RU2729347C1 - Collocation method in geostationary orbit - Google Patents
Collocation method in geostationary orbit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2729347C1 RU2729347C1 RU2020101107A RU2020101107A RU2729347C1 RU 2729347 C1 RU2729347 C1 RU 2729347C1 RU 2020101107 A RU2020101107 A RU 2020101107A RU 2020101107 A RU2020101107 A RU 2020101107A RU 2729347 C1 RU2729347 C1 RU 2729347C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- longitude
- corrections
- eal
- collocation
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Navigation (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для управления движения центрами масс геостационарных космических аппаратов (КА), в процессе коллокации делящими между собой единую номинальную область удержания по долготе (ОУД). The invention relates to the field of space technology and can be used to control the movement of the centers of mass of geostationary spacecraft (SC), in the process of collocation, dividing a single nominal longitudinal containment region (EAL).
Отдельные участки геостационарной орбиты (ГСО) весьма перегружены КА. Технической проблемой при эксплуатации КА на ГСО является нахождение этих КА в узком диапазоне долгот в состоянии коллокации с одним, двумя, тремя и более КА. Как там, в этой долготной области сосуществуют КА, и подчас КА, принадлежащие различным государствам – вопрос пока риторический. Настоятельно требуется некий регламент ответственного поведения на ГСО. Some parts of the geostationary orbit (GSO) are very overloaded by spacecraft. A technical problem in the operation of spacecraft in GSO is finding these spacecraft in a narrow range of longitudes in a collocation state with one, two, three or more spacecraft. How spacecraft coexist in this longitudinal area, and sometimes spacecraft belonging to different states - is a rhetorical question so far. Some kind of regulations for responsible behavior in the GSO are urgently required.
Как правило, коллокацию КА проводят по согласованным схемам. Все схемы – аналоги, организующие эволюции векторов наклонения и эксцентриситета орбит КА, сводятся к равноудалению точек прицеливания векторов е n [е n; (Ω+ω)n] (n = 1,2,…) и i n [i n; Ωn] (n = 1,2,…) в соответствующих фазовых плоскостях КА и поддержанию концов векторов е n и i n внутри соответствующих областей выбранных радиусов, центрами которых являются соответствующие точки прицеливания. Идеальным вариантом считается для двух КА разнесение долгот восходящих узлов (Ωn) 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 для точек прицеливания 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. Больше трех КА в единой области ±0,05° относительно центра ОУД быть не может.As a rule, spacecraft collocation is carried out according to agreed schemes. All schemes - analogs organizing the evolution of the vectors of inclination and eccentricity of the spacecraft orbits, are reduced to equidistance of the aiming points of the vectors е n [ е 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 within the corresponding regions of the selected radii, the centers of which are the corresponding aiming points. The 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 aiming points by 180 °, and the arguments of the latitude of the spacecraft perigee should be close to zero or 180 °. For three spacecraft, the number 180 for aiming points is replaced by 120. This collocation principle is well known, it follows from the prior art. However, the seeming simplicity of the schemes hides a complex and costly procedure for managing collocation vectors. There cannot be more than three spacecraft in a single area ± 0.05 ° relative to the center of the EAL.
