RU2771191C1 - Space service system and its functioning method - Google Patents
Space service system and its functioning method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2771191C1 RU2771191C1 RU2022101498A RU2022101498A RU2771191C1 RU 2771191 C1 RU2771191 C1 RU 2771191C1 RU 2022101498 A RU2022101498 A RU 2022101498A RU 2022101498 A RU2022101498 A RU 2022101498A RU 2771191 C1 RU2771191 C1 RU 2771191C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- mta
- orbits
- orbit
- satellites
- home
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
- B64G1/1007—Communications satellites
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
- B64G1/1085—Swarms and constellations
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Область техникиTechnical field
Изобретения относятся к обслуживанию систем искусственных спутников различного назначения (мониторинга, навигации, связи и др.), расположенных на орбитах, которые могут быть сгруппированы по признаку близости (или равенства) их наклонений (i) и высот (фокальных параметров р) и распределены в экваториальной плоскости по долготе восходящего узла (Ω).The inventions relate to the maintenance of systems of artificial satellites for various purposes (monitoring, navigation, communications, etc.) located in orbits that can be grouped according to the proximity (or equality) of their inclinations (i) and heights (focal parameters p) and distributed in the equatorial plane in the longitude of the ascending node (Ω).
Примерами таких спутниковых систем могут служить системы ГЛОНАСС или GPS (см. [1] GPS vs ГЛОНАСС: какая система лучше. 16.12.2016: https://gpsmarker.ru/info/blog/gps-vs-glonass-kakaya-sistema-luchshe.html), где используются однотипные орбиты примерно одинакового наклонения (63,6° и 64,3°), равномерно разнесенные по параметру Ω. На каждой из орбит (числом 3 или 6) расположено по нескольку равномерно расставленных вдоль орбиты ИС (рабочее число 8 или 4).Examples of such satellite systems are GLONASS or GPS systems (see [1] GPS vs GLONASS: which system is better. 12/16/2016: https://gpsmarker.ru/info/blog/gps-vs-glonass-kakaya-sistema- luchshe.html), which uses the same type of orbits of approximately the same inclination (63.6° and 64.3°), evenly spaced in the parameter Ω. On each of the orbits (
Подобное построение спутниковых систем удобно как с точки зрения их целевого назначения, так и обслуживания (последнее требует меньшего числа сервисных космических аппаратов (КА) и меньшей энергетики для перелетов к разным обслуживаемым спутникам (ОС). Под "обслуживанием" подразумеваются такие операции, как дозаправка, ремонт, инспекция, изъятие (замена) и т.п.Such a construction of satellite systems is convenient both from the point of view of their intended purpose and maintenance (the latter requires a smaller number of service spacecraft (SC) and less energy for flights to different serviced satellites (OS). By "maintenance" we mean operations such as refueling , repair, inspection, withdrawal (replacement), etc.
Средства обслуживания (СО), в частности, сервисные КА могут доставляться к обслуживаемым ИС с помощью межорбитальных транспортных аппаратов (МТА) с реактивными двигателями (ЖРД, плазменными, ионными и др.).Service facilities (SOs), in particular, service spacecrafts, can be delivered to serviced ISs using interorbital transport vehicles (ITVs) with jet engines (LPRE, plasma, ion, etc.).
Предшествующий уровень техникиPrior Art
При построении систем и схем обслуживания множества ОС, подобного отмеченному выше, может быть использовано такое явление, как регрессия линии узлов (РЛУ), имеющая место для орбит практически любых спутников (кроме полярных), вследствие нецентральности поля тяготения Земли. Угловая скорость РЛУ Ω' ~ cos (i)/p2, и на низких орбитах (р ~7000 км) достигает заметной велич.: около 4° в сутки при i ≈64° и менее, а с увеличением высоты орбиты быстро убывает.When constructing systems and schemes for servicing a set of OS, similar to the one noted above, such a phenomenon as node line regression (RLN) can be used, which takes place for the orbits of almost any satellite (except polar ones), due to the non-centrality of the Earth's gravitational field. The angular velocity of the RLS Ω' ~ cos (i)/p 2 , and in low orbits (p ~ 7000 km) reaches a noticeable value: about 4° per day at i ≈64° or less, and rapidly decreases with increasing orbit height.
Данное явление используется при выборе орбит СО (МТА с сервисными КА) - так, чтобы их наклонения были одинаковы или близки к наклонению орбит ОС, а фокальные параметры р орбит ОС отличались от таковых для орбит СО, что приводит к совмещению плоскостей орбит ОС и СО за счет различной скорости РЛУ тех и тех.This phenomenon is used when choosing SO orbits (MTA with service spacecraft) - so that their inclinations are the same or close to the OS orbit inclination, and the focal parameters p of the OS orbits differ from those for the SO orbits, which leads to the alignment of the OS and SO orbital planes. due to the different speed of the radar of those and those.
