RU2716394C1

RU2716394C1 - Autonomous collocation method at near-stationary orbit

Info

Publication number: RU2716394C1
Application number: RU2019125647A
Authority: RU
Inventors: Сергей Михайлович Афанасьев
Original assignee: Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф. Решетнёва»
Priority date: 2019-08-14
Filing date: 2019-08-14
Publication date: 2020-03-11

Abstract

FIELD: astronautics.

SUBSTANCE: invention relates to control of spacecraft (SC) motion near stationary points in stationary orbit. SC with self-collocation (SCSC) is continuously held in a given hold-in range (HR) in longitude. Inside this HR there are adjacent SCs, for which, according to trajectory measurements, a real working HR (WHR) is determined. If WHR exceeds preset HR, HR is corrected for SCSC and presented in phase plane [Δϕ; ΔL] as nominal flight-ellipse of flight (TEF) SCSC with ratio of latitude (Δϕ) and longitude (ΔL) of axles 4:1. This TEF covers the WHR. Correcting SCSC orbit in accordance with TEF. Retention and autonomous collocation of SCSC are carried out by combined corrections of period, vectors of inclination and eccentricity. Long-range SC control strategies (outside the WHR) are determined. At risk of SC approaching, evasion corrections are performed with subsequent return of SCSC flight route to TEF and TEF setting to optimum position.

EFFECT: technical result consists in provision of independent collocation of three and more SC, located in narrow orbital area near SCSC.

1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для коллокации (баллистического обеспечения гарантированного сосуществования) в одной и той же области околостационарной орбиты (ОСО) по долготе и широте относительно точки стояния космических аппаратов (КА).The invention relates to the field of space technology and can be used for collocation (ballistic assurance of guaranteed coexistence) in the same area of the near-stationary orbit (CCA) in longitude and latitude relative to the position of spacecraft (SC).

КА на ОСО называются геостационарными КА. В тексте под КА следует понимать геостационарный КА. ОСО – реальная орбита геостационарного КА; геостационарная орбита (ГСО) – идеализация ОСО. В практическом плане ГСО тождественно ОСО.SCs on the CCA are called geostationary SCs. In the text, spacecraft should be understood as a geostationary spacecraft. OSO - the real orbit of the geostationary spacecraft; geostationary orbit (GSO) - the idealization of CCA. In practical terms, GSO is identical to CCA.

Технической проблемой при эксплуатации КА на ОСО является нахождение этого КА в узком диапазоне долгот в состоянии коллокации с тремя и более КА. Никаких способов многоцелевой коллокации не существует. Как там, в этой долготной области сосуществуют КА, и подчас КА, принадлежащие различным государствам – вопрос пока риторический, но с любой стороны настоятельно требуется некий регламент ответственной коллокации. The technical problem during the operation of the spacecraft on the CCA is the finding of this spacecraft in a narrow range of longitudes in a collocation state with three or more spacecraft. There are no multipurpose collocation methods. As there, in this longitudinal area, spacecraft coexist, and sometimes spacecraft belonging to different states are still a rhetorical question, but on the other hand, some regulation of responsible collocation is urgently required.

Коллокацию КА можно проводить по согласованным схемам, известным предприятию. Эти схемы сводятся к равноудалению точек прицеливания векторов е _n [е _n; (Ω+ω)_n] (n =1,2,…) и i _n [i _n; Ω_n] (n =1,2,…) в соответствующих фазовых плоскостях (ФП) КА и поддержанию концов векторов е _nи i _n внутри соответствующих областей выбранных радиусов, центрами которых являются соответствующие точки прицеливания. Идеальным вариантом согласованной коллокации считается для двух КА разнесение долгот восходящих узлов (Ω_n) и прямых восхождений перигеев (Ω+ω)_n точек прицеливания на 180°, причем аргументы широты перигеев КА должны быть близки нулю или 180°. Для трех КА цифру 180 в отношении точек прицеливания заменяют на 120. Однако за кажущейся простотой схем скрывается сложная и затратная процедура управления векторами коллокации. Коллокация здесь рассматривается как способ управления движением центров масс, гарантирующий от столкновений КА. Эта задача актуальна и удовлетворительно решается для двух КА (даже при нулевых наклонениях) при условиях:The collocation of spacecraft can be carried out according to agreed schemes known to the enterprise. These schemes are reduced to equidistance of the aiming points of the vectors e _n [ e _n ; (Ω + ω) _n ] (n = 1,2, ...) and i _n [ i _n ; Ω _n ] (n = 1,2, ...) in the corresponding phase planes (FP) of the spacecraft and maintaining the ends of the vectors e _n and i _n inside the corresponding regions of the selected radii, the centers of which are the corresponding aiming points. For two spacecraft, the separation of longitudes of ascending nodes (Ω _n ) and right ascensions of perigee (Ω + ω) _n aiming points by 180 ° is considered to be an ideal variant of coordinated collocation, and the arguments of the latitude of the perigee of the spacecraft should be close to zero or 180 °. For three spacecraft, the figure 180 with respect to the aiming points is replaced by 120. However, the seeming simplicity of the schemes hides a complex and costly procedure for managing collocation vectors. Collocation is considered here as a way to control the motion of centers of mass, which guarantees spacecraft collisions. This problem is relevant and satisfactorily solved for two spacecraft (even at zero inclinations) under the conditions:

Ω₁≈ Ω₂ и: ω₁≈ 0, ω₂≈

; или ω₁≈

, ω₂≈ 0, (1)Ω ₁ ≈ Ω ₂ and: ω ₁ ≈ 0, ω ₂ ≈

; or ω ₁ ≈

, ω ₂ ≈ 0, (1)

Ω₁≈ Ω₂ +

и: ω₁≈ ω₂≈

; или ω₁≈ ω₂≈ 0, (2)Ω ₁ ≈ Ω ₂ +

and: ω ₁ ≈ ω ₂ ≈

; or ω ₁ ≈ ω ₂ ≈ 0, (2)

то естьтогда, когда восходящие узлы орбит разнесены на 180°, для каждой из орбит линия узлов совпадает с линией апсид, направления на восходящий узел и перигей одной из орбит совпадают, другой - взаимно противоположны. Гарантированное минимальное межспутниковое расстояние при реальном эксцентриситете орбит КА в состоянии коллокации порядка 0,00015 (эксцентриситет для удержания по долготе в области ±0,05° при этом не более 0,00029) составляет 12,6 км.i.ethen, when the ascending nodes of the orbits are 180 ° apart, for each of the orbits the line of nodes coincides with the line of the apse, the directions to the ascending node and the perigee of one of the orbits coincide, the other are mutually opposite. The guaranteed minimum inter-satellite distance with a real eccentricity of the spacecraft orbits in a collocation state is of the order of 0.00015 (eccentricity to keep in longitude in the region of ± 0.05 ° with no more than 0.00029) is 12.6 km.