Из уровня техники известен способ коллокации разнесением двух КА по гринвичской долготе. С помощью двигателей малой тяги проводят одновременные коррекции удержания КА по гринвичской долготе, эксцентриситету и широте (наклонению), как правило, по принципу «один двигатель – одни сутки» и, при необходимости, – отдельные коррекции по эксцентриситету. Достоинством способа является (при существовании буферной зоны порядка суммарной погрешности знания текущего положения обоих КА по долготе по наихудшему варианту) полная независимость КА друг от друга. На интервале между траекторными измерениями 7 суток погрешность определения и прогнозирования положения вдоль орбиты δL составляет 4,5 км или 22" ([1] ОАО «ЭКА». Научно-технический отчет. Отработка технологии и оценка характеристик навигационно-баллистического обеспечения полетом КА 17Ф15М на этапе летных испытаний, М.,2010 г., стр.82). Но это при отсутствии типовых работ по уточнению тяги двигателей коррекции, когда тяги двигателей считают номинальными либо формулярными (определенными на заводе-изготовителе). Будем считать, что ширина буферной зоны составляет 10 км, то есть ±5 км от общей линии разграничения ОУД. Способ предполагает, что оба КА добровольно делят между собой номинальную ОУД примерно на равные части. Недостатками данного аналога являются слишком узкая в итоге ОУД для каждого из КА и, как следствие, повышенный расход топлива на коррекции уклонения и повышенные риски критического сближения аппаратов, либо невозможность 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 ОУД составит ±0,05°, функционирование каждого их них на своих рабочих позициях будет успешным.A method of collocation by the separation of two spacecraft in Greenwich longitude is known from the prior art. With the help of low-thrust engines, simultaneous corrections of spacecraft holding in Greenwich longitude, eccentricity and latitude (inclination) are carried out, as a rule, according to the principle “one engine - one day” and, if necessary, separate corrections for eccentricity. The advantage of the method is (in the presence of a buffer zone of the order of the total error of knowing the current position of both spacecraft in longitude according to the worst case) the complete independence of the spacecraft from each other. On the interval between trajectory measurements of 7 days, the error in determining and predicting the position along the orbit δ L is 4.5 km or 22 "([1] JSC" EKA ". Scientific and technical report. Development of technology and assessment of the characteristics of navigation and ballistic support of spacecraft 17F15M flight at the stage of flight tests, M., 2010, p. 82). But this is in the absence of typical work to clarify the thrust of correction engines, when the thrust of the engines is considered nominal or formal (determined at the manufacturer's plant). zone is 10 km, that is, ± 5 km from the common line of demarcation of the EAL. The method assumes that both spacecraft voluntarily divide the nominal EAL into approximately equal parts. , increased fuel consumption for correction of the deviation and increased risks of critical approach of vehicles, or the impossibility of separation in longitude. and at the moment of the beginning of collocation, there may be not one or two spacecraft. However, if for each of the two spacecraft its own EAL is ± 0.05 °, the functioning of each of them in their working positions will be successful.
Известен способ удержания геостационарного КА на заданной орбитальной позиции (RU №2481249), который взят за прототип. Суть способа сводится к двум главным признакам (первый - из ограничительной части формулы; второй - из отличительной части):A known method of keeping a geostationary spacecraft at a given orbital position (RU # 2481249), which is taken as a prototype. The essence of the method is reduced to two main features (the first - from the restrictive part of the formula; the second - from the distinctive part):
а) расчет длительности работы двигателей по формулам: a) calculation of the duration of operation of engines according to the formulas:
где τ1, τ2 – длительности работы двигателей, с;where τ 1, τ 2 - the duration of the engines, s;
Jn, Jτ – импульсы тяги, требуемые для коррекций соответственно вектора наклонения орбиты и периода обращения КА, Н·с; J n , J τ - thrust impulses required for corrections, respectively, of the orbital inclination vector and the spacecraft orbital period, N · s;
F1, F2 – тяги двигателей, Н;F 1 , F 2 - engine thrust, N;
θ1, θ2 – углы отклонения векторов тяги двигателей от нормали к плоскости орбиты в плоскости рысканья по наименьшей дуге;θ1, θ2 - angles of deviation of thrust vectors of engines from the normal to the orbital plane in the yaw plane along the smallest arc;
и проведение коррекции парой двигателей, установленных по разные стороны от нормали к орбите, для чего производят последовательно их включения на расчетные длительности работы;and carrying out the correction by a pair of engines installed on different sides of the normal to the orbit, for which purpose they are switched on sequentially for the calculated duration of operation;
б) определяют номинальную зависимость сидерического периода обращения после коррекции удержания от текущего положения КА по долготе относительно центра ОУД (орбитальной позиции), тем самым выбирают линию удержания центра масс КА в заданной ОУД в координатах на фазовой плоскости [T- сидерический период; λ- гринвичская восточная долгота], стремление к которой, несмотря на ошибки управления, создает устойчивый центростремительный эффект эволюции - вызывает гарантированное стремление КА к центру ОУД.b) determine the nominal dependence of the sidereal orbital period after correction of the retention from the current position of the spacecraft in longitude relative to the center of the EAL (orbital position), thereby choosing the line of retention of the center of mass of the spacecraft in the given EAL in coordinates on the phase plane [T- sidereal period; λ is the Greenwich East longitude], the pursuit of which, in spite of control errors, creates a stable centripetal effect of evolution - it causes a guaranteed aspiration of the spacecraft to the center of the EAL.