Это отражено, например, в патентах RU 2688120 C1, RU 2220886 С2, US 8016240 В2 и позволяет существенно уменьшить затраты характеристической скорости (ХСК) на маневры СО. Однако сам процесс совмещения плоскостей орбит ОС и СО может занять значит время (что снижает оперативность обслуживания и увеличивает время неудовлетворительного функционирования спутниковой системы).This is reflected, for example, in patents RU 2688120 C1, RU 2220886 C2, US 8016240 B2 and allows you to significantly reduce the cost of the characteristic speed (HSC) for CO maneuvers. However, the process of combining the planes of the OS and CO orbits can take a lot of time (which reduces the efficiency of service and increases the time of unsatisfactory operation of the satellite system).
Известно размещение вспомогательных или резервных спутников на синхронно прецессирующих (с той же угловой скоростью Ω', что и у орбит обслуживаемых (основных) спутников), но отличающихся по тем или иным орбитальным элементам (эксцентриситету, положению перигея, наклонению): US 5999127 A, US 6892986 В2 etc.It is known to place auxiliary or reserve satellites on synchronously precessing ones (with the same angular velocity Ω' as the orbits of the serviced (main) satellites), but differing in one or another orbital elements (eccentricity, perigee position, inclination): US 5999127 A, US 6892986 B2 etc.
Такие приемы повышают эффективность (гибкость) функционирования системы основных спутников, но не затрагивают обслуживания спутников с помощью СО, перемещаемых со своих орбит на орбиты ОС.Such techniques increase the efficiency (flexibility) of the functioning of the system of main satellites, but do not affect the maintenance of satellites with the help of SO moving from their orbits to OS orbits.
Наиболее близкими к предлагаемым изобретениям являются космическая обслуживающая система (КОС) и способ ее функционирования, описанные в пат.[2] RU 2535760 С1.Closest to the proposed inventions are the space service system (SOS) and the method of its operation, described in US Pat.[2] RU 2535760 C1.
КОС [2] содержит средства обслуживания (СО) спутников, размещенные на одной или более орбитах базирования, соответствующих своим областям обслуживания (например, указанным выше группам орбит) и доставляемые с этих орбит к обслуживаемым спутникам (ОС). Способ функционирования КОС [2] включает размещение СО на одной или более орбитах базирования и доставку с этих орбит к ОС.The COS [2] contains satellite service facilities (SO) located on one or more basing orbits corresponding to their service areas (for example, the above groups of orbits) and delivered from these orbits to the serviced satellites (OS). The method of operation of the CBS [2] includes the placement of CO in one or more orbits and delivery from these orbits to the OS.
Недостатком известных КОС и способа [2] является то, что в их рамках не разработаны методы управления движением СО, позволяющие сократить времена доставки СО к ОС при ограничении затрат ХСК на маневры средств доставки (МТА).The disadvantage of the known CBS and the method [2] is that they have not developed methods for controlling the movement of CO, which can reduce the time of delivery of CO to the OS while limiting the costs of the HSC for the maneuvers of the delivery vehicles (MTA).
Сущность изобретенийEssence of inventions
Задачей предлагаемых изобретений является устранение указанного выше недостатка путем разработки КОС и способа ее функционирования, позволяющих обеспечить обслуживание объектов на орбитах, образующих пространственную конфигурацию, с сокращенными временами доставки СО к ОС и при ограничении затрат ХСК на маневры средств доставки.The objective of the proposed inventions is to eliminate the above disadvantage by developing a CBS and a method for its operation, which allow servicing objects in orbits that form a spatial configuration, with reduced delivery times for CO to the OS and while limiting the costs of the CSC for the maneuvers of the delivery vehicles.
Техническим результатом является повышение оперативности обслуживания ОС без существенного роста потребных затрат ХСК для маневров средств доставки.The technical result is to increase the efficiency of maintenance of the OS without a significant increase in the required costs of the HSC for the maneuvers of the delivery vehicles.
