RU2684253C1 - Space debris near the geostationary orbit detection and monitoring method - Google Patents

Space debris near the geostationary orbit detection and monitoring method Download PDF

Info

Publication number
RU2684253C1
RU2684253C1 RU2018104992A RU2018104992A RU2684253C1 RU 2684253 C1 RU2684253 C1 RU 2684253C1 RU 2018104992 A RU2018104992 A RU 2018104992A RU 2018104992 A RU2018104992 A RU 2018104992A RU 2684253 C1 RU2684253 C1 RU 2684253C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
optical system
spacecraft
orbit
space debris
gso
Prior art date
Application number
RU2018104992A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Алексеевич Емельянов
Константин Сергеевич Ёлкин
Валерий Владимирович Маслов
Юрий Константинович Меркушев
Игорь Вячеславович Усовик
Юлия Сергеевна Бодрова
Роман Петрович Рамалданов
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС"
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 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС"
Priority to RU2018104992A priority Critical patent/RU2684253C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2684253C1 publication Critical patent/RU2684253C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Navigation (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

FIELD: space equipment.SUBSTANCE: invention relates to the space debris objects orbits from a spacecraft (SC) monitoring and determining methods and devices. SC is placed in orbit below the geostationary (GSO) one, equipping with the usual service systems, as well as equipment for communications with the ground point. SC optical system is placed on a turntable and directed to the GSO area. Viewing field along the GSO is formed by the optical system field of view turning around the SC orbital velocity vector into several discrete positions. In each of them obtaining the certain region near the GSO still image against a background of stars, turning the optical system around the SC orbit binormal with equal to and opposite to the orbital angular velocity. Turning to the next discrete position is performed with the average angular velocity, dependent on the retargeting time and of the optical system instantaneous field of view vertical width.EFFECT: technical result is in reduction in the number of observation SC to one and facilitation of the space debris objects selection.1 cl, 2 dwg, 1 tbl

Description

Изобретение предназначено для использования в космической технике и может быть использовано при создании систем обзора бортовыми средствами космического аппарата пространства вблизи ГСО для мониторинга и определения параметров орбит объектов космического мусора.The invention is intended for use in space technology and can be used to create systems for viewing onboard means of the spacecraft space near the GSO to monitor and determine the parameters of the orbits of space debris.

Изобретение позволяет уменьшить количество космических аппаратов до одного для периодического обзора объектов космического мусора (ОКМ) вблизи геостационарной орбиты и обеспечить возможность остановки изображения звезд на фотоприемнике во время съема информации для упрощения регистрации оптической системой трека обнаруженного объекта космического мусора.The invention allows to reduce the number of spacecraft to one for a periodic review of space debris objects (OKM) near the geostationary orbit and to provide the ability to stop the image of stars on the photodetector during data acquisition to simplify the optical system's track registration of a detected space debris object.

Известны технические решения, позволяющие наблюдать и регистрировать объекты космического мусора, которые можно рассматривать как аналоги предлагаемого изобретения.Known technical solutions that allow you to observe and register objects of space debris, which can be considered as analogues of the invention.

Известно «Устройство регистрации параметров микрометеороидов и космического мусора», (патент РФ 2456639, МПК G01T 1/34), содержащее мишень в виде четырех панелей солнечных батарей, соединенных между собой пленочной структурой металл-диэлектрик-металл и приемника ионов в виде шара, соединенного с блоком измерения. При соударении микрометеороида или объекта космического мусора с мишенями в месте контакта образуется плазма, ионы которой попадают на приемник ионов. Недостатком данного технического решения является невозможность определения скорости, направления и вычисления параметров орбит объектов космического мусора вблизи геостационарной орбиты, соударение с которыми не произошло.It is known “Device for recording the parameters of micrometeoroids and space debris”, (RF patent 2456639, IPC G01T 1/34), containing a target in the form of four solar panels connected by a metal-dielectric-metal film structure and an ion receiver in the form of a ball connected with measurement unit. When a micrometeoroid or object of space debris collides with targets, a plasma is formed at the point of contact, whose ions fall on the ion receiver. The disadvantage of this technical solution is the inability to determine the speed, direction and calculation of the parameters of the orbits of space debris objects near the geostationary orbit, the collision with which did not happen.