Линия удержания может иметь довольно сложный вид, однако суть сводится к прямой, проходящей на плоскости [T; λ ] через центр ОУД при равенстве сидерического периода звездным суткам снизу вверх и слева направо под выбранным опытным путем углом наклона к одной из осей координат. Для каждой рабочей позиции желательно иметь свой угол наклона линии удержания - это очень важно при организации «стояния» средней долготы подспутниковой точки в центре ОУД с минимальным люфтом. The line of retention can have a rather complicated form, but the essence is reduced to a straight line passing on the plane [T; λ] through the center of the OUD when the sidereal period is equal to the sidereal days from bottom to top and from left to right under an experimentally chosen angle of inclination to one of the coordinate axes. For each working position, it is desirable to have its own angle of inclination of the hold line - this is very important when organizing the "standing" of the average longitude of the sub-satellite point in the center of the EAL with minimal backlash.
Это еще не способ коллокации, но в прототипе есть перечисленные выше существенные признаки, без которых предлагаемое изобретение не состоятельно. This is not yet a collocation method, but the prototype has the essential features listed above, without which the invention is not sustainable.
Технической проблемой изобретения является коллокация при нахождении более двух геостационарных КА в единой рабочей области, когда для коллокации требуются только соглашение заинтересованных сторон в делении номинальной ОУД на более узкие области удержания. При этом способ такой коллокации должен быть гарантированно надежным. The technical problem of the invention is collocation when more than two geostationary spacecraft are located in a single working area, when collocation requires only an agreement of the interested parties in dividing the nominal EAL into narrower retention areas. Moreover, the method of such collocation must be guaranteed to be reliable.
Поставленная задача решается так, что в способе коллокации на ГСО, включающем слежение за орбитами каждого КА, определение номинальной зависимости сидерического периода обращения после коррекции удержания от текущего положения КА по долготе относительно центра ОУД, расчет длительности работы двигателей КА по формулам (1), (2) и проведение коррекции парой двигателей, установленных по разные стороны от нормали к орбите, для чего производят последовательно их включения на расчетные длительности работы, введены новые операции, заключающиеся в том, что номинальную ОУД делят на равные части пропорционально всем участникам коллокации: не более четырех – для ОУД 0,2°; не более двух – для ОУД 0,1°, в каждой из новых областей устанавливают свой центр ОУД, ориентируют и поддерживают коррекциями в одинаковом направлении векторы эксцентриситетов (перигеев) орбит КА, при достижении текущих эксцентриситетов орбит КА экстремального значения:The problem is solved in such a way that in the method of collocation in the GSO, which includes tracking the orbits of each spacecraft, determining the nominal dependence of the sidereal orbital period after correcting the retention from the current position of the spacecraft in longitude relative to the center of the EAL, calculating the duration of the spacecraft engines operation using formulas (1), ( 2) and correction by a pair of engines installed on opposite sides of the normal to the orbit, for which they are sequentially switched on for the estimated duration of operation, new operations have been introduced, which consist in the fact that the nominal EAL is divided into equal parts in proportion to all participants in the collocation: no more four - for OUD 0.2 °; no more than two - for an EAL of 0.1 °, in each of the new areas, set its own center of the EAL, orient and maintain the eccentricity vectors (perigee) of the spacecraft orbits in the same direction, when the current eccentricities of the spacecraft orbits reach an extreme value:
