Константинов М.С., Каменков Е.Ф., Перелыгин Б.П., Безвербый В.К. Механика космического полета (1989) (1246269), страница 31
Текст из файла (страница 31)
Это меньше межвиткового смещения трассы. Следовательно, с помощью одного ИСЗ «Метеор-2» нельзя осматривать всю поверхность Земли без пропусков в экваториальной зоне. Такой трудности не возникает, если использовать систему двух или трех спутников, разнесенных по долготе восходящего узла. Управление системой спутников является непростой задачей. Если мы вспомним о вековых возмущениях орбиты, то ряд причин (например, разная высота орбит) могут привести к деформации построенной системы спутников. Последнее может привести к тому, что один спутник не будет дополнять информацию другого, будет снимать те же области. Чтобы этого не происходило, проводят коррекцию орбит спутников.
Например, на спутнике «Метеор», запущенном в 1971 году, коррекцией орбиты с помощью ионно-плазменного двигателя была увеличена высота его полета на 16,5 км. Это позволило довести количество витков, совершаемых им в течение суток, до 14. Последнее дало возможность осуществлять съем метеоинформации с одних и тех же районов Земли почти в одно и то же время суток, что очень удобно для прогноза погоды и организации работ по обслуживанию системы.
С аппаратурой спутников серии «Метеор», организацией приема с ннх информации, процессом обработки информации можно познакомиться в (581. Там же представлена сводная таблица характеристик запусков ИСЗ метеорологической системы «Метеор». При анализе этой таблицы обращает на себя внимание то, что с 1977 г. в этой системе появились спутники, имеющие наклонение около 98'. Орбита, на которую выводятся эти спутники («Метеоры-28,-29,-30»), называется солнечно-синхронной (иногда гелиостационарной).
Наклонение орбиты этих спутников выбрано так, чтобы угловая скорость векового ухода восходящего узла орбиты была равна угловой скорости радиуса-вектора Земли относительно Солнца, т. е. была равна одному обороту за год. Если это условие выполняется, то относительно направления Солнца — Земля плоскость орбиты спутника оказывается примерно в одном положении. Это обстоя- 151 тельство иллюстрируется на рис. 3.17. На нем представлена орбита Земли, в точке С находится Солнце, и для нескольких положений Земли отмечен след плоскости орбиты гелиостационарного спутника. Выбран один из частных случаев такой орбиты, когда Солнце всегда принадлежит плоскости орбиты ИСЗ.
Ясно, что на рассмотренной орбите условия освещенности от витка к витку строго повторяются, что дает возможность четкого планирования метеорологической информации и наблюдения в одно и то же местное время. Прецессии орбиты таких ИСЗ в основном связана со сжатием Земли по полюсам и зависит (3.69) от высоты орбиты и ее наклонения. Таким образом, величина наклонения солнечно-синхронной орбиты выбирается в строгой зависимости от высоты полета ИСЗ. Наклонение тем больше, чем выше его орбита.
Для ! «Метеоров» высота орбиты 630— 650 км, наклон должен быть около 98'. Для американских метеорологических спутников НОАА, имеющих высоты орг бит около 1500 км, угол наклона составляет 115 †1'. Таким образом, в главе рассмотрена теория движения ИСЗ, проанализированы основные возмущающие фак~леии "р'и"- торы, действующие на спутник, описасии орбиты гелиостииионы орбиты спутников различного назначения. глАВА 4 ДИНАМИКА И МЕТОДЫ РАСЧЕТА ОРБИТАЛЬНЫХ СИСТЕМ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ Изучение методов анализа невозмущенного движения (задача двух тел, см.
гл. 2) и движения искусственных спутников Земли с учетом основных возмущающих сил (см. гл. 3) позволяет перейти к рассмотрению прикладных задач расчета систем космических аппаратов. Освоение околоземного космического пространства в научных в народнохозяйственных целях последовательно проходило через этапы запуска и получения информации от единичных спутников до создания систем спутников — связных, метеорологических, навигационных и др.
Некоторые вопросы выбора параметров орбит единичных спутников и уже созданных и эксплуатируемых систем спутников различного назначения кратко были рассмотрены в разделе кВыбор орбиты ИСЗ» гл. 3. В данной главе рассматриваются вопросы динамики и методов расчета систем спутников, которые в зависимости от конкретного назначения должны иметь определенное геометрическое построение как мем<ду отдельными объектами, так и относительно некоторых опорных точек земной поверхности. 4.1. КИНЕМАТИЧЕСКИЕ ЭЛЕМЕНТЫ СИСТЕМЫ СПУТНИКОВ Под орбитальной' космической системой будем понимать группу (два и более) аппаратов, взаимодействующих между собой и наземными станциями. В соответствии с данным определением это могут быть системы метеорологических, связных, навигационных, обслуживающих (инспектирующих, транспортных) спутников.
В качества конкретных примеров реализации спутниковых систем можно указать навигационное обеспечение авиационного, морского и наземного транспорта спутниковыми радионавигационными системами. Спутниковая система позволяет за короткий интервал времени определить координаты транспортного средства с точностью нескольких десятков метров. Дальнейшее развитие идей глобальной непрерывной и одномоментной навигации с помощью спутниковой системы связано с определением трех координат и трех составляю- 153 7 1цих скоростей, что требует обеспечение одновременной видимости в любой точке земной с поверхности 3 — 4 спутников ~, под углами над местным горизонтом превышающими 7 ...
