RU2721812C1

RU2721812C1 - Method for monitoring collocation in a geostationary orbit

Info

Publication number: RU2721812C1
Application number: RU2019132417A
Authority: RU
Inventors: Сергей Михайлович Афанасьев
Original assignee: Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф. Решетнёва»
Priority date: 2019-10-14
Filing date: 2019-10-14
Publication date: 2020-05-22

Abstract

FIELD: astronautics.SUBSTANCE: invention relates to holding a geostationary spacecraft (SC) in a working position while monitoring an adjacent SC (ASC). Method is implemented by means of two radial correction engines (RCE) of monitoring SC (MSC), oriented to the nadir so that low-thrust vectors of RCE pass through the center of mass of MSC, supporting its orbit below the ASC orbit. Receiving antenna directed to the zenith (for reception of radiation from ASC) is installed on the MSC. Regular motors of longitude correction are used to convert MSC into circular orbit excluding the intersection of orbital circle by any SC located in this range of longitudes, incl. ASC. Cyclic diagram of successive inclusions RCE is activated, which does not allow interruptions between inclusions during the whole ASC monitoring stage.EFFECT: technical result is aimed at maximally efficient monitoring of ASC while ensuring safe standstill MSC below ASC in "ASC-Earth" line.1 cl, 3 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области космической техники, и может быть использовано для удержания геостационарного КА на рабочей орбитальной позиции без помех другим КА и мониторинга смежного КА (СКА).The present invention relates to the field of space technology, and can be used to hold a geostationary spacecraft at a working orbital position without interference with another spacecraft and monitoring an adjacent spacecraft (SCA).

Технической проблемой при эксплуатации КА на геостационарной орбите (ГСО) 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. Под ГСО будем понимать околостационарную орбиту, с эксцентриситетом не более 0,0005.The technical problem when operating a spacecraft in a geostationary orbit (GSO) is the location 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, spacecraft coexist in this longitude region, 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. By GSO we mean a near-stationary orbit, with an eccentricity of not more than 0.0005.

Как правило, коллокацию КА проводят по согласованным схемам. Все схемы - аналоги 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 КА и поддержанию концов векторов е _nи i _n внутри соответствующих областей выбранных радиусов, центрами которых являются соответствующие точки прицеливания. Идеальным вариантом 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. Для трех КА цифру 180 заменяют на 120. Такой принцип коллокации общеизвестен, он следует из уровня техники. Однако за кажущейся простотой схем скрывается сложная и затратная процедура управления векторами коллокации.As a rule, the collocation of spacecraft is carried out according to agreed schemes. All analog schemes reduce 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 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. An ideal option for two spacecraft is the separation of the longitudes of the ascending nodes (Ω _n ) and right ascensions of the perigee (Ω + ω) _n of the aiming points by 180 °, and the arguments of the latitude of the perigee of the spacecraft should be close to zero. For three spacecraft, the figure 180 is replaced by 120. This principle of collocation is well known, it follows from the prior art. However, behind the apparent simplicity of the schemes lies a complex and costly procedure for managing collocation vectors.

Известен способ управления кластером находящихся на ГСО спутников (RU 2284950 C2, МПК В64G 1/10, B64G 1/24, B64G 1/44). Согласно данному способу, включающему измерение параметров орбиты каждого КА, определение по ним текущих значений орбитальных элементов каждого КА, сравнение их с требуемыми и проведение коррекций периода обращения, наклонения и эксцентриситета орбиты, маневры на каждом из КА проводят с помощью двигателей малой тяги, переводя векторы наклонения i _n КА (n - условный номер КА) в разнесенные относительно друг друга кольцевые области их допустимого изменения так, чтобы угол между линией, соединяющей текущее положение конца каждого вектора с центром соответствующей ему кольцевой области, и направлением на Солнце был равен увеличенной на 180°величине прямого восхождения Солнца, одновременно проводят коррекции векторов эксцентриситета e _n с целью перевода этих векторов в разнесенные относительно друг друга кольцевые области их допустимого изменения так, чтобы линия, соединяющая текущее положение каждого вектора с центром соответствующей ему кольцевой области, (далее варианты):A known method of managing a cluster of satellites located on the GSO (RU 2284950 C2, IPC B64G 1/10, B64G 1/24, B64G 1/44). According to this method, which includes measuring the orbit parameters of each spacecraft, determining from them the current values of the orbital elements of each spacecraft, comparing them with the required ones and making corrections to the orbital period, inclination and eccentricity of the orbit, maneuvers on each of the spacecraft are carried out using small thrust engines, translating the vectors mood i _n The spacecraft (n is the conditional number of the spacecraft) in the annular regions of their permissible variation spaced relative to each other so that the angle between the line connecting the current position of the end of each vector with the center of the corresponding annular region and the direction to the Sun is 180 ° increasedthe magnitude of the right ascension of the Sun, simultaneously correcting the eccentricity vectors e _n in order to translate these vectors into annular regions of their permissible variation spaced relative to each other so that the line connecting the current position of each vector with the center of the corresponding annular region (hereinafter options):

1 - отставала от направления на Солнце на половину углового расстояния при движении вектора эксцентриситета по окружности естественного дрейфа в пределах кольцевой области, далее на протяжении всего полета производят изменение относительного расстояния между КА в требуемых пределах за счет компенсации квазивекового приращения вектора наклонения каждого КА в сочетании с коррекцией вектора эксцентриситета, при которой в момент прохождения вектором эксцентриситета середины интервала между точкой входа окружности естественного дрейфа в кольцевую область допустимого изменения вектора эксцентриситета и точкой выхода из этой области линия, соединяющая центр окружности естественного дрейфа и центр соответствующей ему кольцевой области допустимого изменения вектора эксцентриситета, совпадала с направлением на Солнце, приводя тем самым к постоянству относительные векторы наклонения и эксцентриситета между КА;1 - lagged behind the direction to the Sun by half the angular distance when the eccentricity vector moves around the circle of the natural drift within the annular region, then throughout the flight, the relative distance between the spacecraft is changed within the required limits due to compensation of the quasi-century increment of the inclination vector of each spacecraft in combination with correction of the eccentricity vector, in which at the moment the eccentricity vector passes the middle of the interval between the entry point of the natural drift circle into the annular region of the permissible change of the eccentricity vector and the exit point from this region, the line connecting the center of the natural drift circle and the center of the corresponding annular region of the permissible change of the eccentricity, coincided with the direction to the Sun, thereby leading to a constancy of the relative vectors of inclination and eccentricity between the spacecraft;

2 - совпадала с направлением на Солнце, далее на протяжении всего полета производят изменение относительного расстояния между КА в требуемых пределах за счет компенсации квазивекового приращения вектора наклонения каждого КА без коррекции вектора эксцентриситета, приводя тем самым к постоянству относительные векторы наклонения и эксцентриситета между КА. 2 - coincided with the direction to the Sun, then throughout the flight, the relative distance between the spacecraft is changed within the required limits due to compensation of the quasi-century increment of the inclination vector of each spacecraft without correction of the eccentricity vector, thereby leading to a relative relative inclination and eccentricity vector between the spacecraft.

Здесь «окружность естественного дрейфа» - окружность радиуса устойчивого эксцентриситета (RU 2558959 Приложение 1).Here, the “circle of natural drift” is the circle of the radius of the stable eccentricity (RU 2558959 Appendix 1).

Суть данного способа сводится к синхронизации движения концов векторов наклонения и эксцентриситета орбиты КА в соответствующих фазовых плоскостях [i_x; i_y] и [e_x; e_y], где i_x= i⋅cosΩ; i_y= i·sinΩ; e_x = e⋅cos(Ω+Ω); e_y = e⋅sin(Ω+Ω); Ω - долгота восходящего узла орбиты КА; Ω - аргумент широты перигея; (Ω+Ω) = α_π - прямое восхождение направления на перигей орбиты КА, причем синхронизации движения КА в обеих плоскостях, синхронизации принудительной, поскольку взаимная ориентация относительных векторов эксцентриситета и наклонения ΔЕ и ΔI 2-3 КА не сохраняется при годовой цикличности эволюции конца вектора эксцентриситета по окружности естественного дрейфа и существующей при условии компенсации только вековых возмущений вектора наклонения полугодовой цикличности эволюции конца вектора наклонения по окружности естественного дрейфа (RU 2558959 Приложение 2). Обе цикличности доминантные и обязаны своим существованием исключительно Солнцу, потому начальная и текущая ориентации векторов наклонения и эксцентриситета относительно Солнца являются необходимым условием достижения технического результата. «Устранение только векового возмущения при совместном управлении спутниками, как правило, не используют, поскольку при несогласованных положениях спутников в части полугодовых возмущающих членов векторов наклонения их различие может составить 0,05°. Однако специальным выбором начальных положений векторов наклонения спутников и при малой периодичности проведения коррекций наклонения (т.е. на спутниках с относительно малой тягой) можно обеспечить, при коррекции только вековой части, синфазную эволюцию положения векторов наклонения спутников по окружностям радиусом 0,025° таким образом, что вектор их разности будет сохранять близкое к постоянному направление». The essence of this method is to synchronize the motion of the ends of the inclination vectors and the eccentricity of the SC orbit in the corresponding phase planes [i _x ; i _y ] and [e _x ; e _y ], where i _x = i⋅cosΩ; i _y = i sinΩ; e _x = e⋅cos (Ω + Ω); e _y = e⋅sin (Ω + Ω); Ω is the longitude of the ascending node of the spacecraft orbit; Ω is the argument of latitude perigee; (Ω + Ω) = α _π is the right ascension of the direction to the perigee of the SC orbit, moreover, the synchronization of spacecraft motion in both planes is forced synchronization, since the relative orientation of the relative eccentricity and inclination vectors ΔЕ and ΔI of 2-3 spacecraft is not preserved during the annual cycle of evolution of the end the eccentricity vector along the circle of natural drift and existing, subject to compensation only for secular perturbations of the inclination vector of the semi-annual cyclic evolution of the end of the inclination vector around the circle of natural drift (RU 2558959 Appendix 2). Both cycles are dominant and owe their existence exclusively to the Sun, because the initial and current orientations of the inclination and eccentricity vectors relative to the Sun are necessary conditions for achieving a technical result. “As a rule, they do not use the elimination of only the secular perturbation in the joint control of satellites, since with inconsistent positions of the satellites with respect to the semi-annual perturbing members of the inclination vectors, their difference can be 0.05 °. However, by a special choice of the initial positions of the satellite inclination vectors and with a small periodicity of the correction of inclination (i.e., satellites with relatively low thrust) it is possible to ensure, when correcting only the secular part, the in-phase evolution of the position of the satellite inclination vectors along circles of radius 0.025 ° in such a way that the vector of their difference will keep close to a constant direction. "