Решение поставленной задачи, с получением указанного технического результата достигается тем, что КОС, содержащая СО спутников, размещенные на одной или нескольких орбитах базирования, соответствующих своим областям обслуживания, и доставляемые с этих орбит к ОС - снабжена базовыми КА (БКА) на орбитах базирования, включающими модули полезных нагрузок (ПН) и модульные МТА для перемещения СО между БКА и ОС, средствами получения и обработки данных о состоянии и функционировании (ДСФ) ОС и передачи результатов обработки ДСФ на БКА, снабженные системами приема и формирования на основе этих результатов состава СО, конфигурации МТА и оптимальных, с учетом разностей скоростей регрессии линий узлов орбит ОС и орбит базирования, траекторий доставки СО к ОС, причем одна или более орбит базирования выбраны с фокальным параметром (р'), насколько возможно меньшим характерного фокального параметра (р) орбит спутников из соответствующих областей обслуживания, и с наклонением (i'), близким к характерному наклонению (i) орбит спутников из этих же областей обслуживания.The solution of the problem, with obtaining the specified technical result, is achieved by the fact that the SBS containing the CO of satellites located in one or more basing orbits corresponding to their service areas, and delivered from these orbits to the OS, is equipped with base SC (BCA) in the basing orbits, including payload modules (PN) and modular MTAs for moving CO between the USS and OS, means for receiving and processing OS status and operation data (DSF) and transmitting the results of processing the DPF to USS, equipped with systems for receiving and generating CO composition based on these results , MTA configuration and optimal, taking into account the differences in the regression velocities of the OS orbit nodes and home orbits, trajectories of CO delivery to the OS, and one or more home orbits are selected with a focal parameter (p') as small as possible of the characteristic focal parameter (p) of the orbits satellites from the respective service areas, and with an inclination (i') close to the characteristic inclination (i) of satellite orbits from the same service areas.
Возможны варианты, когда средства получения и обработки ДФС ОС расположены на наземных пунктах, имеющих каналы связи с БКА и/или МТА, либо - когда эти средства установлены на БКА и/или МТА, а МТА снабжены средствами изменения своей конфигурации.Options are possible when the means for receiving and processing DFS OS are located at ground stations that have communication channels with the BKA and / or MTA, or when these tools are installed on the BKA and / or MTA, and the MTA is equipped with means for changing its configuration.
Модульные МТА могут включать в себя унифицированные, стыкуемые друг с другом двигательные ступени с химическими, например, жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и электроракетными, например, стационарными плазменными (СПД) двигателями.Modular MTA can include unified, docked with each other propulsion stages with chemical, for example, liquid rocket engines (LRE) and electric rocket, for example, stationary plasma (SPD) engines.
Преимущественно, орбиты базирования являются низкими околоземными орбитами, обслуживаемыми многоразовыми аэрокосмическими транспортными КА с возвращаемыми ступенями.Preferably, the home orbits are low earth orbits served by reusable aerospace transport vehicles with reentry stages.
Решение поставленной задачи, с получением указанного технического результата достигается также тем, что в способе функционирования КОС, включающем размещение СО на одной или нескольких орбитах базирования и доставку с этих орбит к ОС - на одну или несколько орбит базирования выводят БКА и модульные МТА, периодически доставляют туда модули ПН, на основе переданных результатов обработки ДСФ ОС определяют вероятные сроки, вид и очередность обслуживания ОС, оптимальную, например, по минимуму ХСК при текущем прогнозе времени доставки СО к ОС, первичную траекторию МТА в плоскости его оскулирующей орбиты, совпадающей при старте МТА с плоскостью орбиты базирования, формируют состав СО из набора требуемых для обслуживания модулей ПН, конфигурацию МТА в виде указанных двигательных ступеней, заправленных от БКА в соответствии с указанной первичной траекторией МТА и состыкованных с модулями ПН, после чего переводят МТА на указанную траекторию, периодически обновляют прогноз времени доставки СО к ОС и точку встречи, корректируя текущую оптимальную траекторию МТА, при движении по которой фокальный параметр орбиты МТА изменяют от исходного (р') до конечного (близкого к р) по закону, обеспечивающему в прогнозируемое время доставки ПН к ОС максимальное совмещение плоскостей орбит МТА и ОС вследствие разностей скоростей регрессии линий узлов этих орбит, корректируя при необходимости наклонение (i') орбиты МТА.The solution of the problem, with obtaining the specified technical result, is also achieved by the fact that in the method of functioning of the CBS, including the placement of CO in one or more orbits of basing and the delivery from these orbits to the OS - UAVs and modular MTAs are brought to one or more orbits of the basing, periodically deliver there, the modules PN, on the basis of the transmitted results of processing the OS DPF, determine the probable timing, type and sequence of OS service, which is optimal, for example, according to the minimum HSC with the current forecast of the time of delivery of CO to the OS, the primary trajectory of the MTA in the plane of its osculating orbit, coinciding at the start of the MTA with the plane of the home orbit, the composition of the CO is formed from the set of the MO modules required for servicing, the MTA configuration in the form of the indicated propulsion stages, refueled from the BKA in accordance with the specified primary MTA trajectory and docked with the MO modules, after which the MTA is transferred to the specified trajectory, periodically updated forecast of delivery time of CO to O C and the meeting point, correcting the current optimal trajectory of the MTA, during movement along which the focal parameter of the MTA orbit is changed from the initial (p') to the final (close to p) according to the law that ensures the maximum alignment of the planes of the MTA orbits and OS due to the differences in the regression rates of the lines of the nodes of these orbits, correcting, if necessary, the inclination (i') of the MTA orbit.