Известно «Устройство и метод обнаружения космического мусора с помощью оптической системы, установленной на космическом аппарате» (патент Японии 2000-025700, МПК B64G 1/68). Наблюдение и обнаружение обломков космического мусора на орбите осуществляют устройством обработки изображения, а параметры орбит объектов космического мусора вычисляют по следам их движения на дисплее. Недостатком данного устройства и метода обнаружения космического мусора является необходимость обработки большого объема информации для селекции следа космического мусора на фоне следов перемещения изображения звезд за счет движения КА по орбите при ограниченном времени наблюдения ОКМ на дисплее.It is known “Device and method for detecting space debris using an optical system mounted on a spacecraft” (Japanese patent 2000-025700, IPC B64G 1/68). Observation and detection of debris of space debris in orbit is carried out by the image processing device, and the parameters of the orbits of objects of space debris are calculated from the traces of their movement on the display. The disadvantage of this device and the method of detecting space debris is the need to process a large amount of information to select a trail of space debris against the background of traces of the movement of the image of stars due to the motion of the spacecraft in orbit with a limited time of observation of the OKM on the display.

Известен спутник SBSS (Space Based Space Surveillance) с оптико-электронной камерой на борту, запущенный США в 2013 году и предназначенный для слежения за космическими объектами, другими спутниками и обломками («космическим мусором»). Высота орбиты спутника 625-640 км, период обращения 97,42 мин. Со своей рабочей орбиты КА может наблюдать объекты от низких орбитах до геостационарной орбиты с возможностью сканирования всего пояса за сутки. Космический аппарат SBSS, оснащенный оптическим телескопом с апертурой 30 см и детектором изображений размером 2,4 мегапикселя, входит в систему контроля космического пространства (СККП) США и за последние несколько лет существенно расширил возможности этой системы в части наблюдения космических объектов с размерами менее 10 см. Недостатком данного спутника является недостаточное быстродействие, обусловленное трудностью селекции объектов космического мусора на низких орбитах и геостационарной орбите, поскольку в поле зрения оптико-электронной камеры регистрируется весь космический мусор в широком диапазоне высот и за короткое время наблюдения практически невозможно определить, составляет ли угрозу объект космического мусора для объектов на геостационарной орбите.The well-known satellite SBSS (Space Based Space Surveillance) with an optical-electronic camera on board, launched by the United States in 2013 and designed to track space objects, other satellites and debris ("space debris"). The satellite’s orbit altitude is 625-640 km, the period of revolution is 97.42 minutes. From its working orbit, the spacecraft can observe objects from low orbits to the geostationary orbit with the ability to scan the entire belt in a day. The SBSS spacecraft, equipped with an optical telescope with a 30 cm aperture and a 2.4 megapixel image detector, is part of the United States space control system (SKKP) and over the past few years has significantly expanded the capabilities of this system in terms of observing space objects with dimensions less than 10 cm The disadvantage of this satellite is the lack of speed due to the difficulty of selecting space debris in low orbits and the geostationary orbit, since there is an optical onnoy camera recorded the entire space debris in a wide range of altitudes and in a short time of observation is almost impossible to determine whether the threat of space debris objects in geosynchronous orbit.

Известен «Метод наблюдения космического мусора» (патент Японии 2011 - 218834, МПК B64G 1/68) с помощью подсветки лазерным лучам области пространства, наблюдаемой ПЗС-камерой, установленной на КА. Недостатком данного метода является то, что наблюдаются только подсвеченные лазерным лучом объекты космического мусора и что снижает вероятность выявления рисков столкновения частиц объекта космического мусора с космическими аппаратами на геостационарной орбите.The well-known "Method of observing space debris" (Japanese patent 2011 - 218834, IPC B64G 1/68) by illuminating the laser region of the space observed by a CCD camera mounted on a spacecraft. The disadvantage of this method is that only space debris objects illuminated by a laser beam are observed and that reduces the likelihood of revealing the risks of collision of particles of a space debris object with spacecraft in geostationary orbit.

