Патент на изобретение №2167790

(54) НИЗКООРБИТАЛЬНЫЙ СПУТНИК ЗЕМЛИ

(57) Реферат:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании и разработке искусственных спутников, выводимых на орбиты высотой от 200 до 700 км. Согласно изобретению габаритно-массовые и аэродинамические характеристики спутника выбраны в зависимости от высот апогея и перигея рабочей орбиты, а также заданного времени существования спутника. Данные характеристики обеспечивают величину баллистического коэффициента спутника, верхняя граница которой 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. 1 ил., 2 табл.

Изобретение относится к области космической техники, преимущественно к низкоорбитальным спутникам Земли, и может быть использовано при проектировании и разработке околоземных спутников, осуществляющих движение на орбитах с малым эксцентриситетом (менее 0,02) в диапазоне высот от 200 до 700 км при заданном времени физического существования спутника на рабочей орбите, в течение которого он под воздействием сопротивления воздуха не перейдет на траекторию спуска.

Известен космический аппарат, функционирующий 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 МПК 6 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 орбитах с малой эллиптичностью и круговых орбитах (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. 202-204, формула (3.212)).

Известная функциональная связь габаритно-массовых характеристик спутника-аналога (через его баллистический коэффициент) с временем его физического существования на низких орбитах не учитывает предельно-возможных случайных отклонений аэродинамических и габаритномассовых характеристик спутника, обусловленных технологическими погрешностями при его изготовлении, что приводит к неадекватности баллистического коэффициента спутника к требуемому времени физического существования его на заданной орбите, т.е. произойдет досрочный спуск спутника с орбиты путем естественного аэродинамического торможения, 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 в низкоорбитальном спутнике Земли, габаритно-массовые характеристики которого через его баллистический коэффициент функционально связаны с временем физического существования спутника на низковысотных круговых или малоэллиптичных орбитах, в нем в зависимости от заданной высоты апогея (h_a) и перигея (h) рабочей орбиты и требуемого времени физического существования спутника на рабочей орбите (К) спутник 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) – относительное предельно-допустимое случайное отклонение от номинального значения коэффициента аэродинамического сопротивления (веса) спутника соответственно;
К – требуемое время физического существования спутника на рабочей орбите, количество лет;
h_a(h) – высота апогея (перигея) рабочей орбиты спутника соответственно, км.

При выводе соотношения (1), устанавливающего функциональную связь между баллистическим коэффициентом спутника (b) и параметрами C(G), К и h_a(h) была использована аналитическая зависимость (3.212) и параметры атмосферы для модели М-З, пригодной для рабочих орбит спутника 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 г., стр. 155, 203).

По сравнению с ближайшим спутником-аналогом предлагаемый низкоорбитальный спутник обладает лучшими с функционально-эксплуатационными возможностями, т.к. его баллистический коэффициент (с учетом предельно-допустимых случайных отклонений от номинала его габаритно-массовых характеристик) исключает досрочный спуск спутника с 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 средней высоты 0,5 (h_a+h) рабочей орбиты для одного из разрабатываемых в ГРЦ “КБ им. академика В.П. Макеева” малых низкоорбитальных коммерческих спутников.

Основные параметры спутника, необходимые для определения по соотношению (1) относительной предельно-допустимой величины баллистического коэффициента в зависимости от средней высоты рабочей орбиты, приведены в табл. 1 и 2.

Предлагаемый низкоорбитальный спутник Земли по сравнению с известными техническими решениями обладает более широкими функционально-эксплуатационными возможностями путем исключения досрочного спуска с орбиты при естественном аэродинамическом торможении на рабочих орбитах со средней высотой от 200 до 700 км, где сопротивление атмосферы может оказать существенное влияние на движение центра масс спутника.

Формула изобретения

Низкоорбитальный спутник Земли, имеющий габаритно-массовые характеристики, функционально связанные через его баллистический коэффициент с временем физического осуществления спутника на низких круговой или слабоэллиптической орбитах, отличающийся тем, что указанные габаритно-массовые, а также аэродинамические характеристики спутника выбраны в зависимости от высот апогея и перигея рабочей орбиты с обеспечением величины баллистического коэффициента, определяемой из соотношения

где b – баллистический коэффициент спутника, [м³/(кгс с²)];
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_a, h – высота апогея и перигея рабочей орбиты спутника соответственно, [км].

РИСУНКИ

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 22.02.2003

Номер и год публикации бюллетеня: 10-2004

Извещение опубликовано: 10.04.2004