При возникновении невозможности последовательного перемещения МТА между несколькими ОС по текущей оптимальной траектории производят реконфигурацию МТА с перестыковкой ПН и ступеней в две или более конфигураций МТА, их разделением и перемещением по разным оптимальным траекториям от точки разделения к соответствующим ОС, управляя движением МТА на каждой из этих траекторий, как указано выше.If it is impossible to sequentially move the MTA between several OS along the current optimal trajectory, the MTA is reconfigured with re-docking of the ST and stages into two or more MTA configurations, their separation and movement along different optimal trajectories from the separation point to the corresponding OS, controlling the movement of the MTA on each of these trajectories as above.
Преимущественно, при движении МТА по текущей оптимальной траектории используют электроракетные, например, СПД двигатели, а при возникновении дефицита времени на обслуживание некоторого ОС (в результате прогноза или фактического выхода из строя ОС) применяют ступень с ЖРД.Mostly, when the MTA moves along the current optimal trajectory, electric rocket engines are used, for example, SPT engines, and if there is a shortage of time to service some OS (as a result of a forecast or actual failure of the OS), a stage with a rocket engine is used.
Возвращение МТА на орбиту базирования, в предпочтительном варианте, осуществляется с помощью электроракетного, например, СПД двигателя.The return of the MTA to the base orbit, in the preferred embodiment, is carried out using an electric rocket, for example, a SPT engine.
Перечень фигурList of figures
Существо предлагаемого изобретения поясняется нижеследующим детальным описанием примеров их осуществления с прилагаемыми чертежами, на которых изображены:The essence of the invention is illustrated by the following detailed description of examples of their implementation with the accompanying drawings, which show:
Фиг. 1 - основные фрагменты предлагаемой КОС и особенности реализации предлагаемого способа обслуживания системы ОС;Fig. 1 - the main fragments of the proposed CBS and the implementation features of the proposed method for servicing the OS system;
Фиг. 2 - схема построения и реализации управления движением МТА согласно предлагаемому способу.Fig. 2 is a diagram of the construction and implementation of MTA motion control according to the proposed method.
Раскрытие и примеры осуществления изобретенийDisclosure and examples of the implementation of the inventions
Спутниковые системы, расположенные на низких орбитах: до нижней высотной границы внутреннего радиационного пояса ~ 500 км, имеют ограниченный обзор Земли и окружающего космоса, и их обслуживание затруднено из-за большого их потребного числа, большого разнообразия орбит, значительных затрат ХСК на межорбитальные маневры, и как следствие - быстрого накопления космического мусора. В настоящее время имеется тенденция использования множества пико- и нано спутников (типа Cubesat), обслуживание которых разумно свести к их своевременной ликвидации собственными средствами (направлением в атмосферу). Потребность в специальных КОС в данной околоземной области, по-видимому, отсутствует (и могла бы привести лишь к дополнительному скоплению разных КА и мусора).Satellite systems located in low orbits: up to the lower altitude boundary of the inner radiation belt ~ 500 km, have a limited view of the Earth and the surrounding space, and their maintenance is difficult due to their large required number, a large variety of orbits, and significant costs of CSOs for interorbital maneuvers, and as a consequence - the rapid accumulation of space debris. Currently, there is a tendency to use many pico- and nano-satellites (such as Cubesat), the maintenance of which is reasonably reduced to their timely elimination by their own means (direction into the atmosphere). There seems to be no need for special SBS in this near-Earth region (and could only lead to additional accumulation of various spacecraft and debris).
Области между внутренним и внешним радиационными поясами (высоты ≈6000 км и 12000 км) и выше условной границы внешнего пояса (высоты более ≈ 18 000 км) являются благоприятными для развертывания там спутниковых систем (таких как навигационные, связные и мониторинговые) - не только с точки зрения радиационной безопасности, но и целевого назначения (широкие области обзора, меньшее потребное число спутников и др.). В этих областях могут создаваться многофункциональные КА (платформы) значительной мощности, развитой модульной архитектуры и т.п. Здесь же целесообразно сосредоточить основную активность КОС (в т.ч. с точки зрения затрат ХСК).The areas between the inner and outer radiation belts (altitudes ≈6000 km and 12000 km) and above the conditional boundary of the outer belt (altitudes more than ≈18000 km) are favorable for the deployment of satellite systems there (such as navigation, communications and monitoring) - not only with from the point of view of radiation safety, but also for the intended purpose (wide fields of view, fewer required number of satellites, etc.). In these areas, multifunctional spacecraft (platforms) of significant power, developed modular architecture, etc. can be created. It is also expedient to concentrate the main activity of the KOS here (including from the point of view of the costs of the KhSK).