Прототипом, наиболее близким, по сути, техническим решением к заявляемому изобретению является «Система наблюдения за космическими объектами» (патент на полезную модель RU 82678 U, МПК B64G 1/10), так как данная система наблюдения имеет аналогичное предназначение и некоторые аналогичные основные возможности по множеству параметров, что и заявленное. Данная система, являющаяся прототипом, содержит, по меньшей мере, один наземный пункт приема информации, по меньшей мере, четыре космических аппарата наблюдения, равномерно размещенных на круговой солнечно-синхронной орбите обратного наклонения и снабженных системой угловой стабилизации и ориентации, системой электроснабжения, системой терморегулирования, аппаратурой передачи и приема данных, выполненной с возможностью осуществления связи с наземным пунктом приема информации и, по меньшей мере, с двумя соседними космическими аппаратами наблюдения, по меньшей мере, двумя оптико-электронными приборами, выполненными с возможностью обнаружения космических объектов и определения их угловых приборных координат, и процессором обработки данных, подключенным к выходам оптико-электронных приборов и к входу аппаратуры передачи и приема данных, а также аппаратуру определения положения центра масс космического аппарата наблюдения, а космические аппараты наблюдения размещены на орбите с радиусом, имеющим значение не менее RATM/cos(π/N), где RATM - максимальный радиус Земли с плотными слоями ее атмосферы; N - количество космических аппаратов наблюдения; и на каждом космическом аппарате наблюдения один оптико-электронный прибор установлен с возможностью наблюдения соседнего космического аппарата наблюдения, расположенного в направлении орбитального движения данного космического аппарата наблюдения, а второй оптико-электронный прибор установлен с возможностью наблюдения соседнего космического аппарата наблюдения, расположенного в направлении, противоположном направлению орбитального движения данного космического аппарата наблюдения. Система снабжена космическими аппаратами ретрансляции, размещенными на геостационарной орбите с возможностью создания каналов радиосвязи с каждым космическим аппаратом наблюдения и с наземным пунктом приема информации.The prototype, the closest, in fact, technical solution to the claimed invention is the "Space Object Observation System" (utility model patent RU 82678 U, IPC B64G 1/10), since this observation system has a similar purpose and some similar main features according to many parameters, as claimed. This prototype system contains at least one ground-based information receiving point, at least four space observation devices uniformly placed on a circular solar-synchronous orbit of reverse inclination and equipped with a system of angular stabilization and orientation, a power supply system, a temperature control system , equipment for transmitting and receiving data, configured to communicate with a ground-based information receiving point and at least two adjacent spacecraft observation by at least two optoelectronic devices capable of detecting space objects and determining their angular instrumental coordinates, and a data processor connected to the outputs of the optoelectronic devices and to the input of the data transmission and reception equipment, as well as the equipment determining the position of the center of mass of the spacecraft observation, and observation spacecraft are placed in orbit with a radius having a value of at least R ATM / cos (π / N ), where R ATM - maximum radius of the Earth with dense and the layers of its atmosphere; N is the number of space observation vehicles; and on each space observation device, one optical-electronic device is installed with the possibility of observing a neighboring space observation device located in the direction of the orbital motion of this space observation device, and a second optical-electronic device is installed with the possibility of observing a neighboring space observation device located in the opposite direction the direction of the orbital motion of the spacecraft. The system is equipped with relay spacecraft placed in a geostationary orbit with the possibility of creating radio communication channels with each space observation device and with a ground-based information receiving point.

Недостатком данной системы является необходимость наличия восьми оптических систем наблюдения по две на каждом космическом аппарате, равномерно размещенных на круговой солнечно-синхронной орбите, в полях зрения которых регистрируются все объекты космического мусора, находящиеся как на низких, так и на высоких орбитах. При этом наблюдение движения объектов космического мусора в полях зрения оптических систем осуществляется на фоне перемещающихся звезд за счет движения космических аппаратов по орбите, что требует разработки сложных алгоритмов селекции движущихся объектов космического мусора и перемещающихся звезд и, соответственно, обработки большого количества информации в ограниченное время, что затрудняет селекцию объектов космического мусора. The disadvantage of this system is the need for eight optical observation systems, two on each spacecraft, uniformly placed in a circular solar-synchronous orbit, in the fields of view of which all objects of space debris are located, both in low and high orbits. At the same time, the motion of space debris in the fields of view of optical systems is observed against the background of moving stars due to the movement of spacecraft in orbit, which requires the development of complex algorithms for selecting moving objects of space debris and moving stars and, accordingly, processing a large amount of information in a limited time, which makes it difficult to select objects of space debris.