Центры управления всеми КА, находящимися в единой области удержания по широте и долготе, следуют единой стратегии коллокации, обмениваясь баллистической информацией.The control centers of all spacecraft located in a single area of latitude and longitude retention follow a unified collocation strategy by exchanging ballistic information.

Метод согласованной коллокации является универсальным, то есть независимым от типа КА, участвующих в совместном удержании. В процессе совместного функционирования КА точки прицеливания, а в идеале и текущие векторы наклонения и эксцентриситета орбит КА, должны изменяться синфазно в заданной области удержания относительно точки стояния. Благодаря такой стратегии поддержания будет постоянно обеспечиваться наклон между плоскостями орбит, и взаимные расстояния между КА будут не менее допуска (8 - 10 км). The consistent collocation method is universal, that is, independent of the type of spacecraft participating in the joint confinement. In the process of joint functioning of the spacecraft, the aiming points, and ideally the current vectors of inclination and eccentricity of the spacecraft’s orbits, should change in phase in a given retention region relative to the standing point. Thanks to this maintenance strategy, the inclination between the orbital planes will be constantly provided, and the mutual distances between the spacecraft will be no less than the tolerance (8 - 10 km).

Для гарантированной коллокации требуется перманентный процесс обмена баллистической информацией между центрами управления КА. Такой процесс может давать сбои, и сбои обязательно будут происходить. Кроме того, нельзя исключать принципиальную невозможность взаимодействия между центрами управления КА. Проще находиться в состоянии автономной коллокации (самоколлокации): когда к процессу коллокации не привлекаются другие КА и их центры управления. При постановке такой задачи следует учитывать, что линия узлов и линия апсид орбиты смежных КА (СКА) могут пересекаться под произвольным углом. Guaranteed collocation requires a permanent process for the exchange of ballistic information between spacecraft control centers. Such a process may fail, and failures will certainly occur. In addition, the fundamental impossibility of interaction between spacecraft control centers cannot be ruled out. It is easier to be in a state of autonomous collocation (self-collocation): when other spacecraft and their control centers are not involved in the collocation process. When setting such a task, it should be borne in mind that the line of nodes and the line of apses of the orbit of adjacent spacecraft (SCA) can intersect at an arbitrary angle.

Идея автономной коллокации, не накладывающей никаких сколько-нибудь значимых обязательств на центр управления СКА (что означает наличие или отсутствие действий по реализации согласованной стратегии коллокации со стороны такого центра управления), представляется актуальной и наиболее эффективной. The idea of an autonomous collocation that does not impose any kind of significant obligations on the SKA control center (which means the presence or absence of actions to implement an agreed collocation strategy on the part of such a control center) seems relevant and most effective.

Далее по тексту под смежным КА (СКА) подразумевается КА, с которым следует находиться в состоянии коллокации, и под КА с самоколлокацией (КАСК) подразумевается КА, «взявший» на себя всю ответственность за коллокацию в заданной области удержания (ОУ) по широте и долготе. Все КА, находящиеся в единой ОУ, по отношению друг к другу СКА. Hereinafter, by an adjacent SC (SKA) is meant a SC with which it should be in a state of collocation, and by a SC with self-collocation (KASK) is meant a SC that "took" all responsibility for collocation in a given retention area (DU) in latitude and longitude. All spacecraft located in a single OS, in relation to each other SKA.

Известен способ мониторинговой коллокации на ГСО (RU №2558959 С2). Согласно данному способу, включающему переводы векторов наклонения и эксцентриситета на границы разнесенных относительно друг друга областей прицеливания (областей допустимого изменения векторов наклонения и эксцентриситета), измерения параметров орбиты каждого КА, определение по ним текущих значений орбитальных элементов каждого КА и проведение с помощью двигателей малой тяги коррекций периода обращения, наклонения и эксцентриситета орбиты, для организации автономной от СКА коллокации за время до приведения мониторингового КА (МКА) (КАСК в части баллистического обеспечения) в заданную область удержания по широте (наклонению) и долготе по данным независимых траекторных измерений выявляют стратегию управления движением центра масс СКА, в процессе удержания уточняют положение центра области прицеливания по наклонению смежного КА, проведением коррекций наклонения вектор наклонения орбиты МКА в фазовой плоскости (ФП) выставляют так, чтобы линия узлов орбиты МКА стала перпендикулярна линии узлов орбиты смежного КА и наклонение (i _min) орбиты МКА относительно орбиты СКА составляло не менее (14-15) угл.с., проводят коррекции вектора эксцентриситета: A known method of monitoring collocation at GSO (RU No. 2558959 C2). According to this method, which includes translating the inclination and eccentricity vectors onto the boundaries of the aiming regions spaced apart from each other (areas of permissible variation of the inclination and eccentricity vectors), measuring the orbit parameters of each spacecraft, determining the current values of the orbital elements of each spacecraft from them and using thrust engines corrections of the period of revolution, inclination and eccentricity of the orbit, for organizing collocation autonomous from the SCA before the monitoring spacecraft is brought (MK A) (CASK in terms of ballistic support) to a given retention area in latitude (inclination) and longitude according to independent trajectory measurements, identify the strategy for controlling the motion of the center of mass of the SKA, in the process of retention, specify the position of the center of the aiming area by the inclination of an adjacent SC, by making vector inclination corrections the inclination of the orbit of the MCA in the phase plane (FP) is set so that the line of the nodes of the orbit of the MCA becomes perpendicular to the line of the nodes of the orbit of the adjacent SC and the inclination ( i _min ) of the orbit of the MCA relative to the SC orbit And it was not less than (14-15) arc.s., eccentricity vector corrections are carried out:

- чтобы сумма эксцентриситетов орбит МКА и СКА составляла порядка 4∙10^-4; - so that the sum of the eccentricities of the orbits of the MCA and SKA is about 4 ∙ 10 ^-4 ;

- для удаления направления на перигей от направления на восходящий узел орбиты МКА на величину угла рассогласования (УР) между направлениями на перигей и восходящий узел орбиты СКА; - to remove the direction to the perigee from the direction to the ascending node of the ICA’s orbit by the value of the mismatch angle (SD) between the directions to the perigee and the ascending node of the SCA’s orbit;

- для поддержания такого положения перигея заданных пределах области прицеливания по эксцентриситету, - to maintain this position of the perigee within the specified limits of the aiming region by eccentricity,

проводят регулярные комплексные коррекции наклонения орбиты МКА:Carry out regular comprehensive correction of the inclination of the orbit of the ICA:

- для поддержания прямого угла между линиями узлов орбит КА в заданных пределах области прицеливания по наклонению;- to maintain a right angle between the lines of the nodes of the orbits of the spacecraft in the specified limits of the aiming region by inclination;