Недостатками аналога являются:The disadvantages of the analogue are:

1 - отсутствие математической формулы «специального выбора начальных положений векторов наклонения»; нет формулы - нет четкого представления совершаемого;1 - the lack of the mathematical formula "a special choice of the initial positions of the inclination vectors"; no formula - no clear idea of what is being done;

2 - «специальный выбор начальных положений векторов наклонения» предполагает специальный выбор центров кольцевых областей (точек прицеливания) или исходит из него, что тоже требует математического обоснования, но, если говорить просто (об этом никак не сказано в аналоге), прямое восхождение Солнца (сезон) и начальный вектор наклонения (модуль наклонения и восходящий узел орбиты КА) определяют текущее положение годографа кругового движения конца вектора наклонения («солнечного круга») и текущий вектор изменения приращения наклонения, возможные центры кольцевых областей располагаются на окружности радиуса годографа с центром в точке конца начального вектора наклонения (RU 2558959 Приложение 2);2 - “a special choice of the initial positions of the inclination vectors” implies a special choice of the centers of the annular regions (aiming points), or it comes from it, which also requires mathematical justification, but, to put it simply (this is not said in the analogue), the direct ascent of the Sun ( season) and the initial inclination vector (inclination modulus and the ascending node of the spacecraft’s orbit) determine the current position of the hodograph of the circular motion of the end of the inclination vector (the “solar circle”) and the current vector of variation of the inclination increment, the possible centers of the annular regions are located on the circle of the hodograph radius centered at the end of the initial inclination vector (RU 2558959 Appendix 2);

3 - если синфазное следование концов векторов наклонения орбит КА в инерциальном пространстве по окружностям естественного дрейфа, либо по границам кольцевых областей их допустимого изменения имеет место: из n точек (начальных условий КА) в фазовой плоскости начинается именно синфазное (с коррекцией вековых возмущений или без) движение по n трассам, то синфазное следование векторов эксцентриситетов орбит КА по своим окружностям естественного дрейфа, либо по границам кольцевых областей их допустимого изменения выбором начальных условий (кроме как совмещением векторов эксцентриситетов всех КА по модулю и направлению) нельзя организовать в принципе, даже если радиус окружности принудительного движения равен устойчивому эксцентриситету. Это очевидно вытекает из рассмотрения формулы для Δω_сут (RU 2558959 Приложение 1). Например, при диаметрально расположенных перигеях движение не только не синфазно, но и направлено навстречу друг к другу; из n точек (начальных условий КА) в фазовой плоскости начинается несинфазное (с коррекцией удержания или без) движение по n трассам, поскольку углы θ в единый момент времени отличаются друг от друга на величину рассогласования направлений на перигеи). В невозможности синфазного движения концов векторов эксцентриситета орбит КА может убедиться каждый на основании собственных расчетов. Только частотой проведения коррекций удержания, влекущей значимые энергозатраты, можно добиться желаемого результата; 3 - if the in-phase following of the ends of the inclination vectors of the SC orbits in the inertial space along the circles of natural drift, or along the boundaries of the annular regions of their permissible change takes place: from n points (initial SC conditions) in the phase plane, exactly in-phase begins (with or without correction of secular perturbations ) movement along n paths, then the in-phase following of the eccentricity vectors of the spacecraft orbits along their natural drift circles, or along the boundaries of the annular regions of their permissible changes by choosing the initial conditions (except for combining the eccentricity vectors of all the spacecraft in modulus and direction) cannot be organized in principle, even if the radius of the circumference of the forced movement is equal to a stable eccentricity. This obviously follows from the consideration of the formula for Δω _day (RU 2558959 Appendix 1). For example, with diametrically located perigee, the movement is not only not in phase, but also directed towards each other; from n points (initial spacecraft conditions) in the phase plane, non-phase (with or without retention correction) movement along n paths begins, since the angles θ at a single point in time differ from each other by the amount of directional mismatch on the perigee). Everyone is convinced of the impossibility of the in-phase motion of the ends of the eccentricity vectors of the SC orbits based on their own calculations. Only by the frequency of holding retention corrections, entailing significant energy costs, can the desired result be achieved;

4 - это главное - соблюдение, в идеале, постоянства разности векторов (расстояния между концами векторов наклонения, эксцентриситета всех (n) КА и постоянства расстояний между концами векторов наклонения и эксцентриситета каждого КА) не является необходимым и достаточным фактором коллокации, обеспечивающим гарантированное разнесение КА в истинном пространстве и в фазовых плоскостях. Для гарантий качественной коллокации необходимо соблюдать постоянство разнесения векторов наклонения и эксцентриситета по Ω и α_π, поскольку при сближенных и даже пересекающихся областях допустимого изменения концов векторов i _n и e _n соответствующие их синхронному движению расхождения по Ω и α_π могут достигать порядка 90°.Это происходит потому, что хотя движения концов векторов наклонения при естественном дрейфе с компенсацией вековых возмущений равномерное, центры «солнечных кругов» в общем случае не являются началом координат фазовой плоскости [i_x;i_y]. Если учесть еще различия в средних скоростях движения вектора наклонения и эксцентриситета, то возможны варианты, когда4 - this is the main thing - observing, ideally, the constancy of the difference of the vectors (the distance between the ends of the inclination vectors, the eccentricity of all (n) Spacecraft and the constancy of the distances between the ends of the inclination and eccentricity vectors of each spacecraft) is not a necessary and sufficient collocation factor that ensures guaranteed spacecraft spacing in true space and in phase planes. To guarantee high-quality collocation, it is necessary to observe the constancy of the separation of the inclination and eccentricity vectors in Ω and α_π, since for close and even intersecting regions of permissible change in the ends of the vectors i _n and e _n discrepancies in Ω and α corresponding to their synchronous motion_π can reach about 90 °.This is because although the motion of the ends of the inclination vectors during natural drift with compensation of secular perturbations is uniform, the centers of the “solar circles” in the general case are not the origin of the phase plane [i_x; i_y]. If we take into account the differences in the average velocities of the inclination and eccentricity vectors, then the options are possible when

Ω₁≈ Ω₂и: Ω₁ ≈

/2, Ω₂ ≈

; или Ω₁ ≈

, Ω₂ ≈

/2, (1)Ω ₁ ≈ Ω ₂ and: Ω ₁ ≈

/ 2, Ω ₂ ≈

; or Ω ₁ ≈

, Ω ₂ ≈

/ 2, (1)

илиor

Ω₁≈ Ω₂+

и Ω₁ ≈ Ω₂≈ ±

/2, (2)Ω ₁ ≈ Ω ₂ +

and Ω ₁ ≈ Ω ₂ ≈ ±

/ 2, (2)

или (при i ₁≈ i ₂≈ 0)or (for i ₁ ≈ i ₂ ≈ 0)

Ω₁≈ Ω₂+

и: Ω₁ ≈ Ω₂≈

; или Ω₁ ≈ Ω₂≈ 0, (3)Ω ₁ ≈ Ω ₂ +

and: Ω ₁ ≈ Ω ₂ ≈

; or Ω ₁ ≈ Ω ₂ ≈ 0, (3)

т.е. когда фокальные параметры р орбит КА, зависимость которых от величины эксцентриситета ничтожно мала [р = а(1-е ²), где а - большая полуось орбиты], практически совпадают, в результате чего неизбежно критическое сближение в истинном пространстве двух КА вне зависимости от величин разности модулей наклонения и модулей эксцентриситета.those. when the focal parameters p spacecraft orbits whose dependence on the magnitude of the eccentricity is negligible [p = a (1- e ^2), where a - orbital semimajor], practically the same, whereby inevitably the critical convergence in space of the two spacecraft true regardless of the values of the difference between the inclination modules and the eccentricity modules.