Задачей настоящего технического решения является сокращение количества космических аппаратов до одного и обеспечение возможности остановки изображения звезд на фотоприемнике во время съема информации для облегчения выделения оптической системой трека обнаруженного объекта космического мусора.The objective of this technical solution is to reduce the number of spacecraft to one and provide the ability to stop the image of stars on the photodetector during the acquisition of information to facilitate the allocation of optical track system of a detected object of space debris.

Космический мусора вблизи геостационарной орбите сосредоточен, в основном, вблизи небесного экватора, что и определяет отличительные признаки предлагаемого изобретения.Space debris near the geostationary orbit is concentrated mainly near the celestial equator, which determines the distinguishing features of the present invention.

Для контроля геосинхронных объектов космического мусора с большим наклонением их орбит (порядка ~ 25°) предусматривается перенацеливание мгновенного поля зрения оптической системы, направленного вдоль радиус-вектора космического аппарата путем вращение вокруг вектора его орбитальной скорости

Figure 00000001
Указанное перенацеливание образует широкую полосу обзора вдоль геостационарной орбиты. Чем ближе круговая орбита космического аппарата к геостационарной орбите, тем меньше размер контролируемого объекта космического мусора, однако тем меньше обеспечиваемое наклонение imax геосинхронного объекта космического мусора, который захватывается сформированной полосой обзора.To control geosynchronous objects of space debris with a large inclination of their orbits (of the order of ~ 25 °), a retargeting of the instantaneous field of view of the optical system directed along the radius vector of the spacecraft by rotating around its orbital velocity vector is provided
Figure 00000001
Said retargeting forms a wide field of view along the geostationary orbit. The closer the circular orbit of the spacecraft to the geostationary orbit, the smaller the size of the space debris being monitored, however, the smaller the inclination i max of the geosynchronous space debris object that is captured by the generated field of view.

Соотношение между наклонением imax углом и разностью высот геостационарной орбиты и высоты орбиты космического аппарата (НГСО - НКА) при равенстве угла обзора βобз = ±60 угл. град., имеет видThe relationship between the inclination i max angle and the difference in the heights of the geostationary orbit and the height of the orbit of the spacecraft (N GSO - N KA ) when the viewing angle is equal β review = ± 60 angles. city., has the form

Figure 00000002
Figure 00000002

Высота геостационарной орбиты, измеренная от центра Земли RГСО=42164 км, а измеренная от поверхности Земли, при ее радиусе 6371 км НГСО=35793 км. Расположение космического аппарата наблюдения на орбитах с высотой НКА, ниже высоты геостационарной орбиты на величину hКА обеспечивает время между сеансами наблюдения ТСН для наклонений орбит объектов космического мусора

Figure 00000003
в соответствии с таблицей 1.The height of the geostationary orbit, measured from the center of the Earth R GSO = 42164 km, and measured from the surface of the Earth, with a radius of 6371 km N GSO = 35793 km. The location of the observation spacecraft in orbits with a spacecraft height H below the height of the geostationary orbit by spacecraft h provides the time between observation sessions T SN for inclination of the orbits of space debris objects
Figure 00000003
in accordance with table 1.

Figure 00000004
Figure 00000004

Если проницающая сила оптической системы mT не менее 18 звездной величины, то размеры обнаруживаемого объекта космического мусору составляют величину 4,5÷22,0 см в данном диапазоне высот.If the penetrating power of the optical system m T is not less than 18 magnitude, then the size of the detected object of space debris is 4.5 ÷ 22.0 cm in this height range.

Для расширения полосы обзора оптической системы вдоль геостационарной орбиты, обеспечивают перенацеливание мгновенного поля зрения этой системы в несколько дискретных положений путем ее вращения вокруг вектора орбитальной скорости КА. В каждом дискретном положении производят съем изображения на фотоприемнике некоторой области вблизи ГСО.To expand the optical system’s field of view along the geostationary orbit, the instantaneous field of view of this system is redirected to several discrete positions by rotating it around the spacecraft’s orbital velocity vector. In each discrete position, the image is taken on the photodetector of a certain region near the GSO.