где Δλ – половина ширины новой ОУД;where Δ λ is half the width of the new EAL;
l – половина ширины буферной зоны, км; l - half the width of the buffer zone, km;
r 0 – радиус номинальной ГСО, 42164 км, r 0 - radius of the nominal GSO, 42164 km,
рассчитывают и проводят обнуляющие коррекции эксцентриситета, после чего проводят одновременные коррекции периода обращения (долготы) и вектора наклонения орбиты, в случаях опасного сближения КА проводят коррекции уклонения, представляющие собой одновременные коррекции долготы, вектора наклонения и вектора эксцентриситета орбиты, после чего на период уклонения линия долготной эволюции КА на интервале траекторных измерений становится вложенной синфазно в линию долготной эволюции соседнего КА.the eccentricity zeroing corrections are calculated and carried out, after which simultaneous corrections of the orbital period (longitude) and the orbital inclination vector are carried out, in cases of a dangerous spacecraft approach, the deviation corrections are carried out, which are simultaneous corrections of the longitude, the inclination vector and the orbital eccentricity vector, after which the line longitudinal evolution of the spacecraft on the interval of trajectory measurements becomes embedded in phase in the line of longitudinal evolution of the neighboring spacecraft.
Техническим результатом настоящего изобретения является создание способа коллокации на основе выделения каждому КА своей ОУД, как наиболее простого в эксплуатации в отношении баллистического обеспечения полета КА при плотности заполнения КА номинальной ОУД не меньшей, чем в способах-аналогах. The technical result of the present invention is the creation of a collocation method based on the allocation of each spacecraft its own EAL, as the easiest to operate with respect to ballistic support of spacecraft flight when the spacecraft filling density with a nominal EAL is not less than in analogous methods.
Сущность изобретения поясняется фиг. 1, где представлена принципиальная схема деления номинальной ОУД шириной 0,2° по широте и долготе, и фиг. 2, где изображены эволюции долготы КА – изменения положения КА по долготе в отсутствие коррекций полета двух КА после коррекции уклонения от опасного сближения одного из них с третьим фигурантом. Введены следующие обозначения: The essence of the invention is illustrated in FIG. 1, which shows a schematic diagram of dividing the nominal EAL 0.2 ° wide in latitude and longitude, and FIG. 2, which shows the evolution of the spacecraft longitude - changes in the spacecraft position in longitude in the absence of flight corrections of two spacecraft after correcting the evasion from a dangerous approach of one of them with the third person involved. The following designations have been introduced:
1 – номинальная ОУД;1 - nominal OUD;
2 – рабочие позиции – точки стояния; 2 - working positions - standing points;
3 – эволюция долготы КА1;3 - evolution of KA1 longitude;
4 – эволюция долготы КА2.4 - evolution of KA2 longitude.