Коллокация в данном аналоге рассматривается как способ управления движением центров масс, гарантирующий от столкновений КА. Эта задача актуальна, но только в принципе, и удовлетворительно решается для двух КА (даже при нулевых наклонениях) при условиях:Collocation in this analogue is considered as a way to control the motion of the centers of mass, guaranteeing against spacecraft collisions. This problem is relevant, but only in principle, and is satisfactorily solved for two spacecraft (even at zero inclinations) under the conditions:

Ω₁≈ Ω₂ и: Ω₁≈ 0, Ω₂≈

; или Ω₁≈

, Ω₂≈ 0; (4)Ω ₁ ≈ Ω ₂ and: Ω ₁ ≈ 0, Ω ₂ ≈

; or Ω ₁ ≈

, Ω ₂ ≈ 0; (4)

Ω₂≈ Ω₁±

и: Ω₁≈ 0, Ω₂≈

; или Ω₁≈

, Ω₂≈ 0,Ω ₂ ≈ Ω ₁ ±

and: Ω ₁ ≈ 0, Ω ₂ ≈

; or Ω ₁ ≈

, Ω ₂ ≈ 0,

т.е.тогда, когда восходящие узлы орбит равны либо разнесены на 180°, для каждой из орбит линия узлов совпадает с линией апсид, направления на перигеи взаимно противоположны. Гарантированное минимальное межспутниковое расстояние, при реальном эксцентриситете орбит КА порядка 0,00015, составляет 12,6°км.those.then, when the ascending nodes of the orbits are equal or 180 ° apart, for each of the orbits the line of nodes coincides with the apses line, the directions to the perigee are mutually opposite. The guaranteed minimum inter-satellite distance, with a real spacecraft orbit eccentricity of the order of 0.00015, is 12.6 ° km.

Другая задача коллокации - не мешать находящимся рядом КА работать по целевому назначению. Если ориентироваться на условия (4), в районах узлов орбит, при практически одинаковых периодах обращения (отклонение от звездных суток редко когда составляет более 5 с), возникают взаимно попеременные помехи связи космических аппаратов с Землей.Another task of collocation is not to interfere with nearby satellites to work for their intended purpose. If one is guided by conditions (4), in the regions of the orbit nodes, with almost identical periods of revolution (deviation from stellar days rarely when more than 5 s), mutually alternating interferences of communication between spacecraft and the Earth occur.

И такая задача наилучшим образом для двух КА решается при условиях:And such a problem is best solved for two spacecraft under the conditions:

Ω₁≈ Ω₂±

/2 и: Ω₁ ≈ Ω₂ ≈ 0; или Ω₁ ≈ Ω₂ ≈

_,(5)Ω ₁ ≈ Ω ₂ ±

/ 2 and: Ω ₁ ≈ Ω ₂ ≈ 0; or Ω ₁ ≈ Ω ₂ ≈

_, (5)

т.е. тогда, когда для каждой из орбит линия узлов перпендикулярна линии апсид, и линии узлов взаимно перпендикулярны. Центры управления всеми КА, находящимися в единой области удержания по широте и долготе, следуют единой стратегии коллокации, обмениваясь баллистической информацией.those. then, for each of the orbits, the line of nodes is perpendicular to the line of the apse, and the line of nodes is mutually perpendicular. 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.

Однако 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: 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 смежного КА (СКА) могут пересекаться под произвольным углом. Далее по тексту под «автономным» КА подразумевается КА, «взявший» на себя всю ответственность по коллокации в заданной области удержания по широте и долготе. However, for guaranteed collocation, a permanent process of exchange of ballistic information between spacecraft control centers is required. 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: when other SCs and their control centers are not involved in the collocation process. When stating such a problem, it should be taken into account that the line of nodes and the line apses of the orbit of an adjacent spacecraft (SKA) can intersect at an arbitrary angle. Further, under the text, “autonomous” spacecraft means a spacecraft that “took” all responsibility for collocation in a given area of retention in latitude and longitude.

Баллистические сведения о СКА и задачу разнесения векторов наклонения и эксцентриситета в режиме автономной коллокации возможно получать и решать, например, используя данные - результаты измерения параметров орбиты от международной системы слежения за спутниками, раскрывающими тактику и стратегию удержания СКА. Эта система работает без ошибок повиткового прогнозирования, главной составляющей которых является реализация удержания КА с помощью двигателей системы коррекции. Ошибки по е, i, Ω более чем удовлетворительны.It is possible to obtain and solve ballistic information about the SKA and the task of separating the inclination and eccentricity vectors in the autonomous collocation mode, for example, using the data - the results of measuring the orbit parameters from the international satellite tracking system, revealing the tactics and strategy of holding the SKA. This system works without errors of rotational prediction, the main component of which is the implementation of spacecraft retention using the engines of the correction system. Errors in e , i , Ω are more than satisfactory.

Задача автономной коллокации, как показывают геометрия расположения составляющих элементов векторов наклонения и эксцентриситета в инерциальном пространстве и расчеты межспутниковых расстояний, оптимальным образом решается при условиях:The autonomous collocation problem, as shown by the geometry of the arrangement of the constituent elements of the inclination and eccentricity vectors in inertial space and the calculations of inter-satellite distances, is optimally solved under the conditions:

и Ω₁ ≈ Ω₂, (6)

and Ω₁ ≈ Ω₂, (6)

где индекс «1» соответствует «автономному» КА, индекс «2» соответствует СКА,where index “1” corresponds to “autonomous” spacecraft, index “2” corresponds to SKA,

т.е. тогда, когда линии узлов орбит «автономного» и СКА пересекаются под прямым углом, линии апсид орбит «автономного» и СКА пересекаются под прямым углом, угол рассогласования между прямым восхождением перигея и восходящим узлом орбиты СКА равен углу рассогласования между прямым восхождением перигея и восходящим узлом орбиты «автономного» КА. those. then when the lines of the nodes of the orbits of the "autonomous" and SKA intersect at a right angle, the apses of the orbits of the "autonomous" and SKA intersect at a right angle, the angle of mismatch between the right ascension of the perigee and the ascending node of the orbit of the SKA is equal to the angle of the mismatch between the right ascension of the perigee and the ascending node orbits of the "autonomous" spacecraft.

Сводные результаты расчетов межспутниковых расстояний, при принятых за основу начальных условиях движения КА:Summary results of calculations of inter-satellite distances, with the initial conditions of the spacecraft motion taken as a basis:

- сидерические периоды обращения - 86164,1 с;- sidereal circulation periods - 86164.1 s;

- эксцентриситет орбит - 0,00020;- eccentricity of the orbits - 0,00020;

- наклонение орбит - 1,5 угл.мин,- the inclination of the orbits is 1.5 arcmin,

показывают, что соблюдение условий (6) и допуска на минимальное межспутниковое расстояние в 8 км, технически осуществимо.show that compliance with conditions (6) and a tolerance of a minimum inter-satellite distance of 8 km is technically feasible.

Автономная коллокация на принципах (6) позволяет также рассогласование по любому из условий (6) относительно номинала 90° до 25°.Autonomous collocation on the principles of (6) also allows a mismatch according to any of the conditions (6) with respect to the nominal value of 90 ° to 25 °.

Востребованной является также идея мониторинга одного КА другим КА, предписывающая «автономному» КА находиться на безопасном технологическом и физическом расстоянии от СКА и заниматься непосредственным мониторингом последнего на суточном интервале в течение максимально возможного времени. Непосредственный мониторинг СКА на суточном интервале в течение максимально возможного времени приводит к дополнительным сверх оговоренных затратам по управлению центром масс «автономного» КА. Далее по тексту «автономный» КА, занимающийся мониторингом или (и) управлением другим КА, - мониторинговый КА (МКА).The idea of monitoring one spacecraft by another spacecraft, requiring the "autonomous" spacecraft to be at a safe technological and physical distance from the SKA and engage in direct monitoring of the spacecraft at the daily interval for the maximum possible time, is also in demand. Direct monitoring of the SKA at the daily interval for the maximum possible time leads to additional over-agreed costs for managing the center of mass of the "autonomous" spacecraft. Hereinafter referred to as an “autonomous” spacecraft, monitoring or (and) managing another spacecraft, is a monitoring spacecraft (MCA).

Баллистические сведения о СКА и задачу коллокации с ним, помимо вышеуказанного варианта определения параметров орбиты с использованием международной системы слежения за спутниками, можно получать и решать, придавая системе навигации и управления движением МКА комплект приемо-передающей радиоаппаратуры по измерению дальности и оптический звездный датчик углового положения.Ballistic information about the SKA and the collocation problem with it, in addition to the above version of determining the orbit parameters using the international satellite tracking system, can be obtained and solved by giving the ICA navigation and motion control system a range of transmitting and receiving radio equipment for measuring range and an optical star sensor of angular position .

