СПОСОБ УДЕРЖАНИЯ ГЕОСТАЦИОНАРНОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ЗАДАННОЙ ОРБИТАЛЬНОЙ ПОЗИЦИИ

Способ удержания геостационарного космического аппарата (КА) на заданной орбитальной позиции, включающий определение требуемого угла отклонения вектора тяги двигателя от нормали к орбите в плоскости рысканья исходя из обеспечения заданной точности исполнения коррекции периода обращения космического аппарата и требуемых изменений за коррекцию трансверсальной и ортогональной составляющих вектора скорости космического аппарата, задание отклонения направлений векторов тяги двигателей, расчет длительности работы двигателей по формулам:
1
2
где τ, τ - длительности работы двигателей, с;
n
J, Jτ - импульсы тяги, требуемые для коррекций соответственно вектора наклонения орбиты и периода обращения КА, Н·с;
1
2
F, F - тяги двигателей, Н;
1
2
θ, θ - углы отклонения векторов тяги двигателей от нормали к плоскости орбиты в плоскости рысканья по наименьшей дуге, и проведение коррекции парой двигателей, установленных по разные стороны от нормали к орбите, для чего производят последовательно их включения на расчетные длительности работы, отличающийся тем, что прикладывают проверочное воздействие к корпусу КА путем включения двигателя; измеряют значения анодного тока и напряжения на электродах плазменного двигателя в процессе приложения проверочного и корректирующего воздействий; осредняют полученные значения на всем интервале измерения; рассчитывают тягу при приложении корректирующего воздействия по зависимости:
i
где F - тяга двигателя с i-м условным номером, Н;
½
- коэффициент трансформации, Н/a·b;
тест
индекс "" относится к проверочным определениям тяги двигателей коррекции;
i
I - среднее значение анодного тока, a;
i
U - среднее значение напряжения на электродах, b;
определяют номинальную зависимость сидерического периода обращения после коррекции удержания от текущего положения КА по долготе относительно центра орбитальной позиции; переустанавливают в инерциальном пространстве контрольную по периоду обращения плоскость, перпендикулярную плоскости экватора, проходящую через середину предстоящего текущего активного участка орбиты КА; на каждом шаге удержания передают в систему автономной навигации время середины активного участка и придают ей функцию определения по данным траекторных измерений фактического сидерического периода обращения как разность последовательных моментов пересечения КА этой плоскости; если фактические сидерические периоды обращения расходятся с прогнозируемыми периодами более чем на величину максимальной ошибки определения и прогнозирования периода, переходят в неавтономный режим удержания и планируют проверочные включения двигателей для уточнения коэффициентов трансформации силы тока и напряжения в тягу двигателя; и посредством всей совокупности коррекций вызывают и поддерживают устойчивый центростремительный эффект эволюции КА на орбитальной позиции.