Технический результат изобретения обеспечивается выполнением следующей последовательности операций:The technical result of the invention is provided by performing the following sequence of operations:
1. По данным траекторных измерений определяют количество КА и стратегии удержания КА в интересующей ОУД 1.1. Based on the data of trajectory measurements, the number of spacecraft and the strategy of holding the spacecraft in the required
2. Если наличие предполагаемого КА в данной ОУД показано, ведутся переговоры с центрами управления соответствующих КА. Предлагается всем единообразная стратегия удержания космических аппаратов, состоящая в том, что средняя долгота КА (средняя между долготой перигея и апогея текущей орбиты) за счет одновременных коррекций удержания вектора наклонения орбиты и периода обращения (долготы) КА парой двигателей, установленных по разные стороны от нормали к орбите при определенной номинальной зависимости сидерического периода обращения после коррекции удержания от текущего положения КА по долготе относительно центра ОУД, сколь угодно долго будет находиться в центре выделенной ОУД – на рабочей позиции 2. Будет расти эксцентриситет. Однако темп его роста невелик. К примеру, для ОУД 0,1° эксцентриситет с нуля вырастает до 0,00024 (что соответствует колебаниям по долготе подспутниковой точки ±1,65 минуты) за две с половиной – три недели. Такой эксцентриситет за одну коррекцию, состоящую из двух включений двигателей в районах апогея и перигея, можно полностью устранить, и такие коррекции эксцентриситета следует регулярно проводить. 2. If the presence of the alleged spacecraft in this EAL is shown, negotiations are underway with the control centers of the corresponding spacecraft. A uniform strategy for keeping spacecraft is proposed to everyone, which consists in the fact that the average longitude of the spacecraft (the average between the longitude of the perigee and the apogee of the current orbit) due to simultaneous corrections of the retention of the orbital inclination vector and the orbital period (longitude) of the spacecraft by a pair of engines installed on opposite sides of the normal to the orbit with a certain nominal dependence of the sidereal orbital period after correction of the retention from the current position of the spacecraft in longitude relative to the center of the EAL, it will remain in the center of the selected EAL for as long as desired - at working
Переговоры могут не дать желаемого результата. Но это недостаток всех схем коллективной коллокации, описанных выше. Negotiations may not produce the desired result. But this is a drawback of all the collective collocation schemes described above.
3. Отрабатывается тактика и предложенная стратегия удержания по долготе и широте (наклонению) в течение срока активного существования на выбранной орбитальной позиции.3. The tactics and the proposed strategy of keeping in longitude and latitude (inclination) during the period of active existence at the chosen orbital position are being worked out.
4. При достижении эксцентриситета значения e ext проводят обнуляющую коррекцию эксцентриситета в районах точек апсид. Энергозатраты на устранение эксцентриситета за год составляют (6 – 7) м/с. Такая коллокация «стоит дороже» в два раза (примерное приращение характеристической скорости в аналогах с разнесением точек прицеливания 3 м/с предусмотрено сейчас в топливном бюджете геостационарных КА). Но оно того стоит: по отношению к прототипу плотность КА в номинальных ОУД ГСО может быть увеличена в два раза, и это решающий аргумент. И в сравнении с другими аналогами изобретение отличается простотой задачи и способом ее разрешения. 4. When the eccentricity is reached, the e ext values carry out a zeroing correction of the eccentricity in the areas of the apse points. Energy consumption for elimination of eccentricity for the year is (6 - 7) m / s. Such collocation “costs more” two times (an approximate increment of the characteristic velocity in analogs with an aiming point separation of 3 m / s is now provided for in the fuel budget of geostationary spacecraft). But it is worth it: in relation to the prototype, the spacecraft density in the nominal GSO EALs can be doubled, and this is a decisive argument. And in comparison with other analogues, the invention is distinguished by the simplicity of the problem and the method of its solution.
5. При наличии нештатных ситуаций (появление нового КА или уход из номинальной ОУД прежнего КА и согласно этому перераспределение индивидуальных ОУД, появление КА с неясной пока стратегией удержания на внешних границах ОУД) проводят коррекции уклонения. 5. In the presence of abnormal situations (the appearance of a new spacecraft or the departure from the nominal EAL of the previous spacecraft and, accordingly, the redistribution of individual EALs, the appearance of a spacecraft with an unclear strategy of keeping on the outer boundaries of the EAL), deviation corrections are performed.