В принципе, МКА может находиться сбоку намеренным разнесением по долготе относительно СКА, чтобы без хлопот гарантировать межспутниковое расстояние, большее минимально допустимого. Но возникает проблема. Существующим регламентом стояния геостационарных КА предполагается удержание в области, никак не более 0,1° по долготе относительно номинальной орбитальной позиции, тогда для уверенного разнесения двух КА по долготе оба КА должны находиться в областях менее ±0,1°, и расстояние между ними должно быть порядка 0,1° (74км), но на таком отдалении от СКА МКА может попасть в область, где будет находиться сторонний (третий) КА, с которым также надо находиться в состоянии коллокации. Это уже технически неразрешимая задача. Неразрешимой становится и задача коллокации удалением (разнесением) МКА от СКА по долготе в общей с СКА области ±0,05° относительно номинальной орбитальной позиции - область слишком узка для маневров относительного движения, особенно, если СКА реализует план маневров, несогласованный с центром управления МКА. С учетом заселенности ГСО, возможно изначально - возможно впоследствии, от схемы коллокации только удалением МКА от СКА по долготе придется отказаться. Поскольку следует рассчитывать именно на область ±0,05° по широте и долготе относительно единой для СКА и МКА номинальной орбитальной позиции, надо уметь коллокировать на одном с СКА поле по долготе и широте, выполняя при этом функцию активного слежения за СКА. Значит, параметрами автономной коллокации должны быть и отклонение МКА от СКА по долготе, и эксцентриситет, и наклонение орбиты МКА.In principle, the MCA can be located on the side with deliberate longitude spacing relative to the SCA, so that without interruption, the inter-satellite distance greater than the minimum allowed can be guaranteed. But there is a problem. The existing regulation on the standing of geostationary spacecraft presupposes retention in an area of no more than 0.1 ° in longitude relative to the nominal orbital position, then for sure separation of two spacecraft in longitude, both spacecraft should be in areas of less than ± 0.1 °, and the distance between them should be about 0.1 ° (74 km), but at such a distance from the SCA, the MCA may fall into the area where there will be an external (third) spacecraft with which it is also necessary to be in a state of collocation. This is a technically insoluble task. The collocation problem also becomes unsolvable by removing (spacing) the MCA from the SKA in longitude in the total area of SKA ± 0.05 ° relative to the nominal orbital position - the area is too narrow for relative movement maneuvers, especially if the SKA implements a maneuver plan inconsistent with the ICA control center . Given the population of the GSO, it is possible initially - perhaps subsequently, it will be necessary to refuse the collocation scheme only by removing the MCA from the SCA in longitude. Since it is necessary to rely precisely on the area of ± 0.05 ° in latitude and longitude relative to the nominal orbital position that is uniform for SKA and MKA, it is necessary to be able to collocate the field in longitude and latitude on the same SKA, while performing the function of active tracking of SKA. This means that the parameters of autonomous collocation should be both the deviation of the MCA from the SCA in longitude, and the eccentricity, and the inclination of the orbit of the MCA.

При разнесении по долготе можно рассчитывать на круглосуточный прием сигналов с СКА «по перпендикуляру». Но из сказанного выше этот вариант нереализуем. Однако находиться эффективно в течение 12 ч/сутки «под СКА» можно. With the diversity in longitude, you can count on round-the-clock reception of signals from the SKA “perpendicularly”. But from the above, this option is not feasible. However, you can be effectively within 12 hours / day "under SKA".

Стационарная орбита заполнена сигналами с Земли для большого числа аппаратов, находящихся даже не на стационарной орбите, и нахождение МКА рядом с СКА не гарантирует получение информации, предназначенной именно для СКА. Второе - информация для СКА, скорее всего, будет иметь не одну степень защиты, ключи к которым будут меняться по неизвестному (без усилий наземных служб) закону да еще со скоростью, принципиально исключающей адаптацию к потоку информации. Большую часть проблемы можно снять, только снимая часть информации с СКА. Так что способ нахождения МКА «под СКА» актуален, и ему нет качественной альтернативы (вспомним, что стоять в стороне и принимать сигналы «по перпендикуляру» вряд ли удастся). Вообще-то это вполне вероятная и серьезная проблема, которую надо иметь в виду при развертывании системы. Информация с СКА поможет идентифицировать целевую информацию с Земли, и обе суммы информации будут полезно дополнять друг друга и представлять единый суточный файл, не имеющий потерь информации.The stationary orbit is filled with signals from the Earth for a large number of devices that are not even in a stationary orbit, and the location of the MCA near the SCA does not guarantee the receipt of information intended specifically for the SCA. The second - information for SKA, most likely, will have more than one degree of protection, the keys to which will change according to an unknown (without the efforts of ground services) law and even at a speed that fundamentally excludes adaptation to the flow of information. Most of the problem can be removed only by removing some of the information from the SKA. So the way to find the MCA “under the SKA” is relevant, and there is no qualitative alternative to it (remember that it is unlikely to stand aside and receive signals “perpendicular”). In fact, this is a very likely and serious problem that must be borne in mind when deploying the system. Information from the SKA will help to identify target information from the Earth, and both amounts of information will be useful to complement each other and present a single daily file that does not have information loss.

Известен способ мониторинговой коллокации на ГСО (RU 2558959 C2, МПК В64G 1/10, B64G 1/24), который взят за прототип. 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, узлы и линии апсид орбит МКА и СКА должны быть ортогональны, и сумма эксцентриситетов орбит должна составлять порядка 0,0004, для чего проводят регулярные коррекции с целью удержания концов векторов наклонения и эксцентриситета в соответствующих областях прицеливания, 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, переопределяют центры областей прицеливания при корректировке стратегии управления движением центра масс СКА, при снижении уровня приема на МКА излучения антенн, установленных на СКА переходят в режим приема информации для СКА с наземных антенн, в случае уверенного непрерывного приема на МКА излучения антенн, установленных на СКА, в течение 12 часов, непосредственный круглосуточный мониторинг СКА осуществляют, по возможности, двумя МКА, установленными на диаметрально противоположных сторонах эллипса дистанцирования от СКА, передачу данных мониторинга с МКА на Землю, а также контроль и управление МКА, по возможности, осуществляют с использованием оптического диапазона волн.A known method of monitoring collocation on GSO (RU 2558959 C2, IPC B64G 1/10, B64G 1/24), which is taken as a prototype. 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, the nodes and lines of the apses of the orbits of the MCA and SKA should be orthogonal, and the sum of the eccentricities of the orbits should be of the order of 0.0004, for which regular corrections are made to keep the ends of the inclination and eccentricity vectors in the corresponding aiming areas, 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] coincided within the specified limits with the center of the distance ellipse from the SKA, redefine the centers of the aiming areas when adjusting the strategy for controlling the motion of the center of mass of the SKA, while reducing the reception level on the MCA of radiation from antennas installed on the SKA go in the mode of receiving information for SCA from ground-based antennas, in the case of reliable continuous reception of radiation from antennas installed on the SCA at the MCA for 12 hours, direct round-the-clock monitoring of the SKA is carried out, if possible, by two MCAs installed on diametrically opposite sides of the distance ellipse from the SKA The transmission of monitoring data from the MCA to the Earth, as well as monitoring and control of the MCA, if possible, is carried out using the optical wavelength range.

Как показывают расчеты (которые может провести каждый) относительное движение двух КА имеет вполне определенные закономерности, а именно:As the calculations show (which everyone can carry out), the relative motion of two spacecraft has quite definite laws, namely:

1 - проекция относительного движения одного КА на плоскость орбиты другого КА - эллипс - эллипс дистанцирования;1 - projection of the relative motion of one spacecraft on the orbit plane of another spacecraft - ellipse - distance ellipse;

2 - отношение малой полуоси к большой полуоси эллипса дистанцирования составляет 1:2 (фиг. 1);2 - the ratio of the minor axis to the major axis of the distance ellipse is 1: 2 (Fig. 1);

3 - смещение на величину ΔL вдоль орбиты (по долготе в Гринвичской Системе Координат, положительное направление - на восток) одного из КА приводит к смещению с тем же знаком центра прежнего эллипса дистанцирования на величину ΔL вдоль координатной оси «Отклонение вдоль орбиты».3 - a shift by ΔL along the orbit (in longitude in the Greenwich Coordinate System, a positive direction to the east) of one of the spacecraft leads to a shift with the same sign of the center of the old distance ellipse by ΔL along the coordinate axis "Deviation along the orbit".

4 - эллипс дистанцирования всегда ориентирован большой полуосью вдоль координатной оси «Отклонение вдоль орбиты»; 4 - the distance ellipse is always oriented by the semi-major axis along the coordinate axis “Deviation along the orbit”;

5 - при изменении эксцентриситетов орбит КА большая и малая полуоси эллипса дистанцирования определяются по соотношениям:5 - when the eccentricities of the spacecraft orbits change, the major and minor semi-axes of the distance ellipse are determined by the relations:

; (7)

,(8)

где индексы «'» и «''» относятся ко времени соответственно до и после орбитальных маневров;where the indices "'" and "' '" refer to the time, respectively, before and after orbital maneuvers;

- соответственно большие полуоси до и после орбитальных маневров, км;

- respectively, major semiaxes before and after orbital maneuvers, km;

- соответственно малые полуоси до и после орбитальных маневров, км;

- respectively, minor semiaxes before and after orbital maneuvers, km;

- эксцентриситеты орбит соответственно первого и второго КА.

- eccentricities of the orbits of the first and second spacecraft, respectively.

Прототип состоит из двух частей:The prototype consists of two parts:

1) - баллистическая часть, предлагающая совмещение СКА и МКА по долготе и организацию автономной от СКА коллокации;1) - ballistic part, offering the combination of SKA and MCA in longitude and organization of collocation autonomous from SKA;

2) - радиотехническая часть, предоставляющая возможность снимать информацию с СКА. 2) - the radio part, providing the ability to remove information from the SKA.

Для оценки реализуемости способа-прототипа определим относительные уровни излучения, которые может принимать МКА, обращаясь вокруг исследуемого СКА, а также ориентировочные значения угла «Земля-СКА-МКА» (ЗСМ), в пределах которого МКА сможет выполнять возложенную на него задачу. Поскольку на современных спутниках связи и ретрансляции данных используется большая номенклатура бортовых антенн с шириной диаграммы направленности (ДН) в основном от 1° до 18°, рассмотрение начнем с самых узких лучей.To assess the feasibility of the prototype method, we determine the relative radiation levels that the MCA can receive, turning around the studied SCA, as well as the approximate values of the Earth-SCA-MCA angle (ZSM), within which the MCA can perform the task assigned to it. Since modern communication and data relay satellites use a large nomenclature of airborne antennas with a beam width (LH) of mainly 1 ° to 18 °, we begin our consideration with the narrowest rays.