Таким образом системы, подобные ГЛОНАСС или GPS (и их комбинации и модификации), а также расположенные несколько ниже (на высотах ≈ 6000…12000 км) являются наиболее подходящими для построения для них тех или иных КОС (а по существу - некоторой интеграции КОС с системами ОС).Thus, systems like GLONASS or GPS (and their combinations and modifications), as well as those located somewhat lower (at altitudes of ≈ 6000 ... OS systems).
На фиг.1 представлен фрагмент обслуживаемой системы, которая содержит ОС 1 на орбитах В. Плоскости орбит В наклонены к плоскости экватора С и распределены вдоль него по долготе восходящего узла Ω.Figure 1 shows a fragment of the serviced system, which contains
Предлагаемая КОС содержит СО спутников, размещенные на одной или более низких орбитах базирования (b), для каждой из которых может быть выделена своя область обслуживания (например, близкие по высоте орбиты одного наклонения i). Чем ниже орбита b, тем больше скорость прецессии ее плоскости Ω' относительно плоскостей орбит ОС, что желательно.The proposed CBS contains SO satellites located in one or more low base orbits (b), for each of which its own service area can be allocated (for example, orbits of the same inclination i that are close in height). The lower the orbit b, the greater the rate of precession of its plane Ω' relative to the planes of the OS orbits, which is desirable.
На орбитах b базируются БКА (типа орбитальных платформ или станций), на которых формируются СО для ОС 1 из модулей ПН (ПН включают в себя набор заменяемых узлов, блоков, подсистем; запасы рабочих тел для двигательных систем ОС, СТР и т.д.). На орбитах b также паркуются модульные МТА 2 (фиг.1). МТА снабжены необходимым набором робототехнических средств для операций с ОС, и могут также иметь средства изменения своей собственной конфигурации.Orbits b are based on USCs (of the type of orbital platforms or stations), on which SSs for
КОС снабжена средствами получения и обработки данных о состоянии и функционировании (ДСФ) ОС. Этими данными являются прежде всего телеметрические, но может быть и иная информация, например, качество изображений бортовых телекамер, сбои передаваемых сигналов, наблюдаемые с Земли отклонения орбит и внешней конфигурации ОС и т.д.KOS is equipped with means for obtaining and processing data on the state and functioning (DSF) of the OS. These data are primarily telemetric data, but there may be other information, for example, the quality of images of onboard television cameras, failures of transmitted signals, deviations of orbits and external configuration of the OS observed from the Earth, etc.
Обработка ДСФ имеет целью получить прогноз о дальнейшем функционировании систем ОС и возможных отказах. Она может производиться на наземных пунктах или на БКА и вестись совместно с известными (заложенными в системы управления ОС) стратегиями и алгоритмами функционировании (СТАФ). Эти СТАФ предписывают перестройку работы систем ОС в случае тех или иных отказов (например, при поломке приводов разворота СБ изменяют режим работы системы ориентации всего КА). Результаты обработки ДСФ совместно со СТАФ (если они получены вне БКА) передаются на БКА, где вырабатываются модели функционирования (МФ) спутников. На основе MФj каждого j-го ОС должен быть получен прогноз времени (t*j) и вида критического (требующего обслуживания) отказа этого j-го ОС, а также - его орбитального положения Rj (t*j) в момент отказа.The processing of the DPF is aimed at obtaining a forecast about the further functioning of OS systems and possible failures. It can be carried out at ground stations or on the UAV and be carried out in conjunction with known (embedded in the OS control systems) strategies and operation algorithms (STAF). These STAFs prescribe the restructuring of the operation of OS systems in the event of certain failures (for example, in the event of a breakdown of the turn drives, the SAs change the mode of operation of the attitude control system of the entire spacecraft). The results of processing the DPF together with the STAF (if they are obtained outside the BKA) are transmitted to the BKA, where operation models (MF) of the satellites are developed. Based on the MF j of each j-th OS, a forecast of time (t* j ) and the type of critical (requiring maintenance) failure of this j-th OS, as well as its orbital position R j (t* j ) at the moment of failure should be obtained.
Сказанное иллюстрируется фиг.2, где показано также, что для выработки МФj могут использоваться данные из банка накопленной информации (БНИ) - некоторой библиотеки полученных за длительный период и систематизированных сведений (например, статистик) о работе и отказах различных КА в разных условиях эксплуатации.This is illustrated in figure 2, which also shows that for the development of MF j can be used data from the bank of accumulated information (BNI) - a certain library obtained over a long period and systematized information (for example, statistics) about the operation and failures of various spacecraft in different operating conditions .