- для устранения вековой составляющей ухода по наклонению;- to eliminate the age-old component of care for inclination;

- для превышения i _min, - for exceeding i _min ,

проводят коррекции долготы (периода) для того, чтобы начало координат [ΔL;ΔR – соответственно отклонение вдоль орбиты и отклонение по радиус-вектору] совпадало в заданных пределах с центром эллипса дистанцирования от СКА, на МКА переопределяют центры областей прицеливания по наклонению и эксцентриситету орбиты МКА при корректировке стратегии управления движением центра масс СКА и при нарастании УР МКА и СКА, в случаях опасного сближения КА проводят коррекции уклонения, представляющие собой одновременные коррекции долготы и эксцентриситета орбиты.carry out corrections of longitude (period) so that the origin [ΔL; ΔR - respectively, the deviation along the orbit and the deviation along the radius vector] coincides within the specified limits with the center of the distance ellipse from the SKA, the centers of the aiming areas are redefined on the ICA according to the inclination and eccentricity of the orbit MCA, when adjusting the strategy for controlling the motion of the center of mass of the SKA and with an increase in the SD of the MCA and SKA, in cases of a dangerous approach of the spacecraft, carry out deviation corrections, which are simultaneous corrections of longitude and eccentric ETA orbit.

Известен способ автономной коллокации на ГСО (RU №2559371 C2), включающий переводы векторов наклонения и эксцентриситета на границы разнесенных относительно друг друга областей прицеливания (областей допустимого изменения векторов наклонения и эксцентриситета), измерения параметров орбиты каждого КА, определение по ним текущих значений орбитальных параметров каждого КА и проведение с помощью двигателей малой тяги коррекций периода обращения, наклонения и эксцентриситета орбиты, согласно которому за время до приведения КАСК в заданную область удержания по широте (наклонению) и долготе по данным независимых траекторных измерений выявляют стратегию управления движением центра масс СКА, в процессе удержания уточняют положение центра области прицеливания по наклонению СКА, проведением коррекций наклонения вектор наклонения орбиты КАСК в ФП с учетом сезона (текущего прямого восхождения Солнца) выставляют так, чтобы линия узлов орбиты КАСК стала перпендикулярна линии узлов орбиты СКА и центр области прицеливания, включающей годограф вектора наклонения орбиты КАСК, смещают по перпендикуляру из начала координатной системы [i_x;i_y] относительно линии, соединяющей это начало с центром области прицеливания СКА, на величину расстояния между этим центром и началом координатной системы, проводят регулярные коррекции эксцентриситета для удаления направления на перигей от направления на восходящий узел орбиты КАСК на величину УР между направлениями на перигей и восходящий узел орбиты СКА и поддержания такого положения перигея заданных пределах области прицеливания по эксцентриситету, проводят регулярные коррекции наклонения орбиты КАСК, вызывающие, при поддержании прямого угла между линиями узлов орбит КА, следование конца вектора наклонения его годографу, на КАСК переопределяют центры областей прицеливания по наклонению и эксцентриситету орбиты КАСК при корректировке стратегии управления движением центра масс СКА и при нарастании УР КАСК, в случаях опасного сближения КА проводят коррекции уклонения, представляющие собой одновременные коррекции долготы и эксцентриситета орбиты.A known method of autonomous collocation at GSO (RU No. 2559371 C2), including translating the inclination and eccentricity vectors to the boundaries of the aiming regions spaced apart from each other (areas of permissible variation of the inclination and eccentricity vectors), measuring the orbit parameters of each spacecraft, determining the current values of the orbital parameters from them of each spacecraft and carrying out, with the help of small thrust engines, corrections of the orbital period, inclination and eccentricity of the orbit, according to which the time before the reduction of the spacecraft into The retention of latitude (inclination) and longitude according to independent trajectory measurements reveals the strategy for controlling the motion of the center of mass of the SKA, in the process of holding, the position of the center of the aiming region is determined by the inclination of the SKA, and the inclination correction vector of the KASK orbit in the FP taking into account the season (current right ascension) Sun) is set so that the line of nodes of the CASK orbit becomes perpendicular to the line of nodes of the SCA orbit and the center of the aiming region, including the hodograph of the inclination vector of the CASC orbit, is displaced of the perpendicular from the origin of the coordinate system [i _x; i _y] with respect to a line linking it back to the center of the field of sight SKA, the magnitude of the distance between this center and the beginning of the coordinate system is carried out regular eccentricity correction for the removal direction at the perigee on the direction of the ascending node KASK orbits by the value of SD between the directions to the perigee and the ascending node of the SCA orbit and maintaining such a position of the perigee within the specified limits of the aiming region by eccentricity, conduct regular corrections and the inclination of the KASK orbit, causing, while maintaining a right angle between the lines of the nodes of the KA orbits, to follow the end of the inclination vector to its hodograph, the centers of the aiming areas are redefined on the KASK by the inclination and eccentricity of the KASK orbit when adjusting the strategy for controlling the motion of the center of mass of the SKA and when the UAS KASK increases, in cases of a dangerous approach of the spacecraft, correction of evasion is carried out, which is a simultaneous correction of longitude and eccentricity of the orbit.

В основу аналога 2 и аналога 3, в части баллистического обеспечения, положена концепция:The basis of analogue 2 and analogue 3, in terms of ballistic support, is based on the concept of:

и ω₁ ≈ ω₂. and ω₁ ≈ ω₂. (3) (3)

Баллистические сведения о СКА и задачу разнесения векторов наклонения и эксцентриситета в режиме автономной коллокации возможно получать и решать, например, по орбитальным данным от международной системы слежения за спутниками, раскрывающим тактику и стратегию удержания СКА. It is possible to obtain and solve ballistic information about SKA and the task of separating the inclination and eccentricity vectors in the autonomous collocation mode, for example, from orbital data from the international satellite tracking system, which reveals the tactics and strategy of holding SKA.

Минимальное межспутниковое расстояние при выполнении условия (3) 8 км. The minimum inter-satellite distance under condition (3) is 8 km.

Ввиду того, что моменты прохождения аппаратами плоскости экватора разнесены на порядка 6 ч, КА не создают взаимных помех в работе по целевому назначению.Due to the fact that the moments of passage of the equatorial plane by the devices are separated by about 6 hours, the spacecraft do not create mutual interference in the work for the intended purpose.

Автономная коллокация на принципах (2) позволяет также рассогласование по любому из условий (2) относительно номинала 90° до 25°. Autonomous collocation on the principles of (2) also allows a mismatch according to any of the conditions (2) with respect to the nominal value of 90 ° to 25 °.