В соответствии с идеей данного способа МКА должен находиться вне конуса радиовидимости Земли с СКА, вершиной которого является точка нахождения СКА на ГСО, а образующие конуса являются практически касательными к поверхности Земли, проведенными из вершины данного конуса. Все антенные лучи, используемые для связи с Землей, имеют такую ориентацию в пространстве, что их ДН по уровню половинной мощности (а именно по этому уровню определяется ширина ДН) не выходят за пределы указанного конуса, угол при вершине которого составляет 17,3°. В этом случае, проводя анализ, например, для луча с шириной ДН 1° следует ориентироваться на то, что МКА должен будет принимать излучение от такого луча на уровне боковых лепестков высокого порядка. Целесообразно воспользоваться приведенной в Регламенте радиосвязи, том 2, издание 2008 года, с. 578, эталонной диаграммой направленности спутниковых антенн, предназначенной в основном для оценки электромагнитной совместимости с другими спутниками связи (фиг. 2). Диаграмма на фиг. 2 в форме кривой 12 дает представление об относительном усилении антенны спутника на уровнях от основного лепестка до первых боковых, а прямая 13 соответствует уровню отдаленных боковых лепестков более высокого порядка. (Кривая 14 для нижеследующего анализа не применяется, т.к. характеризует уровень излучения антенны на ортогональной поляризации). Угол ϕ_о на данной диаграмме соответствует ширине луча по уровню половинной мощности, а угол ϕ - углу отклонения от осевого излучения луча (в нашем случае, это угол ЗСМ). Из фиг. 4 следует, что для значений относительного угла (ϕ/ϕ_о) от 10 до 60 уровень излучения антенны может быть принят на уровне на 43 дБ ниже (или на уровне минус 43 дБ) относительно уровня излучения вдоль оси луча. Применительно к рассматриваемому в качестве примера лучу с ϕ_о = 1° можно сказать, что излучение на уровне минус 43 дБ будет наблюдаться в диапазоне углов ϕ от 10° до 60° относительно оси луча. В дальнейшем будет показано, что имеются потенциальные возможности для увеличения размеров данного диапазона. Очевидно, что для более широких лучей СКА излучение на данном уровне будет наблюдаться в пропорционально более широком секторе углов ϕ. In accordance with the idea of this method, the MCA should be outside the Earth’s radio-visibility cone with the SCA, the vertex of which is the point where the SCA is located on the GSO, and the generators of the cone are almost tangent to the Earth’s surface, drawn from the top of this cone. All antenna beams used for communication with the Earth have such a spatial orientation that their DNs do not go beyond the specified cone at the half power level (namely, at this level), the angle at the apex of which is 17.3 °. In this case, when conducting an analysis, for example, for a beam with a beam width of 1 °, one should be guided by the fact that the MCA will have to receive radiation from such a beam at the level of high order side lobes. It is advisable to take advantage of the Radio Regulations, Volume 2, 2008 Edition, p. 578, a reference radiation pattern of satellite dishes, intended mainly for assessing electromagnetic compatibility with other communication satellites (Fig. 2). The diagram in FIG. 2 in the form of curve 12 gives an idea of the relative gain of the satellite antenna at levels from the main lobe to the first side, and line 13 corresponds to the level of the distant side lobes of a higher order. (Curve 14 is not used for the following analysis, since it characterizes the radiation level of the antenna at orthogonal polarization). The angle ϕ _о in this diagram corresponds to the beam width in terms of half power, and the angle ϕ corresponds to the angle of deviation from the axial radiation of the beam (in our case, this is the ZSM angle). From FIG. 4 it follows that for values of the relative angle (ϕ / ϕ _о ) from 10 to 60, the radiation level of the antenna can be adopted at a level 43 dB lower (or minus 43 dB) relative to the level of radiation along the axis of the beam. In relation to the beam considered as an example with ϕ _about = 1 °, we can say that radiation at the level of minus 43 dB will be observed in the range of angles ϕ from 10 ° to 60 ° relative to the axis of the beam. In the future it will be shown that there are potential opportunities for increasing the size of this range. Obviously, for wider SKA rays, radiation at this level will be observed in a proportionally wider sector of angles ϕ.

Однако необходимо принять во внимание, что для значений ϕ от 90° до 180° оценить уровень излучения для антенн, установленных на корпусе СКА, крайне затруднительно вследствие затенения этого излучения корпусом спутника и крупными элементами его конструкции. В то же время антенны, расположенные, например, на вынесенных штангах, в этом секторе углов ϕ способны создать в окружающем пространстве излучение, уровень которого, в первом приближении, также может быть порядка минус 43 дБ. However, it is necessary to take into account that for ϕ values from 90 ° to 180 ° it is extremely difficult to estimate the radiation level for antennas installed on the SKA case due to the shadowing of this radiation by the satellite body and large structural elements. At the same time, antennas located, for example, on remote rods in this sector of angles ϕ are capable of creating radiation in the surrounding space, the level of which, to a first approximation, can also be of the order of minus 43 dB.

Теперь необходимо оценить возможность приема на МКА излучений СКА, полученного выше уровня, т.е. на 43 дБ ниже максимального уровня, создаваемого вдоль оси луча. Для этого будем исходить из того, что СКА создает на границе своей зоны обслуживания (на линии пересечения конуса радиовидимости с Землей) плотность потока мощности (ППМ) такой величины, которая требуется для уверенного приема земными станциями сигналов с СКА. При этом ППМ = ЭИИМ_СКА/4πd², где ЭИИМ_СКА - эквивалентная изотропно излучаемая мощность СКА, равная произведению мощности передатчика на коэффициент усиления антенны, а d - протяженность радиолинии. Поскольку указанная ППМ создается для условий связи на расстоянии 35,8тыс. км, то при сокращении этого расстояния до предполагаемых 20 км (расстояние между МКА и СКА) ППМ для МКА должна была бы возрасти в (35800/20)² = 3,2*10⁶ раз или на 65 дБ (т.е. 10lg 3,2*10⁶), если бы МКА находился в пределах связного луча антенны СКА. Однако, как было определено выше, коэффициент усиления антенны СКА в направлении МКА будет иметь значение, на 43 дБ ниже, чем для станций на поверхности Земли. Тем не менее, в итоге значение ППМ для МКА оказывается в данном случае на 65 - 43 = 22 дБ больше. Now it is necessary to evaluate the possibility of receiving SKA radiation received above a level, i.e. 43 dB below the maximum level created along the axis of the beam. To do this, we will proceed from the fact that the SCA creates at the border of its service area (at the line of intersection of the radio visibility cone with the Earth) the power flux density (PPM) of such a value that is required for reliable reception by earth stations of signals from the SKA. In this case, PPM = EIIM _SKA / 4πd ² , where EIIM _SKA is the equivalent isotropically radiated power of the SKA, equal to the product of the transmitter power by the antenna gain, and d is the length of the radio line. Since the specified MRP is created for communication conditions at a distance of 35.8 thousand. km, then when this distance is reduced to the estimated 20 km (distance between the MCA and the SCA), the SCM for the MCA should have increased by (35800/20) ² = 3.2 * 10 ⁶ times or by 65 dB (i.e. 10 log 3.2 * 10 ⁶ ) if the MCA were within the bounds of the connected beam of the SKA antenna. However, as was determined above, the gain of the SCA antenna in the direction of the MCA will have a value of 43 dB lower than for stations on the Earth's surface. However, as a result, the value of the MRP for the MCA is in this case 65 - 43 = 22 dB more.

Полученный энергетический выигрыш в уровне ППМ может быть использован для повышения вероятности приема сигналов с СКА и расширения сектора приема этих сигналов. Это связано с тем, что форма диаграммы направленности реальных антенн характеризуется как основным лепестком ДН, так и боковыми лепестками, максимальный уровень которых постепенно снижается с увеличением угла ϕ. Прямая 13 на фиг. 2 в некоторой степени олицетворяет как раз максимальный уровень дальних боковых лепестков. Вместе с тем, между максимумами соседних боковых лепестков существуют относительные минимумы ДН с уровнями примерно на 10 дБ ниже уровня предыдущего максимума, поэтому полученный выше энергетический выигрыш может быть использован как для компенсации потерь уровня сигнала в минимумах ДН, так и для компенсации постепенного снижения уровней максимумов дальних боковых лепестков. The obtained energy gain in the MRP level can be used to increase the probability of receiving signals from SKA and expand the sector of reception of these signals. This is due to the fact that the shape of the directivity pattern of real antennas is characterized by both the main lobe of the beam and the side lobes, the maximum level of which gradually decreases with increasing angle ϕ. Line 13 in FIG. 2 to some extent represents just the maximum level of the far side lobes. At the same time, between the maxima of the adjacent side lobes, there are relative minimums of MDs with levels approximately 10 dB lower than the level of the previous maximum, therefore, the energy gain obtained above can be used both to compensate for signal level losses in the minimums of DNs, and to compensate for a gradual decrease in maximum levels distant side lobes.

В определенной мере энергетический выигрыш может быть при необходимости использован и для варьирования расстояния между МКА и СКА.To a certain extent, the energy gain can, if necessary, be used to vary the distance between the MCA and SCA.