Для реализации режима остановки звезд в поле зрения оптической системы в моменты съема информации в каждом дискретном положении поля зрения, оптическую систему помещают на поворотную платформу и вращают платформу в моменты съема информации tc вокруг оси, перпендикулярной плоскости орбиты КА с угловой скоростью

Figure 00000005
, равной угловой орбитальной скорости КА, в направлении противоположном угловому вращению КА.To implement the mode of stopping stars in the field of view of the optical system at the moments of information retrieval in each discrete position of the field of view, the optical system is placed on a rotary platform and the platform is rotated at the moments of information retrieval t c around an axis perpendicular to the plane of the orbit of the spacecraft with angular velocity
Figure 00000005
equal to the angular orbital velocity of the spacecraft, in the direction opposite to the angular rotation of the spacecraft.

По окончанию процесса считывания информации с фотоприемника оптической системы, поле зрения оптической системы перенацеливают в следующее дискретное положение со средней угловой скоростью, зависящей от времени перенацеливания и вертикальной ширины углового мгновенного поля зрения

Figure 00000006
где 2βв - вертикальная ширина углового мгновенного поля зрения оптической системы.At the end of the process of reading information from the photodetector of the optical system, the field of view of the optical system is redirected to the next discrete position with an average angular velocity depending on the retargeting time and the vertical width of the angular instantaneous field of view
Figure 00000006
where 2β in is the vertical width of the angular instantaneous field of view of the optical system.

Для высокоточного определения параметров орбиты геосинхронного объекта космического мусора необходим большой мерный интервал позиционных измерений, производимых оптической системой с регистраций треков точечных изображений в точках, захваченных мгновенным полем зрения на витках обращения объекта космического мусора вблизи нисходящих и восходящих узлов их орбит. Указанное справедливо при малом наклонении орбиты объекта космического мусора i. Если i велико, треки будут регистрироваться в точках, принадлежащих полосе обзора. Однако, необходимо чтобы на соседних витках обращения объекта космического мусора вблизи узлов его орбиты, радиус-вектор космического аппарата, который ориентируется на середину полосы обзора, был направлен на восходящий или нисходящий узел орбиты объекта космического мусора. Если это условие выполняется, изменение аргумента широты геосинхронного объекта космического мусора, регистрируемое на соседних полувитках, составляет большую величину равную ~ 180°. В этом случае достигаться большой мерный интервал позиционных измерений.To accurately determine the orbit parameters of a geosynchronous space debris object, a large measured interval of positional measurements is required by the optical system from recording tracks of point images at points captured by the instantaneous field of view on the turns of the space debris object near the descending and ascending nodes of their orbits. The above is true for a small inclination of the orbit of a space debris object i. If i is large, the tracks will be recorded at points that belong to the span. However, it is necessary that, on adjacent turns of the space debris object near the nodes of its orbit, the radius vector of the spacecraft, which is oriented to the middle of the viewing band, should be directed to the ascending or descending node of the orbit of the space debris object. If this condition is satisfied, the change in the latitude argument of the geosynchronous space debris object recorded at neighboring half-turns is a large value equal to ~ 180 °. In this case, a large measured interval of positional measurements is achieved.

Первоначально это условие представляется через соотношение между допустимыми периодами обращения космического аппарата наблюдения (ТКА) и геосинхронного объекта космического мусора (ТГСО):Initially, this condition is represented through the ratio between the permissible periods of revolution of the space observation device (T SC ) and the geosynchronous space debris object (T GSO ):

ТКА((k+1)+0,5)=ТГСО(k+0,5),T KA ((k + 1) +0.5) = T GSO (k + 0.5),

где: ТГСО=1 сут, k - натуральный ряд чисел от 0 до 4. Увеличение параметра к на одну 1 соответствует увеличению времени между сеансами наблюдения ТСН на 1 сутки. Затем это условие представляется через соотношение между допустимыми высотами НГСО и НКА. Полагая k=0 можно получить, что допустимые значения ТКА=ТГСО/3, т.е. 0,333 сут и определить допустимое значение НКА=13899 км, соответствующее ТСН=0,5 и ТКА=0,333 сут.where: T GSO = 1 day, k is a natural series of numbers from 0 to 4. An increase in the parameter k by one 1 corresponds to an increase in the time between observation sessions of T SN for 1 day. Then this condition is presented through the ratio between the permissible heights H GSO and H KA . Assuming k = 0, we can obtain that the admissible values of T KA = T GSO / 3, i.e. 0.333 days and determine the permissible value of N KA = 13899 km, corresponding to T SN = 0.5 and T KA = 0.333 days.