Аналог 3 расходится с аналогом 2 баллистическим обеспечением, включающим использование в алгоритмическом представлении в отличие от эллипсов дистанцирования КАСК (МКА) от «чужого» КА в плоскости ХY инерциальной геоцентрической системы координат годографов принудительной эволюции вектора наклонения. Analogue 3 disagrees with analogue 2 with ballistic support, which, in contrast to ellipses, uses in the algorithmic representation distance KASK (MCA) from the “alien” spacecraft in the XY plane of the inertial geocentric coordinate system of the hodographs of the forced evolution of the inclination vector.

И все же, в приведенных выше способах автономной коллокации необходима подстройка под текущие параметры орбиты СКА: УР СКА должен быть равен УР КАСК.And yet, in the above methods of autonomous collocation, adjustment is necessary for the current parameters of the SKA orbit: SD SKA should be equal to SD KASK.

Из уровня техники известен способ коллокации разнесением двух КА по гринвичской долготе. Этот способ взят за прототип. С помощью двигателей малой тяги проводят коррекции удержания КА по гринвичской долготе, эксцентриситету и широте (наклонению). Достоинством способа является (при существовании буферной зоны порядка не менее суммарной погрешности знания текущего положения обоих КА по долготе по наихудшему варианту) полная независимость КА друг от друга. Способ предполагает, что оба КА добровольно делят между собой номинальную область удержания по долготе примерно на равные части. Недостатками данного аналога являются слишком узкая в итоге область удержания по долготе для каждого из КА и, как следствие, повышенный расход топлива на коррекции уклонения и повышенные риски критического сближения аппаратов, либо невозможность гарантированного разнесения по долготе. В данной области по долготе на момент начала коллокации могут находиться уже не один, и не два КА. Однако, если для каждого из двух КА собственная область удержания по долготе составит ±0,05°, функционирование каждого их них на своих рабочих позициях будет успешным. The prior art method of collocation by spacing two spacecraft in Greenwich longitude. This method is taken as a prototype. Using thrusters, spacecraft retention corrections are carried out according to Greenwich longitude, eccentricity and latitude (inclination). The advantage of the method is (if there is a buffer zone of the order of no less than the total error of knowing the current position of both spacecraft in longitude according to the worst case scenario), the spacecraft is completely independent of each other. The method assumes that both spacecraft voluntarily divide among themselves the nominal area of retention in longitude into approximately equal parts. The disadvantages of this analogue are, as a result, the region of longitude confinement for each spacecraft is too narrow and, as a result, increased fuel consumption for the avoidance correction and increased risks of critical convergence of the vehicles, or the impossibility of guaranteed diversity in longitude. In this area, in terms of longitude, at the time of the start of collocation, there can already be more than one, and not two spacecraft. However, if for each of the two spacecraft its own area of longitude retention is ± 0.05 °, the functioning of each of them at their working positions will be successful.

Для заявленного способа автономной коллокации на околостационарной орбите выявлены самые общие признаки, такие как: измерения параметров орбиты каждого КА; определение по ним текущих значений орбитальных элементов каждого КА, уточнение тяги двигателей коррекции и проведение коррекций орбиты. Такие признаки присутствуют явно или неявно в любом способе баллистического обеспечения полета любого КА и не являются отличительными признаками того или иного изобретения по отношению к прочим. Существенным признаком для ограничительной части формулы изобретения следует считать выявление стратегии управления движением центра масс СКА.For the claimed method of autonomous collocation in a near-stationary orbit, the most common features have been identified, such as: measurements of the orbit parameters of each spacecraft; determination of the current values of the orbital elements of each spacecraft from them, refinement of the thrust of the correction engines, and orbital corrections. Such features are present explicitly or implicitly in any method of ballistic support for the flight of any spacecraft and are not distinguishing features of this or that invention in relation to others. An essential sign for the restrictive part of the claims is the identification of strategies for controlling the motion of the center of mass of SKA.

Задачей изобретения является автономная коллокация при наличии в узкой области орбитальной позиции без КАСК 1, 2 и, что особенно важно, – трех и более КА. The objective of the invention is an autonomous collocation in the presence in a narrow region of the orbital position without CASK 1, 2 and, most importantly, three or more KA.

Решение поставленной задачи заключается в том, что в способе автономной коллокации на околостационарной орбите, включающем выявление за время приведения космического аппарата (КА) с самоколлокацией (КАСК) в заданную область удержания по широте и долготе (ОУ) относительно точки стояния по данным независимых траекторных измерений стратегий управления движением центров масс смежных КА (СКА), измерения параметров орбиты каждого КА, определение по ним текущих значений орбитальных элементов каждого КА, уточнение тяги двигателей коррекции и проведение коррекций орбиты КАСК, в том числе – коррекций уклонения, при рассмотрении возможности постановки КАСК в заданную ОУ по долготе определяют номинальный трасс-эллипс полета (НТЭП) КАСК, представляющий уточненную ОУ КАСК в ее номинальном (нейтральном) положении по долготе, для чего половину общей ширины реальной рабочей ОУ (РРОУ) по долготе центров масс всех СКА, находящихся вблизи точки стояния, задают (назначают) одной из полуосей НТЭП, в качестве другой полуоси НТЭП задают наклонение равное четырехкратной РРОУ по долготе, определяют стратегии управления центрами масс дальних СКА (если они есть) в ОУ, прилегающих с обеих сторон по долготе к заданной ОУ, за время приведения КАСК в заданную ОУ проводят коррекции наклонения и вектора эксцентриситета с тем, чтобы наклонение орбиты КАСК стало равным четырехкратной РРОУ по наклонению, аргумент широты перигея орбиты КАСК стал равным π/2 или 3π/2, и двойной модуль эксцентриситета на момент начала этапа удержания КАСК в заданной ОУ составил величину эквивалентную долготной полуоси НТЭП, удержание КАСК и автономную коллокацию проводят совмещенными (одновременными) коррекциями периода (долготы), векторов наклонения и эксцентриситета последовательными включениями из выбранной диагональной пары двигателей наклонения на обоих внутри витка оптимальных для компенсации вековых уходов вектора наклонения активных участках, при этом выбор пары двигателей наклонения и очередность их работы определяют, исходя из стратегии эффективной компенсации суточных изменений эксцентриситета, в случаях возникновения опасности критического сближения КАСК с СКА проводят коррекции уклонения, представляющие собой несрочные – совмещенные с коррекциями наклонения, или самостоятельные (срочные) коррекции периода, а также коррекции среднего эксцентриситета орбиты, трансформирующие долготную ось трасс-эллипса, с последующим возвратом трассы полета КАСК к НТЭП и установкой НТЭП в оптимальное положение в отсутствие опасности критического сближения КАСК с СКА. The solution of this problem lies in the fact that in the method of autonomous collocation in a near-stationary orbit, which includes detecting during the spacecraft (SC) self-collocation (CASK) reduction to a given retention area in latitude and longitude (OS) relative to the standing point according to independent trajectory measurements strategies for controlling the motion of the centers of mass of adjacent spacecraft (SCA), measuring the orbit parameters of each spacecraft, determining from them the current values of the orbital elements of each spacecraft, clarifying the thrust of the correction engines and Carrying out KASK orbit corrections, including evasion corrections, when considering the possibility of setting KASK at a given OS by longitude, determine the KASK nominal flight ellipse (NTEP) KASK representing the updated KASK OU in its nominal (neutral) position by longitude, for which half the total width of the real working OS (ROW) according to the longitude of the centers of mass of all SKA located near the point of standing, is assigned (assigned) to one of the NTEP axes, as the other axis of the NTEP they set the inclination equal to four times the ROW in terms of length The strategies for controlling the centers of mass of distant SCA (if any) in the OC, adjacent on both sides in longitude to the specified OC, during the time the KASK is brought into the given OS, the inclination and eccentricity vector are corrected so that the inclination of the KASK orbit becomes equal to four times RROU by inclination, the argument of the latitude of the perigee of the KASK orbit became equal to π / 2 or 3π / 2, and the double eccentricity module at the time of the start of the KASK retention stage in a given OS was equivalent to the NTEP longitudinal axis, the KASK retention and autonomous collocation they are carried out by combined (simultaneous) corrections of the period (longitude), inclination vectors and eccentricity by successive inclusions from the selected diagonal pair of inclination engines on both inside the coil that are optimal for compensating secular departures of the inclination vector of the active sections, while the choice of the pair of inclination engines and the sequence of their operation determine proceeding from the strategy of effective compensation of diurnal changes in eccentricity, in cases of a danger of critical rapprochement of CASK with SKA, evasion sections, which are non-urgent - combined with inclination corrections, or independent (urgent) period corrections, as well as corrections of the average eccentricity of the orbit, transforming the longitudinal axis of the ellipse traces, with the subsequent return of the KASK flight path to the NTEP and setting the NTEP to the optimal position in the absence dangers of critical rapprochement of KASK with SKA