Таким образом, проведенная оценка реализуемости предлагаемого способа указывает на возможность осуществления приема на МКА излучений СКА в относительно широком секторе углов ЗСМ даже при использовании на СКА достаточно узких антенных лучей шириной порядка 1°.Thus, the assessment of the feasibility of the proposed method indicates the possibility of receiving radiation from the SKA on the MCA in a relatively wide sector of ZSM angles even when using rather narrow antenna beams with a width of about 1 ° on the SKA.

Для обеспечения выполнения МКА задач в соответствии с прототипом на нем потребуется установить два блока приемных антенн, первый из которых обращен в сторону СКА и обеспечивает прием излучаемых СКА сигналов, а другой обращен в сторону Земли и обеспечивает перехват сигналов, предназначенных для СКА. Соответственно, на борту МКА также должна быть установлена передающая антенна для передачи на Землю результатов мониторинга. To ensure that the MCA performs the tasks in accordance with the prototype, it will be necessary to install two blocks of receiving antennas on it, the first of which is facing the SKA and receiving signals emitted by the SKA, and the other is facing the Earth and intercepting signals intended for the SKA. Accordingly, a transmitting antenna should also be installed on board the MCA to transmit monitoring results to Earth.

Тип и характеристики упомянутых групп приемных антенн выбираются на основе данных о радиотехнических характеристиках СКА (диапазоны частот, уровни передаваемых сигналов) и данных о взаимном расположении МКА и СКА (секторы обзора), что позволит охватить весь спектр контролируемых излучений во всем секторе углов мониторинга СКА. Какие это будут антенны, как они обеспечивают прием сигналов в заданных секторах мониторинга - с помощью ли широкой диаграммы направленности или путем сканирования в этих секторах узким лучом - не так важно, важно, что первый блок имеет механический привод, качающий его в диапазоне ±45° для лучшего приема сигналов с СКА.The type and characteristics of the mentioned groups of receiving antennas are selected on the basis of data on the radio technical characteristics of the SKA (frequency ranges, levels of transmitted signals) and data on the relative position of the MCA and the SKA (viewing sectors), which will cover the entire spectrum of monitored emissions in the entire sector of the SKA monitoring angles. What kind of antennas they are, how they provide reception of signals in the given monitoring sectors - whether using a wide radiation pattern or by scanning in these sectors with a narrow beam - it is not so important, it is important that the first unit has a mechanical drive that pumps it in the range of ± 45 ° for better reception of signals from SKA.

Вообще, два МКА решают задачу круглосуточного съема информации с СКА при максимально допустимом угле ЗСМ 90°.In general, two MCAs solve the problem of round-the-clock information retrieval from SKA at the maximum permissible angle of the ZSM of 90 °.

Для сброса данных мониторинга на Землю, по возможности, целесообразно использовать оптический диапазон волн. Тем самым отпадает необходимость в получении радиочастотных присвоений для МКА и, кроме того, оптические радиолинии, благодаря очень узким передающим лучам, обеспечивают практически абсолютную скрытность передачи информации и ее защищенность от перехвата. Оптический диапазон волн может быть использован также для контроля и управления МКА. Необходимая для этого приемопередающая аппаратура в настоящее время уже используется на ряде зарубежных и отечественных КА. Атмосфера Земли не является помехой, если станция приема будет расположена в высокогорье (там, например, сейчас располагается станция приема информации с российских блоков МКС, передаваемых по оптическому каналу). Здесь присутствует четкое разграничение: мониторинг СКА осуществляется МКА в радиодиапазоне, сброс данных на Землю и управление МКА - в оптическом диапазоне. Обе функции (мониторинг и сброс; управление) получают практически идеальную электромагнитную совместимость (развязку).Whenever possible, it is advisable to use the optical wavelength range to reset monitoring data to Earth. Thus, there is no need to obtain radio frequency assignments for the MCA and, in addition, optical radio lines, thanks to very narrow transmitting beams, provide almost absolute secrecy of information transmission and its protection from interception. The optical wavelength range can also be used to monitor and control MCAs. The necessary transceiver equipment for this is currently being used on a number of foreign and domestic spacecraft. The Earth’s atmosphere is not an obstacle if the receiving station is located in the highlands (for example, there is now a station for receiving information from Russian ISS blocks transmitted via an optical channel). There is a clear distinction: SKA is monitored by the MCA in the radio range, data is dumped to Earth and the MCA is controlled in the optical range. Both functions (monitoring and reset; control) receive almost perfect electromagnetic compatibility (isolation).

Если оптический диапазон использовать нецелесообразно, применяют радиодиапазон со штатной схемой электромагнитной совместимости. If it is not practical to use the optical range, a radio range with a standard electromagnetic compatibility circuit is used.

Прототип решает задачи и коллокации, и мониторинга, однако не гарантирует налаженную типовую работу по решению этих задач - при наличии в данной области рабочей орбитальной позиции более двух КА (МКА, СКА) задача коллокации становится трудноосуществимой, а при наличии в области более трех КА задача коллокации вообще уже не стоит. Такая ситуация будет иметь место, и такую ситуацию надо всегда иметь в виду. Мониторинг СКА, как бы там ни было, делать необходимо.The prototype solves the problems of collocation and monitoring, however, it does not guarantee well-established typical work to solve these problems - if there is more than two spacecraft (MCA, SCA) in the given area of the working orbital position, the collocation task becomes difficult to achieve, and if there are more than three spacecraft in the region Collocation is generally not worth it. Such a situation will take place, and such a situation must always be kept in mind. Monitoring of SKA, however, is necessary.

Задачей изобретения является безопасное стояние МКА «под СКА» на линии СКА-Земля с целью максимально эффективного мониторинга СКА. The objective of the invention is the safe standing of the MCA "under the SKA" on the SKA-Earth line in order to maximize the effective monitoring of the SKA.

Поставленная задача решается так, что в способе мониторинговой коллокации на ГСО, включающем измерения параметров орбиты каждого КА, определение по ним текущих значений орбитальных элементов каждого КА, сброс данных на Землю и управление МКА - в оптическом диапазоне, выявление за время до приведения МКА в заданную область удержания по долготе по данным независимых траекторных измерений стратегии управления движением центра масс СКА и проведение с помощью двигателей малой тяги коррекций параметров орбиты, отличающийся тем, что разрабатывают проект мониторинговой коллокации, исходя из концептуальных условий:The problem is solved in such a way that in the monitoring collocation method at the GSO, which includes measuring the orbit parameters of each spacecraft, determining from them the current values of the orbital elements of each spacecraft, resetting the data to the Earth and controlling the MCA in the optical range, identifying the time before bringing the MCA to the specified the area of longitude retention according to independent trajectory measurements of the strategy for controlling the motion of the center of mass of the SKA and the use of low-thrust engines to correct orbital parameters, characterized in that they develop a monitoring collocation project based on conceptual conditions:

g _ГСО - ω ² _ГСО r _кр= а _РДК, (9) g _GSO - ω ² _GSO r _cr = a _RDK , (9)

r _кр < r _πCKA(10) r _cr < r _πCKA (10)

где g _ГСО - ускорение свободного падения на ГСО, км/с²;where g _GSO - acceleration of gravity on GSO, km / s ² ;

ω _ГСО - угловая скорость движения по ГСО, с^-1; ω _GSO - the angular velocity of the GSO, s ^-1 ;

r _кр - радиус круговой орбиты МКА, км; r _cr - the radius of the circular orbit of the ICA, km;

а _РДК - ускорение от непрерывной работы радиальных двигателей коррекции (РДК), позволяющее МКА двигаться по круговой орбите радиуса r _кр < r _πCKA с угловой скоростью движения по ГСО, км/с²; and _RDK - acceleration from the continuous operation of radial correction engines (RDK), allowing the MCA to move in a circular orbit of radiusr _cr <r _πCKA with the angular velocity of movement in GSO, km / s²;

r _πСКА - минимальный возможный радиус перигея орбиты СКА в заданных условиях нахождения СКА на орбитальной позиции, км, r _πСКА - the minimum possible radius of the perigee of the SCA orbit under the given conditions for the SCA to be in the orbital position, km,

находят компромиссные значения r _кр и а _РДК, системе коррекции МКА придают два РДК малой тяги с расположением их на полуоси минус Х связанной с КА системы координат (полуось минус Х направлена на центр Земли) так, чтобы направления векторов тяги в пределах точности установки двигателей проходили через центр масс МКА, бортовому приемо-передающему комплексу придают приемную антенну с расположением ее на полуоси плюс Х связанной с КА системы координат, в процессе приведения на орбитальную позицию мониторинга и удержания СКА, коррекциями орбиты МКА достигают круговой орбиты радиуса r _кр, в течение всего этапа мониторинга СКА проводят последовательные включения одного и второго РДК на время, не превышающее разрешенной техническими условиями на двигатель максимальной длительности непрерывной работы, при этом время включения последующего РДК всегда раньше времени выключения работающего РДК на интервал подготовки РДК к работе (интервал выхода тяги на рабочий режим), штатными двигателями коррекции осуществляют поддержание МКА на линии СКА-Земля. find compromise values of r _cr and a _RDK , two small thrust RDKs are attached to the MCA correction system with their location on the axis minus X of the coordinate system associated with the spacecraft (axis minus X is directed to the center of the Earth) so that the directions of the thrust vectors within the accuracy of the engine installation pass through the center of mass of the ICA, the receiving-transmitting complex is attached to the receiving antenna with its coordinate system located on the half-axis plus X of the coordinate system associated with the SC, in the process of bringing the SCA to monitoring the orbital position and correcting the SCA’s orbit, they reach a circular orbit of radius r _cr , throughout of the SKA monitoring stage, they consistently turn on one and the second RDK for a time not exceeding the maximum duration of continuous operation allowed by the technical specifications for the engine, while the turn-on time of the subsequent RDK is always ahead of the time when the working RDK is turned off for the interval when the RDK is ready for operation (the interval between the thrust and the operating mode ), regular corr engines The sections support the MCA on the SKA-Earth line.