На фиг. 1 обозначены: КА - космический аппарат; НКА - высота орбиты космического аппарата; hКА - расстояние от орбиты космического аппарата до геостационарной орбиты; βобз - угол обзора геостационарной орбиты; 2βВ и 2βг - вертикальная и горизонтальная ширины поля зрения оптической системы; 1 - геостационарная орбита; n - количество положений перенацеливаемого мгновенного поля зрения в направлении, перпендикулярном вектору орбитальной скорости космического аппарата и плоскости геостационарной орбиты, RЗ - радиус Земли.In FIG. 1 are designated: KA - spacecraft; N KA - the height of the orbit of the spacecraft; h KA - the distance from the orbit of the spacecraft to the geostationary orbit; β obz - the viewing angle of the geostationary orbit; 2β B and 2βg - vertical and horizontal widths of the field of view of the optical system; 1 - geostationary orbit; n is the number of positions of the redirected instantaneous field of view in the direction perpendicular to the orbital velocity vector of the spacecraft and the plane of the geostationary orbit, R З is the radius of the Earth.

На фиг. 2 обозначены: ГСО - геостационарная орбита; КА - космический аппарат с бортовой оптической системой наблюдения;

Figure 00000007
- диапазон отклонений поля зрения оптической системы; hКА - расстояние орбиты космического аппарата до геостационарной орбиты; imax - максимальный угол наклонения орбиты объекта космического мусора; βобз - угол обзора геостационарной орбиты;In FIG. 2 are designated: GSO - geostationary orbit; KA - a spacecraft with an onboard optical surveillance system;
Figure 00000007
- the range of deviations of the field of view of the optical system; h KA - the distance of the orbit of the spacecraft to the geostationary orbit; i max is the maximum inclination angle of the orbit of the space debris object; β obz - the viewing angle of the geostationary orbit;

Основные показатели эффективности предлагаемого способа обнаружения и контроля космического мусора вблизи геостационарной орбиты с наклонением imax=25°:The main performance indicators of the proposed method for the detection and control of space debris near the geostationary orbit with an inclination of i max = 25 °:

- возрастает проницающая сила оптической системы с увеличением времени пребывания объекта космического мусора в пикселе фотоприемника, что позволяет обнаруживать объекты космического мусора с меньшим блеском;- the penetrating power of the optical system increases with an increase in the residence time of a space debris object in the photodetector pixel, which makes it possible to detect objects of space debris with a lower brightness;

- с увеличением дальности наблюдения пропорционально увеличивается размер обнаруживаемого объекта космического мусора;- with an increase in the range of observation, the size of the detected object of space debris proportionally increases;

- величина дуги ΔU пробега изображения объекта космического мусора через полосу обзора уменьшается с увеличением угловой скорости обращения космического аппарата вокруг центра Земли. Общий мерный интервал ΔUобщ, накопленный за время наблюдения объекта космического мусора в районах его восходящего и нисходящего узлов, составляет ~ 180°;- the arc value ΔU of the path of the image of the space debris object through the viewing band decreases with increasing angular velocity of the spacecraft around the center of the Earth. The total measured interval ΔU total accumulated during the observation of an object of space debris in the areas of its ascending and descending nodes is ~ 180 °;

- с уменьшением расстояния hКА между геостационарной орбитой и орбитой космического аппарата уменьшается размер обнаруживаемого объекта космического мусора до 7 см, но ухудшается (возрастает) время Тсн между сеансами наблюдения объектов космического мусора;- with a decrease in the spacecraft distance h between the geostationary orbit of the spacecraft, the size of the detected space debris object decreases to 7 cm, but the time T cn between the observation sessions of space debris worsens (increases);

- реализуемая проницающая сила оптической системы mT, оцениваемая с учетом величины моделируемой угловой скорости объекта космического мусора, составляет ~ 18 зв. в.- the realized penetrating power of the optical system m T , estimated taking into account the value of the simulated angular velocity of the space debris object, is ~ 18 stars. at.