Суть изобретения заключается в организации движения КАСК по трассе, всегда The essence of the invention is the organization of the movement of CASC along the highway, always

находящейся посредством штатных орбитальных маневров в узкой приграничнойlocated through regular orbital maneuvers in a narrow border

полосе движения. lane.

Техническим результатом настоящего изобретения является нахождение КАСК в согласованных границах по широте и долготе при соблюдении коллокации с количеством СКА, большим двух. The technical result of the present invention is to find KASK within the agreed boundaries in latitude and longitude, subject to collocation with a number of SKA greater than two.

На фиг. 1 показана принципиальная схема коллокации. Введены следующие обозначения:In FIG. 1 shows a schematic diagram of collocation. The following notation is introduced:

1 – РРОУ по долготе и наклонению; 1 - RROU in longitude and inclination;

2 – НТЭП (граница ОУ КАСК);2 - NTEP (border of the OS KASK);

3 – положение НТЭП при увеличении эксцентриситета.3 - NTEP position with an increase in eccentricity.

На фиг. 1 пунктирными линиями обозначены трасс-эллипсы при проведении (совместно или раздельно) коррекций и периода, и эксцентриситета.In FIG. 1 dashed lines indicate the trace-ellipses during (jointly or separately) corrections of both the period and the eccentricity.

Заявленный способ решает задачу сосуществования запущенного на ОСО и приведенного в заданную ОУ КА, когда в этой самой ОУ уже находятся (каким образом – не важно) слишком много КА, чтобы каким-либо известным способом решать эту задачу в пользу новоявленного КА. Основу заявленному способу коллокации составляют следующие бесспорные соображения.The claimed method solves the problem of coexistence of a spacecraft launched at the CCA and brought to a given OS, when there are already too many spacecraft in this OS (in which way - it doesn’t matter) in order to solve this problem in favor of the newly appeared spacecraft. The basis of the claimed method of collocation are the following indisputable considerations.

1. Регламентом электросвязи для КА с совпадающими частотами определяется долготное разнесение порядка градусов. Кто думает находиться в узкой ОУ, уже занятой несколькими КА, следует подготовится к работе со сдвигом частот, гарантирующим нормальную работу по целевому назначению. 1. The telecommunication regulations for spacecraft with matching frequencies determines the longitudinal separation of the order of degrees. Whoever thinks of being in a narrow OS, already occupied by several spacecraft, should be prepared for work with a frequency shift that guarantees normal operation for the intended purpose.

2. Если нельзя находиться внутри РРОУ, можно находиться снаружи и именно - на границе. 2. If you can’t be inside the RROU, you can be on the outside, and precisely at the border.

3. На целевую задачу не влияет величина наклонения орбиты КАСК, потому как при директивных наклонении и долготе не более 0,1° наклонение в 0,4° в техническом и технологическом плане также ничтожно. На борту КАСК в этом случае не потребуются (если их не было) установка поворотных устройств ни для антенн связи, ни для антенн командно-измерительной системы. Ширина ОУ по наклонению является скорее самоограничением.3. The target value is not affected by the magnitude of the inclination of the KASK orbit, because when the directive inclination and longitude are not more than 0.1 °, the inclination of 0.4 ° is also insignificant in technical and technological terms. In this case, onboard the CASK, it will not be necessary (if there were none) to install rotary devices for either communication antennas or command-measuring system antennas. The oblique op-amp width is rather self-limiting.

4. Погрешность определения наиболее проблемного положения – вдоль орбиты составляет не более 3 км. Это небольшая величина, и положение КАСК на границе можно считать вполне определенным и ответственным. Так же ответственно, сознавая свои погрешности положения, должны и СКА приближаться изнутри и извне РРОУ к ее границам по долготе. КАСК, в пределах эволюции по долготе в рамках удержания и уклонения и с учетом погрешности определения положения КАСК, будет ежесуточно находится на обеих границах по долготе, поскольку реальная граница – это всегда не линия, а полоса отчуждения. 4. The error in determining the most problematic position is no more than 3 km along the orbit. This is a small amount, and the position of KASK at the border can be considered quite definite and responsible. Just as responsibly, being aware of their positional errors, SKA should approach from the inside and outside of the RROU to its longitude boundaries. KASK, within the evolution along longitude within the framework of retention and avoidance and taking into account the error in determining the position of KASK, will be located at both boundaries in longitude every day, since the real boundary is always not a line, but an alienation line.

Технический результат изобретения обеспечивается выполнением следующей последовательности операций:The technical result of the invention is provided by the following sequence of operations:

1. По данным независимых траекторных измерений определяют директивную РРОУ 1 центров масс СКА.1. According to the data of independent trajectory measurements determine the directive RROU 1 centers of mass of SKA.