Идея предлагаемого изобретения состоит в использовании ускорения РДК для нахождения МКА под СКА при средней угловой скорости полета МКА равной средней угловой скорости полета СКА и других КА в области коллокации, то есть - при угловой скорости движения МКА, соответствующей ГСО - 2π/86164, с^-1. The idea of the present invention is to use RDK acceleration to locate the MCA under the SCA at an average angular flight speed of the MCA equal to the average angular velocity of the SCA and other SCs in the collocation region, that is, at the angular velocity of the MCA corresponding to GSO - 2π / 86164, s ^{- 1} .

Изобретение направлено на технический результат - создание универсального способа коллокации двух и более КА, где центр управления одним из которых берет на себя полную за нее ответственность и располагает свой МКА предельно эффективно относительно интересующего его СКА. The invention is aimed at the technical result - the creation of a universal method of collocation of two or more spacecraft, where one of the control centers assumes full responsibility for it and disposes its MCA extremely efficiently with respect to the SCA of interest to it.

Технический результат достигается за счет того, что при включенном двигателе коррекции околокруговой орбиты, вектор тяги которого направлен в одном из взаимно противоположных радиальных направлений, не оказывается никакого влияния на большую полуось орбиты по определению, следовательно - на угловую скорость полета ([1] В.А.Одинцов, В.М.Анучин, Маневрирование в космосе, М.: Воениздат, 1974, стр. 52, 23), но подбором ускорения радиальным двигателям можно в течение времени, пока они попеременно работают, находиться на заданном удалении от строго ГСО (или на гарантированной дистанции от всех КА, находящихся в фазовой плоскости [ΔL;Δr]), поскольку сложение ускорения свободного падения от гравитационного влияния Земли и ускорения от работающего двигателя это позволяют.The technical result is achieved due to the fact that when the engine is used to correct the circumcircular orbit, the thrust vector of which is directed in one of the mutually opposite radial directions, there is no effect on the semimajor axis of the orbit by definition, and therefore on the angular speed of flight ([1] B. A.Odintsov, V.M. Anuchin, Maneuvering in space, Moscow: Military Publishing House, 1974, p. 52, 23), but by selecting acceleration for radial engines it is possible to stay at a predetermined distance from strictly GSO for a time while they are alternately working (or at a guaranteed distance from all spacecraft in the phase plane [ΔL; Δr]), since the addition of the acceleration of gravity from the gravitational influence of the Earth and the acceleration from a working engine allow this.

На фиг. 3 представлена схема баллистического обеспечения (БО) стояния МКА «под СКА» при нормальной тяге РДК. Введены следующие обозначения: In FIG. Figure 3 shows a diagram of ballistic support (BW) for the MCA "under the SKA" under normal RDK thrust. The following notation is introduced:

15 - область удержания МКА и СКА с центром L_ст;15 - the retention area of the MCA and SKA with the center L _article ;

16 - орбита СКА;16 - SKA orbit;

17 - инверсия орбиты СКА с перигейной точкой симметрии;17 - inversion of the SCA orbit with a perigee symmetry point;

18 - Земля;18 - Earth;

19 - ГСО;19 - GSO;

20 - орбита МКА.20 - the orbit of the ICA.

Обоснование предлагаемого решения.Justification of the proposed solution.

Линейная скорость на ГСО:GSO line speed:

, (11)

, (eleven)

где

- гравитационный параметр Земли, 398600 км³/с².Where

- the gravitational parameter of the Earth, 398,600 km ³ / s ² .

При одной и той же угловой скорости на ГСО и на любой иной, круговой околостационарной орбите:At the same angular velocity in the GSO and in any other circular orbital stationary orbit:

, (12)

где

- необходимое значение гравитационного параметра, чтобы выполнялось условие равенства угловых скоростей на ГСО и околостационарной круговой орбите, км³/с². Where

- the necessary value of the gravitational parameter, so that the condition for the equality of angular velocities on the GSO and the near-stationary circular orbit, km ³ / s ² .

Эту скорость надо поддерживать, чтобы не уйти с ГСО, то есть - не уйти из области удержания по долготе. Все рабочие КА, находящиеся в данной области, совершают эволюции с целью стабилизации угловой скорости, соответствующей ГСО. Между МКА и всеми остальными КА (во всяком случае, если их больше двух) следует создать гарантированную, окончательную зону отчуждения. В фазовом околостационарном пространстве [Δr; Δϕ; ΔL] установочных ограничений нет только в радиальном направлении. This speed must be maintained in order not to leave the GSO, that is, not to leave the area of longitude retention. All working spacecraft located in this area undergo evolution in order to stabilize the angular velocity corresponding to GSO. Between the ICA and all other spacecraft (in any case, if there are more than two), a guaranteed, final exclusion zone should be created. In the phase near-stationary space [Δr; Δϕ; ΔL] there are no installation restrictions only in the radial direction.

Умножим обе части уравнения (12) на некий радиус круговой орбиты r _кр: We multiply both sides of equation (12) by a certain radius of a circular orbit r _cr :

(13)

(thirteen)

Левая и правая части соотношения (13) представляют одну и ту же величину - ускорение свободного падения на выбранной круговой орбите радиуса r _кр с «измененным» гравитационным параметром Земли. Различие в ускорениях свободного падения на ГСО и околостационарной круговой орбите (равно как различие в гравитационных параметрах) необходимо компенсировать работой двигателей МКА, иначе условие (12) невыполнимо. Так получается формула (9). The left and right parts of the relation (13) represent the same value - the acceleration of gravity in the selected circular orbit of radius r _cr with the “changed” Earth gravitational parameter. The difference in gravitational accelerations in the GSO and in the near-stationary circular orbit (as well as the difference in gravitational parameters) must be compensated for by the operation of the MCA engines, otherwise condition (12) is impossible. Thus, formula (9) is obtained.

Оценим затраты рабочего тела системы коррекции МКА. Наиболее эффективной в отношении удельного импульса следует считать электрореактивную двигательную установку с ксеноном в качестве рабочего тела. Стационарные плазменные двигатели (СПД), предназначенные для удержания и обычной коллокации, имеют одинаковый удельный импульс с РДК. Тягу плазменных РДК считаем 17 Гс или 0,166 Н. Среднюю массу геостационарного специализированного КА, не имеющего мощного ретрансляционного комплекса на борту, как на КА связи, можно оценивать в максимум 2,5 т, без учета запасов ксенона на мониторинговую коллокацию. Допустимую массу, не требующую дополнительных мер выведения и довыведения на околостационарную орбиту примем 3,25 т. Рассматривая 3,25 т и 2,50 т как начальную и конечную массу МКА при работе РДК, ускорения от работы РДК не будут являться величинами постоянными и могут составить за срок активного существования от 5,1 до 6,6 на 10^-5 м/с². Приращение характеристической скорости за год составит 1609 м/с и 2083 м/с соответственно. Это 27 -* 35 норм (норма 60 м/с) классического удержания геостационарного КА по широте и долготе с элементами классической же коллокации. И это, в свою очередь, при номинальном расходе ксенона 5,5·10^-6 кг/с и усредненной ежедневной суммарной длительности штатных СПД 1,5 ч (при одинаковом с РДК удельном импульсе тяги), составляет (292 - 378) кг ксенона за год, то есть максимально возможный расход ксенона 750 кг перекрывает максимальный практический расход ксенона (378 кг) ровно в 2 раза. Значит, срок активного существования МКА, до разработок более мощных средств выведения КА на стационарную орбиту, может составлять не более 2 лет. We estimate the costs of the working fluid of the MCA correction system. The most effective in relation to the specific impulse should be considered an electroreactive propulsion system with xenon as a working fluid. Stationary Plasma Engines (SPD), designed to hold and normal collocation, have the same specific impulse with RDK. We consider the thrust of plasma RDKs to be 17 Gs or 0.166 N. The average mass of a geostationary specialized spacecraft that does not have a powerful relay complex on board, like a communication spacecraft, can be estimated at a maximum of 2.5 tons, without taking into account the xenon reserves for monitoring collocation. The permissible mass, which does not require additional measures of launching and bringing to a near-stationary orbit, is 3.25 t. Considering 3.25 t and 2.50 t as the initial and final mass of the MCA during the operation of the airborne navigation system, accelerations from the work of the airborne navigation system will not be constant and can to make for the period of active existence from 5.1 to 6.6 per 10 ^-5 m / s ² . The increment of the characteristic velocity for the year will be 1609 m / s and 2083 m / s, respectively. These are 27 - * 35 norms (norm 60 m / s) of the classical retention of the geostationary spacecraft in latitude and longitude with elements of the classic collocation. And this, in turn, with a nominal xenon consumption of 5.5 · 10 ^-6 kg / s and an average daily total duration of standard SPD of 1.5 hours (with the same specific thrust impulse), is (292 - 378) kg of xenon per year, that is, the maximum possible xenon consumption of 750 kg covers the maximum practical xenon consumption (378 kg) exactly 2 times. This means that the period of active existence of the spacecraft, before the development of more powerful means of launching the spacecraft into stationary orbit, can be no more than 2 years.

