Низкоорбитальный спутник земли

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании и разработке искусственных спутников, выводимых на эллиптические орбиты высотой от 200 до 700 км. Согласно изобретению габаритно-массовые и аэродинамические характеристики спутника выбраны в зависимости от высоты перигея и начального эксцентриситета (более 0,02) рабочей орбиты, а также заданного времени существования спутника. Данные характеристики обеспечивают спутнику баллистический коэффициент, верхняя граница которого определяется из специального соотношения. В последнее введены относительные предельно-допустимые случайные вследствие технологических погрешностей отклонения коэффициента аэродинамического сопротивления и массы (веса) спутника. Изобретение направлено на расширение эксплуатационных возможностей спутника путем исключения его досрочного спуска с рабочей орбиты вследствие торможения атмосферой. 2 табл., 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники, преимущественно к низкоорбитальным спутникам Земли, и может быть использовано при проектировании и разработке околоземных спутников, осуществляющих движение в диапазоне высот от 200 до 700 км при заданном времени физического существования спутника, в течение которого он под воздействием сопротивления воздуха не перейдет на траекторию спуска с вытянутых рабочих орбит, имеющих эксцентриситет более 0,02, где аэродинамическое торможение спутника происходит главным образом в районе перигея орбиты.

Известен космический аппарат, функционирующий преимущественно на круговых орбитах с высотой 500-700 км, где влияние сопротивления атмосферы на движение аппарата существенно (см. , например, Борзов B.C., Вавилов Б.А., Фетисов В. А. Государственный ракетный центр "КБ им. академика В.П.Макеева" RU МПК6 B 64 G 1/34 заявка N 96114082/28 от 10.07.96 г. Бюл. N 30 27.10.98 "Способ и устройство для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника Земли").

Недостатком известного космического аппарата является то, что при функционировании на орбитах, где влияние атмосферы на движение аппарата существенно, он практически ликвидирует это влияние только на движение аппарата вокруг своего центра масс, не затрагивая при этом процесс торможения самого центра масс, обусловленный сопротивлением атмосферы движению аппарата на низких высотах.

Наиболее близким аналогом, заявленного спутника является низкоорбитальный спутник, габаритно-массовые характеристики которого функционально связаны с временем физического существования спутника при движении на вытянутых рабочих орбитах, где эксцентриситет орбиты более 0,02 (см. М.К.Тихонравов, И.К.Бажинов, О.В. Гурко и др. Основы теории полета и элементы проектирования искусственных спутников Земли. М., Машиностроение, 1974 г., стр. 198-201, формула (3.209)).

Известная функциональная связь габаритно-массовых характеристик спутника-аналога с временем его физического существования на низких орбитах не учитывает предельно-возможных случайных отклонений аэродинамических и габаритно-массовых характеристик спутника, обусловленных технологическими погрешностями изготовления, что приводит к неадекватности баллистического коэффициента спутника требуемому времени физического существования его на заданной орбите, т.е. может произойти досрочный спуск спутника с рабочей орбиты вследствие естественного аэродинамического торможения спутника в основном районе перигея рабочей орбиты, что в итоге приводит к снижению его функционально-эксплуатационных возможностей.

Техническим результатом при использовании предложенного спутника является расширение функционально-эксплуатационных возможностей низкоорбитального спутника Земли путем исключения его досрочного спуска с заданной орбиты за счет адекватного (времени физического существования на орбите) выбора баллистического коэффициента спутника с учетом предельно-возможных случайных отклонений аэродинамических и габаритно-массовых параметров спутника, обусловленных технологическими погрешностями при его изготовлении.