Баллистические сведения о СКА возможно получать, например, по орбитальным данным от международной системы слежения за спутниками, позволяющим раскрыть стратегию удержания СКА. Ballistic information about SKA can be obtained, for example, from orbital data from the international satellite tracking system, which allows to reveal a strategy for retaining SKA.

2. Для КАСК определяют НТЭП. 2. For KASK determine NTEP.

Сутью изобретения является представление ОУ КАСК как места положений трасс-эллипсов в координатах [Δϕ;ΔL] с одной полуосью равной ΔL_СКА max ± Δ, где Δ – степень свободы по долготе вследствие удержания и погрешности положения КАСК, и другой полуосью равной 4ΔL_СКА max. Трасса нейтрального положения есть НТЭП 2. Геометрия НТЭП такова, что граничные стороны прямоугольника РРОУ 1 с достаточно высокой степенью точности (до 1,7% от ширины РРОУ на ее краях) совпадают с соответствующими участками НТЭП. Потому и выбрана величина большой полуоси НТЭП 4ΔL_СКА max. В течение звездных суток (за виток) КА на ОСО, имея такую ОУ, совершает полный обход ОУ, при соответствующей настройке ни разу не заходя внутрь РРОУ 1, в которой эволюционируют ближние СКА. При нахождении КАСК в заданной (назначенной) ОУ и вне РРОУ 1 автономность коллокации в отношении РРОУ полностью соблюдаются. Что касается СКА, чьи ОУ примыкают к РРОУ, то, во-первых, их может и не быть, а во-вторых, если они есть, то коррекции уклонения редки, и способов уклонения довольно много: и коррекции периода (долготы), и коррекции эксцентриситета, и сочетание тех и других коррекций, и даже коррекции прямого восхождения перигея орбиты КАСК. The essence of the invention is the representation of the KASK OS as the position of the positions of ellipse traces in the coordinates [Δϕ; ΔL] with one half-axis equal to ΔL _{SKA max} ± Δ, where Δ is the degree of freedom in longitude due to the retention and position error of the KASK, and the other half-axis is 4ΔL _{SKA max} . The route of neutral position is NTEP 2. The geometry of NTEP is such that the boundary sides of the rectangle RROU 1 with a fairly high degree of accuracy (up to 1.7% of the width of the RROU at its edges) coincide with the corresponding sections of the NTEP. Therefore, the magnitude of the semi-major axis of NTEP 4ΔL _{SKA max} . During a stellar day (per revolution), the spacecraft at the CCA, having such an op-amp, makes a complete bypass of the op-amp, with the appropriate settings, never once entering the RROU 1, in which the neighboring SCAs evolve. When KASK is in a given (designated) OS and outside RROU 1, the autonomy of collocation in relation to RROU is fully respected. As for the SKA, whose opamps are adjacent to the RRO, then, firstly, they may not exist, and secondly, if there are any, then avoidance corrections are rare, and there are a lot of ways to avoid it: both period (longitude) correction, and correction of eccentricity, and a combination of those and other corrections, and even correction of the right ascension of the perigee of the KASK orbit.

3. За время приведения КА в заданную ОУ проводят коррекции наклонения с тем, чтобы наклонение орбиты КАСК стало равным 4ΔL_СКА max.3. During the spacecraft reduction to a given OS, the correction of inclination is carried out so that the inclination of the CASK orbit becomes 4ΔL _{SKA max} .

Полетным заданием при выведении КА на ГСО предусмотрен вывод на заданное наклонение орбиты. На устранение ошибок выведения по наклонению, которые составляют не более 0,2°, требуется 10,7 м/с приращения боковой скорости. Такой расход характеристической скорости предусмотрен топливным бюджетом. Значит, по отношению к прототипу дополнительных энергозатрат на выполнение данного пункта не требуется. The flight mission during the launch of the spacecraft to the GSO provides for the conclusion to a given inclination of the orbit. To eliminate errors in the derivation of the inclination, which are not more than 0.2 °, requires 10.7 m / s increments in lateral speed. Such a consumption of characteristic speed is provided by the fuel budget. Therefore, in relation to the prototype, additional energy costs for the implementation of this paragraph are not required.

4. За время приведения КАСК в заданную ОУ проводят коррекции вектора 4. During the reduction of KASK to a given op-amp, vector corrections are carried out

эксцентриситета с тем, чтобы аргумент широты перигея орбиты КАСК стал равным π/2 или 3π/2, и двойной модуль эксцентриситета на момент начала этапа удержания КАСК в заданной ОУ составил величину равную половине заданной ОУ по долготе.eccentricity so that the latitude perigee argument of the KASK orbit becomes π / 2 or 3π / 2, and the double module of the eccentricity at the beginning of the KASK retention stage in a given DU was equal to half the specified DU in longitude.

На приведение КА на точку стояния или, точнее, в ОУ по долготе закладывается в топливный бюджет расход характеристической скорости КА 4-15 м/с. На поворот линии апсид в наихудшем варианте на 90° при имеющемся для РРОУ по долготе ±0,1° эксцентриситете 0,000873 потребуется 2,1 м/с. Учитывая, что коррекции периода обращения беззатратно могут быть совмешены и совмещаются с коррекциями вектора эксцентриситета, требуемое изменение аргумента широты перигея и модуля эксцентриситета можно проводить в полном объеме. On bringing the spacecraft to the standing point or, more precisely, in the long-term op amp, the consumption of the spacecraft characteristic velocity of 4-15 m / s is laid in the fuel budget. The worst-case turn of the apse line by 90 °, with an eccentricity of 0.000873 for longitude ± 0.1 ° available for RROE, will require 2.1 m / s. Given that corrections of the circulation period can be combined without compensation and are combined with corrections of the eccentricity vector, the required change in the argument of latitude of perigee and the eccentricity module can be carried out in full.

5. Выявляют стратегии управления центрами масс дальних СКА.5. Identify strategies for managing the centers of mass of distant SKA.

Исполнение операции аналогично п. 1.The execution of the operation is similar to paragraph 1.

6. Проводят удержание КАСК и автономную коллокацию.6. Carry out KASK retention and autonomous collocation.

НТЭП – неподвижная трасса полета КАСК. Чтобы трассы находились в узкой пограничной полосе отчуждения, надо, чтобы сидерический период обращения был всегда близок к звездным суткам, наклонение, модуль вектора эксцентриситета и прямое восхождение перигея орбиты оставались практически постоянными. На устойчивость удержания и коллокации влияет следующее.NTEP - motionless flight route KASK. In order for the tracks to be in a narrow boundary exclusion zone, it is necessary that the sidereal period of revolution is always close to the stellar day, the inclination, the eccentricity vector module, and the right ascension of the orbit perigee remain almost constant. The stability of retention and collocation is affected by the following.