- вероятные погрешности определения параметров движения геосинхронных круговых орбит составляют: по координатам ΔХ, ΔY, ΔZ ~ 100 м; по скоростям

Figure 00000008
по углу наклонения Δi ~ 3 угл. с.- the probable errors in determining the motion parameters of geosynchronous circular orbits are: according to the coordinates ΔX, ΔY, ΔZ ~ 100 m; by speed
Figure 00000008
angle of inclination Δ i ~ 3 ang. from.

Claims (1)

Способ обнаружения и контроля космического мусора вблизи геостационарной орбиты, при котором космический аппарат наблюдения размещают на околоземной орбите, снабжают системой угловой стабилизации и ориентации, системой электропитания, системой терморегулирования, аппаратурой передачи и приема данных, выполненной с возможностью осуществления связи с наземным пунктом приема информации, отличающийся тем, что космический аппарат размещают на орбите ниже геостационарной, а бортовую оптическую систему размещают на поворотной платформе и направляют в область геостационарной орбиты, при этом полосу обзора оптической системы вдоль геостационарной орбиты обеспечивают перенацеливанием мгновенного поля зрения этой системы в несколько дискретных положений путем ее вращения вокруг вектора орбитальной скорости космического аппарата, а в каждом дискретном положении производят съем изображения на фотоприемнике некоторой области вблизи геостационарной орбиты, при этом оптическую систему разворачивают вокруг оси, перпендикулярной плоскости орбиты космического аппарата, с угловой скоростью, равной угловой орбитальной скорости космического аппарата, в противоположном направлении, осуществляя таким образом остановку изображения звезд на фотоприемнике, а перенацеливание оптической системы в следующее дискретное положение осуществляют со средней угловой скоростью
Figure 00000009
зависящей от времени перенацеливания tп и вертикальной ширины 2βв углового мгновенного поля зрения оптической системы.A method for detecting and monitoring space debris near a geostationary orbit, in which a spacecraft is placed in low Earth orbit, is equipped with an angular stabilization and orientation system, a power supply system, a temperature control system, data transmission and reception equipment configured to communicate with a ground-based information receiving point, characterized in that the spacecraft is placed in orbit below the geostationary, and the onboard optical system is placed on a turntable and sent to the geostationary orbit, while the optical system along the geostationary orbit provides the optical system with a retargeting of the instantaneous field of view of this system in several discrete positions by rotating it around the orbital velocity vector of the spacecraft, and in each discrete position, the image is taken on a photodetector of a certain region near geostationary orbit, while the optical system is deployed around an axis perpendicular to the plane of the orbit of the spacecraft, with angular velocity equal to the angular orbital velocity of the spacecraft in the opposite direction, thereby stopping the image of stars on the photodetector, and re-targeting the optical system to the next discrete position is carried out with an average angular velocity
Figure 00000009
depending on the retargeting time t p and the vertical width 2β in the angular instantaneous field of view of the optical system.
RU2018104992A 2018-02-09 2018-02-09 Space debris near the geostationary orbit detection and monitoring method RU2684253C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018104992A RU2684253C1 (en) 2018-02-09 2018-02-09 Space debris near the geostationary orbit detection and monitoring method

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018104992A RU2684253C1 (en) 2018-02-09 2018-02-09 Space debris near the geostationary orbit detection and monitoring method

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2684253C1 true RU2684253C1 (en) 2019-04-04

Family

ID=66089887

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018104992A RU2684253C1 (en) 2018-02-09 2018-02-09 Space debris near the geostationary orbit detection and monitoring method

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2684253C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111339676A (en) * 2020-03-10 2020-06-26 中国科学院国家空间科学中心 Near-earth space environment comprehensive data analysis system
RU2775095C1 (en) * 2021-08-17 2022-06-28 Акционерное общество "Корпорация космических систем специального назначения "Комета" (АО "Корпорация "Комета") Method for viewing the geostationary region for detecting and observing space debris from a spacecraft

