сопротивление атмосферы может оказать существенное влияние на движение центра масс спутника. The proposed low-orbit Earth satellite, in comparison with the known technical solutions, has wider functional and operational capabilities due to the exclusion of early descent from orbit during natural aerodynamic drag on elongated working orbits with an eccentricity of at least 0.02, where atmospheric resistance can have a significant effect on the center of mass movement satellite.

Claims (1)

Низкоорбитальный спутник Земли, имеющий габаритно-массовые характеристики, функционально связанные с временем физического существования спутника на низкочастотных вытянутых орбитах, отличающийся тем, что указанные габаритно-массовые, а также аэродинамические характеристики спутника выбраны в зависимости от заданной высоты перигея и начального значения эксцентриситета (e0) рабочей орбиты с обеспечением величины баллистического коэффициента, определяемой из соотношения
Figure 00000008

где b - баллистический коэффициент спутника, м3/(кгс • c2);
ΔCτ, ΔG - относительные предельно-допустимые случайные отклонения от номинальных значений соответственно коэффициента аэродинамического сопротивления и веса спутника;
K - требуемое время физического существования спутника на рабочей орбите, годы;
hπ - высота перигея рабочей орбиты спутника, км.A low-orbit Earth satellite having dimensional-mass characteristics functionally related to the time of the physical existence of the satellite in low-frequency elongated orbits, characterized in that the specified dimensional-mass and aerodynamic characteristics of the satellite are selected depending on the specified perigee height and initial eccentricity (e 0 ) of the working orbit with the provision of the value of the ballistic coefficient, determined from the relation
Figure 00000008

where b is the ballistic coefficient of the satellite, m 3 / (kgf • s 2 );
ΔC τ , ΔG - relative maximum permissible random deviations from the nominal values, respectively, of the drag coefficient and satellite weight;
K is the required time of the physical existence of the satellite in the working orbit, years;
h π - perigee altitude of the satellite’s working orbit, km.
RU2000106398A 2000-03-14 2000-03-14 Low-orbit earth satellite RU2167792C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2000106398A RU2167792C1 (en) 2000-03-14 2000-03-14 Low-orbit earth satellite

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2000106398A RU2167792C1 (en) 2000-03-14 2000-03-14 Low-orbit earth satellite

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2167792C1 true RU2167792C1 (en) 2001-05-27

Family

ID=20231885

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2000106398A RU2167792C1 (en) 2000-03-14 2000-03-14 Low-orbit earth satellite

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2167792C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112591150A (en) * 2021-01-05 2021-04-02 成都天巡微小卫星科技有限责任公司 Atmospheric moment of resistance compensation method and system for controlling attitude of ultra-low orbit satellite

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
М.К.ТИХОНРАВОВ, И.К.БАЖИНОВ и др. Основы теории полета и элементы проектирования искусственных спутников Земли. - М.: Машиностроение, 1974, с.198-201, форм.(3.209). *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112591150A (en) * 2021-01-05 2021-04-02 成都天巡微小卫星科技有限责任公司 Atmospheric moment of resistance compensation method and system for controlling attitude of ultra-low orbit satellite

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2219109C2 (en) Method of injection of several satellites into noncomplanar orbits by means of lunar gravity force
US5681011A (en) Method for injecting payloads into orbit
Blanchard et al. Mars phoenix entry, descent, and landing trajestory and atmosphere reconstruction
US10202207B1 (en) Highly inclined elliptical orbit de-orbit techniques
RU2167792C1 (en) Low-orbit earth satellite
Spencer et al. Mars pathfinder atmospheric entry reconstruction
RU2167790C1 (en) Low-orbit earth satellite
RU2584552C1 (en) Spacecraft landing device
Steltzner et al. The Mars Exploration Rovers Entry Descent and Landing Phase and the Use of Aerodynamic Decelerators
KR102465592B1 (en) Ejecting Method for Small(Cube) Space Explorer using Method for Entering Geostationary Orbit of Satellites by using Lunar Flyby
Wood The Evolution of Deep Space Navigation: 2006–2009
RU2164880C1 (en) Method of injection of satellite into geostationary orbit
Cornille A method of accurately reducing the spin rate of a rotating spacecraft
Whipple The nature of comets
WO1987004372A1 (en) Payload deployment from shuttle employing an ejection restraint device
Lieske Accuracy requirements for trajectories in the earth-moon system
RU2167791C1 (en) Device for single-axis gravitational attitude control of low- altitude spacecraft
CLARK Concept 6- An artificial gravity Mars spaceship
Queijo et al. Analysis of two thrusting techniques for soft lunar landings starting from a 50-mile altitude circular orbit
Helgostam Requirements for efficient mars launch trajectories
RU2128608C1 (en) Method and device for single-axis gravitational attitude control of axisymmetrical spacecraft in orbit of earth satellite
JPH03246200A (en) Waste throwaway device on orbit
David Reaching for the red planet
Fearn et al. Low Earth orbit applications of electric propulsion
Takano et al. Recent efforts toward the minimization of GTO objects and its practices in NASDA