А. Незначительность изменения любого уровня (от короткопериодических до квазивековых изменений) векторов наклонения в отношении возможностей компенсации этих изменений со стороны системы коррекции КАСК. Радиус «солнечного круга» (круга, очерчиваемого концом вектора наклонения в течение полугода при организации компенсаций суточных квазивековых уходов наклонения орбиты КА) порядка 1,5 минут; «солнечный круг» реализуется всегда и всюду на фазовой плоскости [i; Ω], значит, при исходном для НТЭП наклонении никак не меньшем 12 минутам (при РРОУ по широте ±3 минуты) колебания по долготе восходящего узла от данного фактора составят на сроке активного существования КАСК ±7,1°. Сумму долготы восходящего узла и аргумента широты перигея можно поддерживать трояко: компенсировать периодические уходы по Ω; проводить компенсирующие коррекции ω; проводить коррекции вектора эксцентриситета на соответствующую величину Δе. Годовые затраты характеристической скорости составят не более 0,68 м/с, и их можно отнести годовым затратам на удержание только ω. A. The insignificance of changes at any level (from short-period to quasi-century changes) of the inclination vectors with respect to the possibilities of compensation for these changes by the CASK correction system. The radius of the "solar circle" (the circle outlined by the end of the inclination vector for six months when organizing compensation for daily quasi-century departures of the inclination of the orbit of the spacecraft) is about 1.5 minutes; The "solar circle" is realized always and everywhere on the phase plane [ i ; Ω], which means that with the initial inclination for NTEP not less than 12 minutes (at RROE in latitude ± 3 minutes), fluctuations in the longitude of the ascending node from this factor will amount to CASK ± 7.1 °. The sum of the longitude of the ascending node and the argument of latitude of perigee can be supported in three ways: to compensate for periodic departures along Ω; make compensating corrections ω; carry out the correction of the eccentricity vector by the corresponding value Δе . The annual cost of the characteristic velocity will be no more than 0.68 m / s, and they can be attributed to the annual cost of holding only ω.

Б. Стремление и возможность (на перспективу) компенсировать заодно с вектором наклонения или без него любое изменение среднего на витке (сутках) вектора эксцентриситета. Коррекции е проводят, как сказано выше, одновременными коррекциями векторов наклонения, периода (долготы) и векторов эксцентриситета последовательными включениями из выбранной диагональной пары двигателей наклонения на обоих внутри витка оптимальных для компенсации вековых уходов вектора наклонения активных участках, при этом выбор пары двигателей наклонения и очередность их работы определяют, исходя из стратегии эффективной компенсации суточных изменений среднего эксцентриситета. Поскольку требуется стремление к НТЭП, то есть к неподвижности и нетранформируемости трасс-эллипса, большую часть изменений среднего модуля е (максимум порядка 0,00005 по всем направлениям) компенсируется совмещением коррекций векторов среднего эксцентриситета с коррекциями векторов наклонения. Это в пересчете на приращение по долготе и характеристической скорости за сутки составляет соответственно 21 секунду и 0,077 м/с. Непосредственные (реальные) затраты на компенсацию изменений е возникают при наложении ограничения на радиус области прицеливания по эксцентриситету. При радиусе 0,00007, что соответствует 30 секундам по L, частота самостоятельных коррекций е составляет два раза в месяц. В среднем за коррекцию расходуется 0,153 м/с, чтобы изменять эксцентриситет на 0,0001. За год потребуется 3,7 м/с. На удержание КА по долготе в настоящее время и закладывается порядка 3,7 м/с/год. В данном изобретении эти м/с тратить следует (за исключением коррекций уклонения) только на коррекцию е . B. The desire and ability (for the future) to compensate at the same time with or without the inclination vector for any change in the mean eccentricity vector on the turn (days). Corrections e are carried out, as mentioned above, by simultaneous corrections of the inclination vectors, period (longitude) and eccentricity vectors by successive inclusions from the selected diagonal pair of inclination engines on both inside the coil which are optimal for compensating secular departures of the inclination vector of the active sections, while selecting the pair of inclination engines and the sequence their work is determined on the basis of a strategy for effective compensation of diurnal changes in mean eccentricity. Since the desire for NTEP, that is, the immobility and non-transformability of the trace-ellipse, is required, most of the changes in the average modulus e (maximum of the order of 0.00005 in all directions) are compensated by combining the corrections of the mean eccentricity vectors with the corrections of the inclination vectors. This in terms of increment in longitude and characteristic velocity per day is 21 seconds and 0.077 m / s, respectively. The direct (real) costs of compensating for changes in e arise when a restriction is imposed on the radius of the aiming region by eccentricity. With a radius of 0.00007, which corresponds to 30 seconds in L, the frequency of self-correction e is twice a month. On average, 0.153 m / s is spent for a correction to change the eccentricity by 0.0001. For the year, 3.7 m / s is required. At present, the retention of spacecraft by longitude is laid at about 3.7 m / s / year. In the present invention, these m / s should be spent (with the exception of deviation corrections) only for correction e .

В. Стратегия удержания трасс-эллипса в рамках полосы отчуждения предполагает выдачу двух импульсов скорости на витке, гасящих дрейф КАСК по долготе за счет внешних факторов и трансверсальной и радиальной составляющих тяги задействуемых двигателей коррекции. Эти расчетные импульсы практически равны и их обязательно совмещают с коррекциями вектора наклонения. B. The strategy of retaining the trace-ellipse within the exclusion band involves the issuance of two speed pulses per revolution, quenching the KASK drift in longitude due to external factors and the transverse and radial components of the thrust of the correction engines involved. These calculated impulses are almost equal and must be combined with corrections of the inclination vector.

Таким образом на удержание и автономную коллокацию по наклонению, долготе (периоду) и эксцентриситету не требуется дополнительных затрат, топливный бюджет КАСК остается прежним – как без задачи коллокации. Thus, retention and autonomous collocation by inclination, longitude (period) and eccentricity do not require additional costs, the KASK fuel budget remains the same - as without the collocation task.

Чтобы проводить одновременные коррекции периода (долготы) и векторов наклонения и эксцентриситета необходимо каждые сутки выбирать пару двигателей коррекции наклонения, диагонально расположенных относительно оси Z связанной с КА системы координат.In order to carry out simultaneous corrections of the period (longitude) and the inclination and eccentricity vectors, it is necessary to select a pair of inclination correction engines diagonally located relative to the Z axis of the coordinate system associated with the spacecraft every day.

Итак, при штатной эксплуатации КАСК трасс-эллипс может находиться относительно НТЭП на удалении ±30 секунд, а с учетом погрешности положения – на удалении порядка 45 секунд, что соответствует ±9 км вдоль орбиты. So, during normal operation of the CASK, the trace-ellipse can be located relative to the NTEP at a distance of ± 30 seconds, and taking into account the position error, at a distance of about 45 seconds, which corresponds to ± 9 km along the orbit.