Поскольку при каждой коррекции эксцентриситета эксцентриситет устремляется в ноль, угол «Солнце-перигей-Земля» сразу и в течение 2 – 3 недель будет порядка 90°, затем снова коррекции. Таким образом, векторы эксцентриситетов (перигеев) всех КА, участвующих в коллокации, будут ортогональны направлению на Солнце, коррекции эксцентриситета будут всегда проводиться в одно и то же среднесолнечное время, будет периодически расти только модуль эксцентриситета. Дополнительных энергозатрат на единообразную ориентацию векторов эксцентриситета не требуется. Однако ориентирование и поддержание коррекциями в одинаковом направлении векторов эксцентриситетов (перигеев) орбит КА является существенным признаком изобретения, поскольку, если не регулярно, то эпизодически, на начальном этапе коллокации для каждого из КА, начинающего участвовать в это процессе, либо при проведении коррекции уклонения, когда требуется повышенная точность ее исполнения в части совпадения направлений векторов перигеев орбит КА, направления векторов эксцентриситетов (перигеев) как минимум поправляются. Вложенность линий долготных эволюций должна быть как можно точнее, тем более, если эта вложенность приводит к минимальным допустимым межспутниковым расстояниям. Since with each eccentricity correction, the eccentricity tends to zero, the "Sun-perigee-Earth" angle will be about 90 ° immediately and within 2 - 3 weeks, then corrections again. Thus, the vectors of eccentricities (perigee) of all spacecraft participating in collocation will be orthogonal to the direction to the Sun, eccentricity corrections will always be carried out at the same mid-solar time, only the eccentricity modulus will periodically increase. Additional energy consumption for a uniform orientation of the eccentricity vectors is not required. However, the orientation and maintenance by corrections in the same direction of the eccentricity vectors (perigee) of the spacecraft orbits is an essential feature of the invention, since, if not regularly, then occasionally, at the initial stage of collocation for each spacecraft that begins to participate in this process, or when correcting the deviation, when an increased accuracy of its execution is required in terms of the coincidence of the directions of the vectors of the perigee of the spacecraft orbits, the directions of the vectors of eccentricities (perigee) are at least corrected. The nesting of the lines of longitudinal evolutions should be as accurate as possible, especially if this nesting leads to the minimum permissible inter-satellite distances.
Формирование согласно стратегии коллокации одинаковых прямых восхождений перигеев орбит КА позволяет безопасно проводить коррекции долготы: тогда линия долготной эволюции 3 одного КА синфазна линии долготной эволюции 4 другого КА. Вложенность линий 3 и 4 позволяет внутривитковыми колебаниями по долготе входить в смежную ОУД при допустимых межспутниковых расстояниях.The formation, according to the collocation strategy, of identical right ascensions of the perigee of the spacecraft orbits makes it possible to safely carry out longitude corrections: then the line of longitudinal evolution of 3 of one spacecraft is in phase with the line of longitudinal evolution of 4 of the other spacecraft. The nesting of
Совершенной гарантией безопасности будет разнесение точек прицеливания по наклонению орбит соседних КА на 180°.A perfect guarantee of safety will be the 180 ° separation of the aiming points in the inclination of the orbits of neighboring spacecraft.
Следует сказать, что выходы КА за номинальные границы ОУД не являются нарушением соглашений по ГСО, как не является нарушением сосуществование нескольких КА в единой узкой области по долготе. Если не создаются помехи нормальной работе другим КА – можно стоять в этой и какой-либо еще области со своей шириной удержания. Это практика.It should be said that the spacecraft going beyond the nominal boundaries of the EAL is not a violation of agreements on the GSO, just as the coexistence of several spacecraft in a single narrow region in longitude is not a violation. If there is no interference with the normal operation of other spacecraft, you can stand in this and any other area with your own width of retention. This is practice.
Предлагаемое изобретение не уступает способам-аналогам в гарантиях обеспечения безопасного сосуществования КА на ГСО и обеспечивает нахождение максимально возможного количества КА в данной номинальной ОУД разнесением КА по долготе.The proposed invention is not inferior to analogous methods in guarantees of ensuring the safe coexistence of spacecraft in GSO and ensures finding the maximum possible number of spacecraft in a given nominal EAL by spaced spacecraft in longitude.