В процессе эксплуатации МКА за счет уменьшения запасов рабочего тела радиус круговой орбиты будет постепенно снижаться, что в принципе создает лучшие условия для мониторинга СКА. При начальном ускорении 5,1⋅10^-5 м/с² согласно уравнению (9) r _кр составляет 42154,6 км. Среднее расстояние между МКА и СКА в начале мониторинговой коллокации составляет 10,5 км. Это хороший результат. В отношении БО: такое межспутниковое расстояние соответствует 31-32 секундам по периоду обращения в фазовой плоскости [T;ΔL], что является непреодолимым препятствием к опасному сближению КА - при сближении на самое минимальное вероятное расстояние, даже при области удержания ±0,1° относительно рабочей орбитальной позиции, разница в периодах обращения будет составлять 10 с.During the operation of the MCA by reducing the reserves of the working fluid, the radius of the circular orbit will gradually decrease, which in principle creates better conditions for monitoring the SKA. With an initial acceleration of 5.1⋅10 ^-5 m / s ^2, according to equation (9), r _cr is 42154.6 km. The average distance between the MCA and the SKA at the beginning of the monitoring collocation is 10.5 km. This is a good result. In relation to BO: such an inter-satellite distance corresponds to 31-32 seconds over the period of revolution in the phase plane [T; ΔL], which is an insurmountable obstacle to the dangerous approach of the spacecraft - when approaching the most minimal probable distance, even with a retention area of ± 0.1 ° relative to the working orbital position, the difference in circulation periods will be 10 s.

Следует отметить, что предложенный способ мониторинговой коллокации требует непрерывной (и попеременной) работы пары РДК, поскольку именно такая работа РДК имитирует измененный гравитационный параметр в практической небесной механике.It should be noted that the proposed method for monitoring collocation requires continuous (and alternating) operation of a pair of airborne radars, since it is precisely such an airborne radar simulation that simulates a modified gravitational parameter in practical celestial mechanics.

Важной особенностью данного изобретения является то, что такой вариант БО мониторинга и удержания СКА решает задачу коллокации МКА в единой области удержания с каким угодно количеством геостационарных КА. Это возможно потому, что МКА движется по особенной орбите, имеющей нулевой эксцентриситет и гарантированно меньший радиус круговой орбиты в сравнении с радиусами перигеев СКА и других КА, не позволяющий другим КА пересекать орбитальный круг МКА.An important feature of this invention is that this variant of BO monitoring and retention of SCA solves the problem of collocation of MCAs in a single retention area with any number of geostationary spacecraft. This is possible because the spacecraft moves in a special orbit with zero eccentricity and a guaranteed smaller radius of the circular orbit in comparison with the radii of the perigee of the spacecraft and other spacecraft, which does not allow other spacecraft to cross the orbital circle of the spacecraft.

Иметь такую особенность - значит иметь значительные затраты рабочего тела в системе коррекции. Срок активного существования МКА сокращается до 2 лет. Но задача удовлетворительного и с высоким качеством исполнения мониторинга СКА того стоит. РДК могут работать на фоне выполнения целевой задачи приема/передачи, поскольку аккумуляторные батареи и вся система энергопитания геостационарных связных КА, размещенные на МКА, такие нагрузки в начальный период их активного существования (это два года и более) выдерживают. To have such a feature means to have significant expenditures of the working fluid in the correction system. The life span of an ICA is reduced to 2 years. But the task of satisfactory and high-quality execution of SKA monitoring is worth it. RDKs can work against the background of the fulfillment of the transmission / reception target, since storage batteries and the entire power supply system of geostationary-connected communication spacecraft placed on the MCA can withstand such loads during the initial period of their active existence (this is two years or more).

В соответствии с идеей данного способа МКА должен находиться вне конуса радиовидимости Земли с СКА, вершиной которого является точка нахождения СКА на ГСО, а образующие конуса являются практически касательными к поверхности Земли, проведенными из вершины данного конуса. Все антенные лучи, используемые для связи с Землей, имеют такую ориентацию в пространстве, что их ДН по уровню половинной мощности (а именно по этому уровню определяется ширина ДН) не выходят за пределы указанного конуса, угол при вершине которого составляет 17,3°. В этом случае, проводя анализ, например, для луча с шириной ДН 1° следует ориентироваться на то, что МКА должен будет принимать излучение от такого луча на уровне боковых лепестков высокого порядка. Целесообразно воспользоваться приведенной в Регламенте радиосвязи, том 2, издание 2008 года, с. 578, эталонной диаграммой направленности спутниковых антенн, предназначенной в основном для оценки электромагнитной совместимости с другими спутниками связи (фиг. 2). Диаграмма на фиг. 2 в форме кривой 12 дает представление об относительном усилении антенны спутника на уровнях от основного лепестка до первых боковых, а прямая 13 соответствует уровню отдаленных боковых лепестков более высокого порядка. (Кривая 14 для нижеследующего анализа не применяется, т.к. характеризует уровень излучения антенны на ортогональной поляризации). Угол ϕ_о на данной диаграмме соответствует ширине луча по уровню половинной мощности, а угол ϕ - углу отклонения от осевого излучения луча (в нашем случае, это угол ЗСМ). Из фиг. 2 следует, что для значений относительного угла (ϕ/ϕ_о) от 10 до 60 уровень излучения антенны может быть принят на уровне на 43 дБ ниже (или на уровне минус 43 дБ) относительно уровня излучения вдоль оси луча. Применительно к рассматриваемому в качестве примера лучу с ϕ_о = 1° можно сказать, что излучение на уровне минус 43 дБ будет наблюдаться в диапазоне углов ϕ от 10° до 60° относительно оси луча. В дальнейшем будет показано, что имеются потенциальные возможности для увеличения размеров данного диапазона. Очевидно, что для более широких лучей СКА излучение на данном уровне будет наблюдаться в пропорционально более широком секторе углов ϕ. In accordance with the idea of this method, the MCA should be outside the Earth’s radio-visibility cone with the SCA, the vertex of which is the point where the SCA is located on the GSO, and the generators of the cone are almost tangent to the Earth’s surface, drawn from the top of this cone. All antenna beams used for communication with the Earth have such a spatial orientation that their DNs do not go beyond the specified cone at the half power level (namely, at this level), the angle at the apex of which is 17.3 °. In this case, when conducting an analysis, for example, for a beam with a beam width of 1 °, one should be guided by the fact that the MCA will have to receive radiation from such a beam at the level of high order side lobes. It is advisable to take advantage of the Radio Regulations, Volume 2, 2008 Edition, p. 578, a reference radiation pattern of satellite dishes, intended mainly for assessing electromagnetic compatibility with other communication satellites (Fig. 2). The diagram in FIG. 2 in the form of curve 12 gives an idea of the relative gain of the satellite antenna at levels from the main lobe to the first side, and line 13 corresponds to the level of the distant side lobes of a higher order. (Curve 14 is not used for the following analysis, since it characterizes the radiation level of the antenna at orthogonal polarization). The angle ϕ _о in this diagram corresponds to the beam width in terms of half power, and the angle ϕ corresponds to the angle of deviation from the axial radiation of the beam (in our case, this is the ZSM angle). From FIG. 2 it follows that for values of the relative angle (ϕ / ϕ _о ) from 10 to 60, the radiation level of the antenna can be taken at a level 43 dB lower (or minus 43 dB) relative to the level of radiation along the axis of the beam. In relation to the beam considered as an example with ϕ _about = 1 °, we can say that radiation at the level of minus 43 dB will be observed in the range of angles ϕ from 10 ° to 60 ° relative to the axis of the beam. In the future it will be shown that there are potential opportunities for increasing the size of this range. Obviously, for wider SKA rays, radiation at this level will be observed in a proportionally wider sector of angles ϕ.

Claims

A method for monitoring collocation in geostationary orbit (GSO), including measuring the orbital parameters of each spacecraft (SC), determining from them the current values of the orbital elements of each spacecraft, dumping data to the Earth and controlling the monitoring spacecraft (MCA) in the optical range, detecting up to bringing the MCA to the specified area of longitude retention according to the data of independent trajectory measurements of the strategy for controlling the motion of the center of mass of the adjacent SC (SCA) and making corrections of the orbit parameters with the help of small thrust engines, characterized in that they develop a monitoring collocation project based on conceptual conditions:

,

Where:

- acceleration of gravity at GSO, km / s ² ;

- angular velocity of motion in GSO, s ^-1 ;

- radius of the circular orbit of the ICA, km;

- acceleration from the continuous operation of radial correction engines (RDK), allowing the MCA to move in a circular orbit of radius

with the angular velocity of the GSO, km / s ² ;

- the minimum possible radius of the perigee of the SCA orbit under the given conditions for the SCA to be in the orbital position, km,

find compromise values

and

, the MCA correction system is attached with two low thrust RDKs with their location on the axis of the minus X, directed to the center of the Earth, connected with the coordinate system spacecraft so that the directions of the thrust vectors within the accuracy of engine installation pass through the center of mass of the MCA, give the on-board transceiver complex the receiving antenna with its location on the semiaxis plus X of the coordinate system associated with the spacecraft, in the process of bringing the SCA to the orbital position of monitoring and holding the SCA with the orbit corrections of the MCA, they reach a circular orbit of radius

, during the entire monitoring phase of the SKA, one and the second RDK are switched on sequentially for a time not exceeding the maximum duration of continuous operation allowed by the technical specifications for the engine, while the turn-on time of the subsequent RDK is always less than the shutdown time of the working RDK for the interval when the RDK is ready for operation or exit thrust to the operating mode, regular correction engines maintain the MCA on the SKA-Earth line.