7. В случаях возникновения опасности критического сближения КАСК с СКА проводят коррекции уклонения.7. In the event of a danger of critical rapprochement between CASK and SKA, evasion corrections are carried out.

Необходимость в коррекциях уклонения иногда возникает, когда СКА из РРОУ или примыкающих к ней ОУ по каким-либо причинам ведут себя неадекватно, то есть приближаются на критическое расстояние к КАСК. Уклониться от опасного сближения можно тремя способами:The need for evasion corrections sometimes arises when SKAs from RROU or adjacent op-amps for some reason behave inappropriately, that is, they approach a critical distance to KASK. There are three ways to avoid dangerous rapprochement:

- увеличением или уменьшением эксцентриситета, что соответственно увеличивает или уменьшает малую ось эллиптической трассы по отношению к НТЭП;- an increase or decrease in eccentricity, which accordingly increases or decreases the minor axis of the elliptical path with respect to the STEP;

- резким изменением сидерического периода обращения КАСК, что сдвигает трассу от НТЭП по долготе;- a sharp change in the sidereal circulation period of KASK, which shifts the track from NTEP in longitude;

- совмещением или последовательным исполнением первых двух способов.- combining or sequential execution of the first two methods.

Все перечисленные способы могут быть срочными, когда они проводятся самостоятельно от коррекций наклонения с привлечением двигателей коррекции долготы, либо несрочными, когда они проводятся одновременно с коррекциями наклонения с привлечением двигателей коррекции наклонения. All of the above methods can be urgent when they are carried out independently from inclination corrections using longitude correction engines, or non-urgent when they are carried out simultaneously with inclination corrections using inclination correction engines.

Такого набора способов коррекций уклонения достаточно для решения возникшей задачи.Such a set of deviation correction methods is sufficient to solve the problem.

8. В отсутствие опасности критического сближения КАСК с СКА возвращают трассу полета КАСК к НТЭП и устанавливают НТЭП в оптимальное положение.8. In the absence of danger of a critical approach between KASK and SKA, they will return the KASK flight path to NTEP and set NTEP to the optimal position.

Далее п.п. 5 – 8 повторяются в течение всего срока удержания КАСК. Next p.p. 5 to 8 are repeated throughout the entire KASK retention period.

КАСК в заявленном способе автономной коллокации решает задачу коллокации в полном объеме и в полной мере в рабочей узкой области по долготе L_ст± ΔL (L_ст – долгота стояния), в которой могут находиться (каким образом – центру управления КАСК не важно) сколь угодно много КА, являющихся для КАСК СКА. И данный способ является наиболее простым и наименее затратным из всех возможных перечисленных и неупомянутых способов. CASK in the claimed method of autonomous collocation solves the collocation problem in full and in full in a narrow working area with respect to longitude L _st ± ΔL (L _st is the longitude of standing), in which they can be located (in what way - the CACC control center is not important) many spacecraft being for CASA SKA. And this method is the simplest and least expensive of all the possible listed and non-mentioned methods.

Ограничением на применение данного способа является ситуация, когда заявленная ширина ОУ КАСК меньше ширины ОУ СКА и ширина ОУ КАСК не подлежит корректировке в большую сторону. Ситуация маловероятная. Увеличение ОУ, скажем, с ±0,05° до ±0,1° и даже (в нашем случае с наклонением) до ±0,4° никак не повлияет на выполнение КАСК целевой задачи и не потребует доработок конструкции КАСК. The restriction on the application of this method is the situation when the claimed width of the op-amp KASK is less than the width of the op-amp SKA and the width of the op-amp KASK is not subject to adjustment in a larger direction. The situation is unlikely. An increase in the OS, say, from ± 0.05 ° to ± 0.1 ° and even (in our case with an inclination) to ± 0.4 ° in no way affects the performance of the KASK target and does not require improvements to the KASK design.

Ограничением на применение данного способа не является ситуация, когда в РРОУ находится уже КА с технологически допустимым наклонением, а то и просто геосинхронный 24-часовой КА. The restriction on the application of this method is not the situation when there is already a spacecraft with technologically acceptable inclination in the RROU, or even just a geosynchronous 24-hour spacecraft.

Ограничением на применение любого другого способа является наличие в узкой области орбитальной позиции, не считая КАСК, трех и более КА.The restriction on the use of any other method is the presence in a narrow region of the orbital position, not counting the CAS, three or more spacecraft.

Claims

A method of autonomous collocation in a near-stationary orbit, which includes detecting, during the spacecraft (SC) spacecraft with self-collocation (KASK), a retention area in latitude and longitude relative to the standing point according to independent trajectory measurements of strategies for controlling the motion of centers of mass of adjacent SCs, measuring the orbit parameters of each The spacecraft, the determination of the current values of the orbital elements of each spacecraft, the refinement of the thrust of the correction engines and the correction of the orbit of the spacecraft, including corrections ia, characterized in that when considering the possibility of setting the KASK into a given area of longitude retention, the nominal KASK flight ellipse is determined, which is the specified specified KASK retention area in its nominal (neutral) position in longitude, for which half the total width of the real working area the longitude deductions of the centers of mass of all adjacent spacecraft located near the stationary point are specified by one of the semiaxes of the indicated ellipse traces; as the other semiaxes of this traces-ellipse, the inclination is set equal to the fourfold real working area of longitude retention, determine strategies for controlling the centers of mass of distant adjacent spacecraft, if they are in the specified retention area, adjacent on both sides in longitude to the given retention area, during the time the KASK is brought into the given retention area, the inclination and vector are corrected of eccentricity so that the inclination of the CASK orbit becomes equal to four times the real working area of deduction hold, the argument of the latitude of the perigee of the CASA orbit becomes π / 2 or 3π / 2 and double the eccentricity muzzle at the beginning of the KASK retention phase in the given retention region was equal to the longitudinal axis of the indicated ellipse path, while KASK retention and autonomous collocation are carried out by combined corrections of the period, inclination vectors and eccentricity by successive inclusions from the selected diagonal pair of inclination engines on both inside the coil, the optimal sections for the compensation of secular departures of the inclination vector, active sections, while the choice of a pair of inclination engines Their work is determined on the basis of the strategy of effective compensation of diurnal changes in eccentricity, and in cases of danger of critical convergence of CACS with adjacent SCs, they conduct evasion corrections, which are non-urgent, combined with inclination corrections or independent period corrections, as well as corrections of the average orbit eccentricity transforming the longitudinal the axis of the indicated ellipse route, with the subsequent return of the KASK flight route to the specified nominal ellipse route and the installation of this ss-ellipse in the optimal position in the absence of danger of critical approach of the hull to adjacent spacecraft.