Claims (13)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020101107A RU2729347C1 (en) | 2020-01-15 | 2020-01-15 | Collocation method in geostationary orbit |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020101107A RU2729347C1 (en) | 2020-01-15 | 2020-01-15 | Collocation method in geostationary orbit |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2729347C1 true RU2729347C1 (en) | 2020-08-06 |
Family
ID=72085982
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020101107A RU2729347C1 (en) | 2020-01-15 | 2020-01-15 | Collocation method in geostationary orbit |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2729347C1 (en) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0780297B1 (en) * | 1995-12-22 | 2001-11-14 | Hughes Electronics Corporation | Method and apparatus for stationkeeping a satellite offset by pitch rotation |
| RU2481249C2 (en) * | 2011-08-05 | 2013-05-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Method of retaining geostationary spacecraft in preset orbital position |
| RU2559371C2 (en) * | 2013-07-08 | 2015-08-10 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method of independent collocation in geostationary orbit |
-
2020
- 2020-01-15 RU RU2020101107A patent/RU2729347C1/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0780297B1 (en) * | 1995-12-22 | 2001-11-14 | Hughes Electronics Corporation | Method and apparatus for stationkeeping a satellite offset by pitch rotation |
| RU2481249C2 (en) * | 2011-08-05 | 2013-05-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Method of retaining geostationary spacecraft in preset orbital position |
| RU2559371C2 (en) * | 2013-07-08 | 2015-08-10 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method of independent collocation in geostationary orbit |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN108761507B (en) | Navigation satellite orbit rapid recovery method based on short arc orbit determination and prediction | |
| McElhoe | An assessment of the navigation and course corrections for a manned flyby of mars or venus | |
| JP6271043B2 (en) | Orbit control device and satellite | |
| CN103678787A (en) | Sub-satellite point circular geosynchronous orbit design method | |
| RU2559371C2 (en) | Method of independent collocation in geostationary orbit | |
| RU2729347C1 (en) | Collocation method in geostationary orbit | |
| CN106815400B (en) | Automatic design method for rail adjustment scheme | |
| CN110077627B (en) | Track correction method and system for space laser interference gravitational wave detector | |
| RU2721813C1 (en) | Autonomous collocation method in geostationary orbit | |
| Frauenholz et al. | Deep impact navigation system performance | |
| Baranov et al. | Ballistic aspects of large-size space debris flyby at low Earth near-circular orbits | |
| Swift | NSWC's GPS orbit/clock determination system | |
| RU2284950C2 (en) | Method of control of cluster of satellites in geostationary orbit (versions) | |
| Kaplan | Determining the position and motion of a vessel from celestial observations | |
| CN113093246A (en) | Ground multi-target point imaging rapid judgment and task parameter calculation method | |
| RU2703696C1 (en) | Autonomous collocation method at near-stationary orbit | |
| GB2363209A (en) | A method of controlling an inclined, eccentric geosynchronous satellite orbit | |
| RU2535353C2 (en) | Method of holding spacecraft in geosynchronous 24-hour orbit | |
| RU2716394C1 (en) | Autonomous collocation method at near-stationary orbit | |
| JP7270515B2 (en) | Satellite constellation forming system, satellite constellation forming method, satellite constellation forming program, and ground equipment | |
| O’Shaughnessy et al. | Fire Sail: MESSENGER’s use of solar radiation pressure for accurate Mercury flybys | |
| US20050246073A1 (en) | Multiple stayout zones for ground-based bright object exclusion | |
| Ryne et al. | GRAIL orbit determination for the science phase and extended mission | |
| RU2788555C1 (en) | Method for bringing a geostationary spacecraft to a given orbital position and transferring it to a new orbital position | |
| RU2708468C1 (en) | Holding method of geostationary spacecraft |