Сущность изобретения состоит в том, что низкоорбитальный спутник Земли, габаритно-массовые характеристики которого функционально связаны с временем физического существования спутника на низковысотных вытянутых орбитах, в зависимости от заданной высоты перигея ( h ), начального значения эксцентриситета ( e₀ ) рабочей орбиты и требуемого времени физического существования спутника на рабочей орбите (K) он имеет габаритно-массовые и аэродинамические характеристики (с учетом их предельно-допустимых случайных отклонений), которые обеспечивают ему величину баллистического коэффициента (b) не более значения, определяемого по следующему соотношению: где C, G - относительные предельно-допустимые случайные отклонения коэффициента аэродинамического сопротивления и веса спутника от номинальных значений, e₀ - начальное значение эксцентриситета рабочей орбиты спутника, h - высота перигея рабочей орбиты спутника, км; K - требуемое время физического существования спутника на рабочей орбите, количество лет.

При выводе соотношения (1), устанавливающего функциональную связь между баллистическим коэффициентом спутника (b) и параметрами C(G) , e₀, h и K, была использована зависимость (3.209) и параметры атмосферы, для модели М-3, пригодной для рабочих орбит спутников на высотах от 140 до 700 км (см. М.К.Тихонравов, И.К.Бажинов, О.В.Гурко и др. Основы теории полета и элементы проектирования искусственных спутников Земли, М., Машиностроение", 1974., стр.155, 201).

По сравнению с ближайшим спутником-аналогом предлагаемый низкоорбитальный спутник обладает лучшими функционально-эксплуатационными возможностями, т. к. его баллистический коэффициент (с учетом предельно-допустимых случайных отклонений от номинальных значений его габаритно-массовых характеристик) исключает досрочный спуск спутника с вытянутой рабочей орбиты при существовании естественного аэродинамического торможения в диапазоне рабочих высот от 140 до 700 км.

Для пояснения технической сущности предлагаемого изобретения на чертеже показан характер изменения относительной предельно-допустимой величины баллистического коэффициента ( ) в зависимости от начального значения эксцентриситета (e₀) рабочей орбиты для одного из разрабатываемых в ГРЦ малых низкоорбитальных коммерческих спутников.

Основные параметры спутника, необходимые для определения по соотношению (1) относительной предельно-допустимой величины баллистического коэффициента ( ) в зависимости от начального значения эксцентриситета рабочей орбиты, приведены в таблице 1.

Из графика на чертеже видно, что по мере увеличения начального значения эксцентриситета (e₀) рабочей орбиты спутника от 0,02 до 0,1 возрастание относительной предельно-допустимой величины баллистического коэффициента ( ) носит параболический характер.

В таблице 2 приведены значения предельно-допустимого баллистического коэффициента спутника (b) для K= 0,5 с учетом данных таблицы 1, которые обеспечивают физическое существование спутника не менее полгода на рабочих орбитах с начальным эксцентриситетом от 0,02 до 0,1.

Проведенные исследования показали, что габаритно-массовые и аэродинамические характеристики спутника обеспечивают ему требуемое время физического существования на заданной вытянутой рабочей орбите в случае, если баллистический коэффициент его будет иметь значения не выше кривой приведенной на чертеже, т.е. будет внутри заштрихованной области.

Предлагаемый низкоорбитальный спутник Земли по сравнению с известными техническими решениями обладает более широкими функционально-эксплуатационными возможностями вследствие исключения досрочного спуска с орбиты при естественном аэродинамическом торможении на вытянутых рабочих орбитах с эксцентриситетом не менее 0,02, где сопротивление атмосферы может оказать существенное влияние на движение центра масс спутника.

Формула изобретения

Низкоорбитальный спутник Земли, имеющий габаритно-массовые характеристики, функционально связанные с временем физического существования спутника на низкочастотных вытянутых орбитах, отличающийся тем, что указанные габаритно-массовые, а также аэродинамические характеристики спутника выбраны в зависимости от заданной высоты перигея и начального значения эксцентриситета (e₀) рабочей орбиты с обеспечением величины баллистического коэффициента, определяемой из соотношения где b - баллистический коэффициент спутника, м³/(кгс c²); C, G - относительные предельно-допустимые случайные отклонения от номинальных значений соответственно коэффициента аэродинамического сопротивления и веса спутника;
K - требуемое время физического существования спутника на рабочей орбите, годы;
h - высота перигея рабочей орбиты спутника, км.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3