Информация, включающая ДСФ, принимается терминалами 3 (на Земле или на БКА) и далее обрабатывается (фильтруется, ранжируется и т.д.).Information, including DPF, is received by terminals 3 (on the ground or on the BKA) and further processed (filtered, ranked, etc.).
На основе модели МФj и прогноза Rj (t*j) для j-го ОС определяется (например, на БКА) оптимальное (кусочно-оптимальное) управление Uk j(t, Рi) для подходящего i-го МТА из соответствующей области обслуживания. При этом начальными условиями для каждого участка (куска) траектории являются положение Ri (t-) и скорость Vi (t-) МТА в момент t- получения последнего прогноза, а конечными - полученный в момент t- прогноз Rj (t*j) и соответствующая орбитальная скорость Vj (t*j). Параметры управления Рi могут обновляться при каждом прогнозе.Based on the MF j model and the forecast R j (t* j ) for the j-th OS, the optimal (piecewise-optimal) control U k j (t, P i ) for the appropriate i-th MTA from the corresponding service areas. In this case, the initial conditions for each section (piece) of the trajectory are the position R i (t - ) and the speed V i (t - ) of the MTA at the time t - the last forecast is received, and the final conditions are the forecast R j (t * j ) and the corresponding orbital velocity V j (t* j ). The control parameters P i may be updated with each prediction.
Оптимизация управления может каждый раз проводиться по минимуму ХСК за заданное время движения (t* - t-) при условии нахождения траектории МТА (а) в плоскости (А) его оскулирующей орбиты, имеющей текущий фокальный параметр p'(t) (фиг.1). Однако возможны и другие, в частности, вероятностные критерии оптимальности.Control optimization can each time be carried out according to the minimum HSC for a given movement time (t* - t - ), provided that the MTA trajectory (a) is in the plane (A) of its osculating orbit, which has the current focal parameter p'(t) (Fig.1 ). However, other, in particular, probabilistic optimality criteria are also possible.
При получении первого прогноза - к моменту старта МТА с орбиты b - определяется состав СО в виде модулей ПН для ОС (возможность этого, очевидно, предполагает, ввиду неизбежной неточности прогноза, высокий уровень унификации и модульности всех узлов и систем ОС), а также - набор ступеней МТА с химическими (ЖРД) и/или электроракетными (СПД или ионными) двигателями.Upon receipt of the first forecast - by the time the MTA starts from orbit b - the composition of the CO is determined in the form of OS modules for the OS (the possibility of this, obviously, implies, due to the inevitable inaccuracy of the forecast, a high level of unification and modularity of all OS nodes and systems), and also - a set of MTA stages with chemical (LPRE) and / or electric rocket (SPD or ion) engines.
Прогнозы для нескольких (m) ОС могут «вписываться» в единую (кусочно-оптимальную) траекторию движения МТА - последовательно от одного ОС к другому. В этом случае ПН на орбите базирования формируется для всех этих ОС, а управление «сшивается» из кусков Uk i, (t, Рi), где i=i1, i2, … im-1 (индексы отмечают, в частности, изменение структуры МТА и ПН при каждом обслуживании).Forecasts for several (m) OS can "fit" into a single (piecewise-optimal) trajectory of the MTA - sequentially from one OS to another. In this case, the PN in the home orbit is formed for all these OS, and the control is "stitched" from pieces U k i , (t, Р i ), where i=i 1 , i 2 , ... i m-1 (indices are marked, in in particular, a change in the structure of the MTA and PN at each service).
Данные об управлении (управляющие команды, директивы или программы) передаются на МТА 2 посредством терминалов 4 (фиг.2).Control data (control commands, directives or programs) are transmitted to
В процессе уточнения прогнозов последовательное перемещение МТА между несколькими ОС может стать невыполнимым (по ограничениям на время доставки СО при заданном запасе ХКС). Тогда производят реконфигурацию МТА с перестыковкой модулей ПН и ступеней в две (или более) конфигураций МТА и ПН с их разделением, что показано на фиг.1 в виде разветвления траектории (а) в точке (с) на отдельные траектории a1 и а2 ступеней МТА с частями ПН (все траектории условно показаны плоскими, но на самом деле они, конечно, пространственные, т.к. плоскость А прецессирует). Управление на каждой траектории а1 и а2 строится по вышеописанным принципам. При этом на одной из траекторий ai параметр p'(t) может некоторое время убывать (для увеличения Ω').In the process of refining the forecasts, the sequential movement of the MTA between several TSs may become unfeasible (due to the restrictions on the delivery time of CO for a given stock of CCS). Then the MTA is reconfigured with reconnection of the PN modules and stages into two (or more) configurations of the MTA and PN with their separation, which is shown in figure 1 as a branching of the trajectory (a) at point (c) into separate trajectories a 1 and a 2 MTA stages with parts of the ST (all trajectories are conditionally shown as flat, but in fact they are, of course, spatial, since plane A precesses). Control on each trajectory a 1 and a 2 is based on the principles described above. In this case, on one of the trajectories a i , the parameter p'(t) may decrease for some time (to increase Ω').