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU82678U1 (en) * 2008-09-09 2009-05-10 Автономная некоммерческая организация "Научно-технический центр имени Л.Т. Тучкова" OBSERVING SYSTEM FOR SPACE OBJECTS
US9121704B2 (en) * 2010-07-12 2015-09-01 Astrium, Sas Optical surveillance system for a space survey system for monitoring near-earth space having a matrix of telescopes coupled to image sensors
RU2570009C1 (en) * 2014-08-06 2015-12-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) Warning of danger in near-earth space and on earth and acs to this end
RU2573015C2 (en) * 2014-04-16 2016-01-20 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") Multimodule spacecraft for cleaning up geostationary orbit and method of cleaning up geostationary orbit

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU82678U1 (en) * 2008-09-09 2009-05-10 Автономная некоммерческая организация "Научно-технический центр имени Л.Т. Тучкова" OBSERVING SYSTEM FOR SPACE OBJECTS
US9121704B2 (en) * 2010-07-12 2015-09-01 Astrium, Sas Optical surveillance system for a space survey system for monitoring near-earth space having a matrix of telescopes coupled to image sensors
RU2573015C2 (en) * 2014-04-16 2016-01-20 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") Multimodule spacecraft for cleaning up geostationary orbit and method of cleaning up geostationary orbit
RU2570009C1 (en) * 2014-08-06 2015-12-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) Warning of danger in near-earth space and on earth and acs to this end

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Клименко Н.Н., Назаров А.Е. Перспективная космическая система для наблюдения геостационарной орбиты. Вестник НПО им. С.А. ЛАВОЧКИНА. Космонавтика и ракетостроение. 2015, 4 (30), с.16-20. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111339676A (en) * 2020-03-10 2020-06-26 中国科学院国家空间科学中心 Near-earth space environment comprehensive data analysis system
RU2775095C1 (en) * 2021-08-17 2022-06-28 Акционерное общество "Корпорация космических систем специального назначения "Комета" (АО "Корпорация "Комета") Method for viewing the geostationary region for detecting and observing space debris from a spacecraft
RU2813696C1 (en) * 2023-10-03 2024-02-15 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Института астрономии Российской академии наук Method for detecting space debris objects and pointing spacecraft at them using laser scanning of space

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8511614B2 (en) Satellite system providing optimal space situational awareness
US9284074B2 (en) Method, satellite, and a system or an arrangement with at least one satellite for detecting natural or artificial objects, and the use thereof in the execution of said method
Meguro et al. GPS multipath mitigation for urban area using omnidirectional infrared camera
US7349804B2 (en) Daytime stellar imager
US7447591B2 (en) Daytime stellar imager for attitude determination
US8320630B2 (en) Measuring turbulence and winds aloft using solar and lunar observable features
US20080081556A1 (en) System and method for observing a satellite using a satellite in retrograde orbit
Yunpeng et al. Review on strategies of space-based optical space situational awareness
CN106197377A (en) A kind of unmanned plane targeted surveillance over the ground and the display system of two dimension three-dimensional linkage
US9068884B1 (en) Turbulence and winds aloft detection system and method
US7110601B2 (en) Method for detecting linear image in planar picture
RU2684253C1 (en) Space debris near the geostationary orbit detection and monitoring method
US10317218B2 (en) Planetary surveillance system
Liebe et al. Three-axis sun sensor for attitude determination
RU82678U1 (en) OBSERVING SYSTEM FOR SPACE OBJECTS
US5604595A (en) Long stand-off range differential absorption tomographic atmospheric trace substances sensor systems utilizing bistatic configurations of airborne and satellite laser source and detetor reflector platforms
US20240168193A1 (en) System for detecting the path of moving objects
Bahcivan et al. Radiometric sensitivity and resolution of synthetic tracking imaging for orbital debris monitoring
Wagner et al. Passive optical space surveillance system for initial LEO object detection
Morreale et al. Australian space situational awareness capability demonstrations
RU2542836C2 (en) Method of determination of state vector of passive space object
CN115184973B (en) Satellite-borne ultra-long-distance target speed measuring and positioning system and method based on inertial measurement and laser ranging
RU2813696C1 (en) Method for detecting space debris objects and pointing spacecraft at them using laser scanning of space
Shugarov et al. Space system for detecting hazardous celestial bodies approaching earth from the daytime sky (SODA)
Sridharan et al. Radar and optical characterization of an anomalous orbital debris population