10'. При этом накладываются и ограничения на условия нас хождения спутников в разаэ(с са) у ных плоскостях и на взаимные углы визирования, ббльшие 15... 20'. Примером такой системы является сеть из 24 Рис. 4.1. Угловые параметры орбиты а геоиеитрической системе коорлииат спутников, координированно движущихся по круговым орбитам, высотой 20000 км, лежащих в трех пересекающихся плоскостях (по 8 спутников в каждой) с наклонением 63' [59].
Г1оэтому проблемами создания любой орбитальной системы, кроме приборной реализации, являются как само орбитальное построение системы, так и обеспечение определенной «геометрии» системы и устойчивости этой системы в процессе эксплуатации. Более подробно с вопросами динамики и принципом построения орбитальных систем можно ознакомиться в [5, 59]. В зависимости от конкретных задач, выполняемых данной системой, она характеризуется определенными параметрами, некоторые из которых в процессе функционирования изменяются. Это, в свою очередь, характеризует орбитальную систему как динамическую, поведению которой присущи определенные закономерности. Система из Лг спутников как динамическая система характеризуется й1 орбитами; движение каждого спутника, в свою очередь, определяется параметрами своей орбиты.
В процессе функционирования относительное положение аппаратов будет зависеть от параметров орбит, начальных условий и действующих сил. В качестве параметров орбит будем рассматривать введенные в гл. 2 элементы р, е, й а), ы, 1„ как функции независимой переменной времени г илн аргумента широты и (рис. 4.1). Система дифференциальных уравнений, описывающих изменение элементов орбиты, приведена в гл. 3 [(3.44) нли (3.53) ].
При наличии в орбитальной системе йг спутников их координаты и составляющие скорости относительно друг друга н относительно геоцентрнческой системы координат определяются в общем случае совокупностью 6М функций времени: 1, (8), Г); (1), р; (1), е, (Ю), «т, (1), дй (1) (1 = 1, 2, ..., М). 154 Число функций 6У является максимальным и может быть уменьшено, если на все или часть параметров системы накладываются дополнительные кинематические ограничения (одинаковые взаимные угловые расстояния в плоскости орбиты, одинаковые наклонения орбит и т.
д.). Под кинемагачеекими элементами орбитальной системы спутников будем понимать определенные соотношения, зависящие от элементов орбит спутников. Эти соотношения различны в зависимостн от конкретных задач, решаемых данной орбитальной системой. Ниже рассматриваются эти соотношения для некоторых характеристик кинематических элементов. 1. В ы с о т а п о л е т а. Определим высоту полета спутника над земным эллипсоидом в направлении геоцентрического радиуса (см.
рис. 4.1) Ь = — Р„(! — а япс <р), 1+есозб (4.1) где геоцентрическая широта ф определяется по теореме си- нусов из сферического треугольника або яп~р=япиз|п1, и постоянные для референц-эллипсоида Ф. Н. Красовского равны (91 И,,= 6378246 м, сс=— 298,3 Формула (4.1) дает погрешность по высоте не более О,1 км. Для модели сферической Земли со средним радиусом !с4 = =63?1 км эта погрешность достигает 14 км. 2. Подспутннковая точка. Подспутниковая точка (см. рис. 4.1) определяется долготой Х, геоцентрической широтой ч~ или геодезической широтой ср,. Названные широты связаны соотношением !я ср = (1 — а)' !д <р„, которое, с учетом малости а, может быть записано в виде ~р„— ср = а яп 2ср, что приводит для модели сферической Земли к наибольшей ошибке в определении координат при ~р=46' для низких орбит порядка 2...3 км.
3. Т р а с с а с п у т н и к а. Каждому моменту времени соответствует своя подспутниковая точка, а геометрическое место этих точек образует трассу движения спутника на земной по. верхности. Трассу можно рассчитать либо непосредственным численным интегрированием уравнений движения в сферичес- 155 кой системе координат г, гр, Л, либо преобразованием по формулам (3.42) элементов орбиты из системы (3.44). Трасса начинается в какой-то начальный момент времени Ьн но для простоты построения и анализа трассы удобно в качестве начального момента времени взять время прохождения восходящего узла орбиты га.
Промежуток времени между двумя последовательными прохождениями плоскости экватора в восходящих узлах называется драконическим периодом обращения Та, который может быть вычислен при интегрировании системы дифференциальных уравнений (3.44), когда аргумент широты меняется от 0 до 360'. В общем случае алгоритм расчета трассы спутника, движущегося по эллиптической орбите, приводится в равд. 3.7. Ниже для анализа таких понятий как межвитковый сдвиг, суточный сдвиг трассы, квазисинхронность орбит рассматриваются круговые орбиты невозмущенного движения, тем более, что для определения этих понятий в певозмущенном движении главным является период орбиты. За независимую переменную в этом случае естественно принять аргумент широты, линейно зависящий от времени.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