Если прибытие МТА с ПН к ОС ожидается раньше очередного прогноза, то реализуются пассивные участки траектории полета МТА.If the arrival of the MTA from the MO to the OS is expected before the next forecast, then the passive sections of the MTA flight trajectory are realized.
Параметры Р, могут учитывать указанное выше изменение структуры МТА и ПН: при отделении частей ПН (в процессе обслуживания нескольких ОС) и при разделении ступеней МТА (в случае разветвления траектории).Parameters P, can take into account the above change in the structure of the MTA and MT: when separating parts of the MT (in the process of serving several OS) and when separating the stages of the MTA (in the case of a branching of the trajectory).
Поскольку время прогноза практически составит не менее 10-15 сут (~ 106 с), а потребная ХКС - порядка 3000-4000 м/с, то необходимая тяговооруженность v ≈ 0,003-0,004 м/с2, что на порядок меньше штатной тяговооруженности (отношения тяги к массе двигателя) n таких двигателей, как, например, модели СПД-230, 200, 140 (ОКБ «Факел»), для которых n ≈ 0,03-0,04 м/с2, ввиду чего масса двигателей составит лишь несколько более 10% массы МТА с ПН. Удельный импульс данных СПД достигает 2000-3000 с. Since the forecast time will practically be at least 10-15 days (~ 10 6 s), and the required CCS will be about 3000-4000 m/s, the required thrust-to-weight ratio v ≈ 0.003-0.004 m/s 2 , which is an order of magnitude less than the standard thrust-to-weight ratio ( ratio of thrust to engine mass) n of such engines, such as, for example, SPD-230, 200, 140 models (Fakel Design Bureau), for which n ≈ 0.03-0.04 m / s 2 , due to which the mass of engines will be only slightly more than 10% of the mass of MTA with PN. The specific impulse of these SPTs reaches 2000–3000 s.
Поэтому применение таких двигателей малой тяги предпочтительно, и переход к использованию на МТА двигателей большой тяги (ЖРД) целесообразен лишь в случае возникшей необходимости (дефицита времени на обслуживание некоторого ОС). Возвращение МТА на орбиту базирования также производится с помощью СПД.Therefore, the use of such low-thrust engines is preferable, and the transition to the use of high-thrust engines (LRE) on the MTA is expedient only if the need arises (lack of time to service some OS). The return of the MTA to the home orbit is also carried out with the help of the SPT.
Что касается прогнозирования отказов ОС, то, вообще говоря, за грубое приближение можно принять срок штатного функционирования ОС (например, 10 лет). Более точный прогноз получается при отслеживании расхода рабочего тела на коррекцию и ориентацию и/или - деградации солнечных батарей (по их выходной мощности). Для прогнозов по другим системам ОС, на основе ДСФ, требуются гораздо более обширная информация и ее глубокий (компьютерный) анализ. Случайные поломки (например, в случае пробоя микрометеоритом) можно учитывать при выработке СТАФ, с оценками времени аварийной работы систем ОС - для наиболее вероятного спектра таких поломок.As for the prediction of OS failures, then, generally speaking, a rough approximation can be taken as the period of regular operation of the OS (for example, 10 years). A more accurate forecast is obtained by monitoring the consumption of the working fluid for correction and orientation and / or degradation of solar panels (by their output power). For forecasts for other OS systems, based on the DPF, much more extensive information and its in-depth (computer) analysis are required. Random breakdowns (for example, in the event of a breakdown by a micrometeorite) can be taken into account when developing the STAF, with estimates of the time of emergency operation of OS systems - for the most probable range of such breakdowns.
Возможен также особый подход к проектированию КА (ОС), когда времена работы всех его систем и узлов строго лимитированы (и согласованы, например, с кругом задач данного КА) - что может быть экономически целесообразным в рамках объединенных спутниковой системы и КОС.A special approach to the design of a spacecraft (OS) is also possible, when the operating times of all its systems and nodes are strictly limited (and coordinated, for example, with the range of tasks of a given spacecraft) - which can be economically feasible within the framework of a combined satellite system and COS.
Промышленная применимостьIndustrial Applicability
Для осуществления предлагаемых изобретений не требуется принципиально новых теоретических представлений и разработок в области ракетно-космической техники; здесь могут быть использованы известные средства и методы построения космических систем и управления ими.Implementation of the proposed inventions does not require fundamentally new theoretical concepts and developments in the field of rocket and space technology; known means and methods for constructing space systems and controlling them can be used here.
