Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
В настоящее время распределение функционирующих космических аппаратов (КА) вдоль геостационарной орбиты (ГСО) является неравномерным [1], что означает близкое, т. е. в пределах доли градуса, расположение точек стояния по отношению друг к другу. Эта ситуация осложняется разными стратегиями поддержания орбитальной позиции и тенденцией к появлению спутниковых групп. В результате рабочие области разных КА могут пересекаться или совпадать. Таким образом, выявление факта опасных сближений объектов и разработка схем уклонения от столкновений являются актуальными задачами, особенно с учетом ограниченного ресурса ГСО [2].
КА «Луч-5В», удерживаемый в диапазоне долготы 95 ± 0,2º, совершал суточно-периодические колебания, напоминавшие петлю. Орбита аппарата имела достаточно высокое для ГСО наклонение. В «наивысшей» точке он отдалялся от плоскости экватора на расстояние около 3000 км. Управление аппаратом происходило по предельной фазовой траектории путем варьирования значения большой полуоси орбиты [3]. Периодичность исполнения маневров хорошо соответствовала классической для ГСО схеме поддержания, параметры которой могут быть оценены аналитически. На фоне суточных колебаний КА относительно точки стояния был заметен общий периодический тренд. Идентификация маневров коррекции основывалась на скачкообразном изменении эксцентриситета орбиты одновременно с изменением ее большой полуоси. Однако эти маневры не изменяли характер общего эволюционного движения, поэтому был сделан вывод о том, что вектор эксцентриситета, как и остальные элементы орбиты, не являлся параметром управления. Следовательно, КА «Луч-5В» управлялся по предельной фазовой кривой [4], в процессе управления которой корректируют скорость дрейфа КА вдоль ГСО в сторону номинальной точки стояния. Для такой стратегии управления существуют методики расчёта величин импульсов скорости и времени их исполнения [5].
Рабочие области КА SES-8 и NSS-6 полностью совпадали, аппараты удерживались в диапазоне 95 ± 0,04º, наклонение их орбит было близким к нулю. В качестве главного параметра управления выступал вектор эксцентриситета орбиты. Это заметно при отображении совместного движения этих КА в координатах (ex, ey). У данного метода есть множество вариаций, имеющих общее принципиальное сходство: корректируя эволюционное изменение векторов эксцентриситета можно обеспечить гарантированное минимальное расстояние между объектами [6]. Метод позволяет эффективно обеспечивать безопасное относительное движение в ограниченной области пространства, однако требует постоянной координации действий операторов КА.
По итогам анализа существующих схем безопасной коллокации были разработаны критерии выбора стратегии поддержания для выведения нового космического аппарата на ГСО:
При полном отсутствии информации о схемах поддержания орбиты «смежных» спутников наиболее безопасной представляется стратегия своевременного прогнозирования опасных сближений и уклонения от них. Поэтому для космического аппарата, имеющего общую рабочую область с другими независимо управляемыми спутниками, была предложена схема расчета маневров уклонения. В ее основе лежит разведение объектов вдоль орбиты за счет исполнения трансверсального импульса скорости за несколько витков до предполагаемого момента столкновения. Альтернативой является маневр, исполняемый за полвитка или за полтора витка до момента столкновения и обеспечивающий уклонение по высоте. Во втором варианте могут применяться и радиальные импульсы скорости, которые вследствие своей малости не изменяют период орбиты, однако менее эффективны с энергетической точки зрения [7].