Claims (8)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2022101498A RU2771191C1 (en) | 2022-01-24 | 2022-01-24 | Space service system and its functioning method |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2022101498A RU2771191C1 (en) | 2022-01-24 | 2022-01-24 | Space service system and its functioning method |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2771191C1 true RU2771191C1 (en) | 2022-04-28 |
Family
ID=81458854
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2022101498A RU2771191C1 (en) | 2022-01-24 | 2022-01-24 | Space service system and its functioning method |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2771191C1 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5267167A (en) * | 1991-05-10 | 1993-11-30 | Ball Corporation | Method and system for formationfinding and formationkeeping in a constellation of satellites |
RU2058916C1 (en) * | 1994-05-25 | 1996-04-27 | Московский технический университет связи и информатики | Space telecommunications system |
US5669585A (en) * | 1992-06-02 | 1997-09-23 | Mobile Communications Holdings, Inc. | Elliptical orbit satellite, system, and deployment with controllable coverage characteristics |
US6892986B2 (en) * | 2002-04-29 | 2005-05-17 | The Boeing Company | Satellite constellations using nodally-adjusted repeating ground track orbits |
RU2535760C1 (en) * | 2013-10-18 | 2014-12-20 | Юрий Николаевич Разумный | Space servicing system and method of its construction |
-
2022
- 2022-01-24 RU RU2022101498A patent/RU2771191C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5267167A (en) * | 1991-05-10 | 1993-11-30 | Ball Corporation | Method and system for formationfinding and formationkeeping in a constellation of satellites |
US5669585A (en) * | 1992-06-02 | 1997-09-23 | Mobile Communications Holdings, Inc. | Elliptical orbit satellite, system, and deployment with controllable coverage characteristics |
RU2058916C1 (en) * | 1994-05-25 | 1996-04-27 | Московский технический университет связи и информатики | Space telecommunications system |
US6892986B2 (en) * | 2002-04-29 | 2005-05-17 | The Boeing Company | Satellite constellations using nodally-adjusted repeating ground track orbits |
RU2535760C1 (en) * | 2013-10-18 | 2014-12-20 | Юрий Николаевич Разумный | Space servicing system and method of its construction |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6364252B1 (en) | Method of using dwell times in intermediate orbits to optimize orbital transfers and method and apparatus for satellite repair | |
Racca et al. | SMART-1 mission description and development status | |
CN1085168C (en) | Method and system for launching satellites on non-coplanar orbits, making use of gravitational assistance from the room | |
WO2015057102A1 (en) | In-space servicing system and method for the formation thereof | |
CN106802667B (en) | Walker constellation deployment method based on double parking tracks | |
US20020130222A1 (en) | Method of using dwell times in intermediate orbits to optimize orbital transfers and method and apparatus for satellite repair | |
CN105511493A (en) | Low-orbit constellation disposition method based on assistance of martian atmosphere | |
Cichan et al. | Mars base camp updates and new concepts | |
Steiger et al. | BepiColombo–solar electric propulsion system operations for the transit to Mercury | |
RU2771191C1 (en) | Space service system and its functioning method | |
Colombo et al. | Mission analysis and design for an active debris removal service for large constellations | |
Razoumny et al. | Method of optimization of the servicing space-based system orbits and detached units maneuveres parameters in the problem of on-orbit-servicing of the given multi-satellite space infrastructure | |
Wood | The Evolution of Deep Space Navigation: 2004–2006 | |
Han et al. | Dawn’s final mission at Ceres: navigation and mission design experience | |
RU2775039C1 (en) | Method for servicing space objects in orbits of various inclinations and a high-orbit space infrastructure for implementing the method | |
Bonnal et al. | Optimization of Tethered De-Orbitation of Spent Upper Stages: the``MAILMAN''Process | |
RU2772498C1 (en) | Method for maintenance of a system of satellites in near-circular orbits and a space maintenance system for implementing the method | |
Wood | The Evolution of Deep Space Navigation: 2012–2014 | |
Delmas et al. | Formation flight handling with 4 satellites–Electronic Earth Observation as an application | |
Austin et al. | The ubiquitous solar electric propulsion stage | |
RU2791518C1 (en) | Method for removing defunct space vehicles from a geostationary orbit | |
RU2774915C1 (en) | Method for servicing artificial satellites in medium and high earth orbits | |
Parker et al. | Trajectory design for MoonRise: A proposed lunar south pole aitken basin sample return mission | |
Спиридонов et al. | The regional nanosatellite constellation modelling formation by a piggyback launch from different spaceports | |
Fernández et al. | Martian GNSS: Preliminary design and performance a... |