Характеристики орбит нано- и микроспутников.

Микроспутники имеют полную массу от 10 до 100 кг (иногда термин применяется и к немного более тяжелым аппаратам).

Наноспутники имеют массу от 1 кг до 10 кг. Часто проектируются для работы в группе («swarm» — рой), некоторые группы требуют наличия более крупного спутника для связи с Землёй.

Экваториальная орбита - крайний случай орбиты, когда наклонение "i" = 0° (см. рис. 4). В этом случае прецессия и поворот орбиты будут максимальны - до 10°/сутки и до 20°/сутки соответственно. Ширина полосы видимости спутника, которая расположена вдоль экватора, определяется его высотой над поверхностью Земли. Орбиты с малым наклонением "i" часто называют "около экваториальными".

Полярная орбита - второй крайний случай орбиты, когда наклонение "i" = 90° (см. рис. 5). В этом случае прецессия орбиты отсутствует, а поворот орбиты происходит в сторону, обратную относительно вращения ИСЗ, и не превышает 5°/сутки . Подобный полярный ИСЗ последовательно проходит над всеми участками поверхности Земли. Ширина полосы видимости спутника определяется его высотой над поверхностью Земли, но спутник рано или поздно можно увидеть из любой точки. Орбиты с наклонением "i", близким к 90°, называют "приполярными".

Низкоорбитальными ИСЗ (НОС (рус.), рис. 8, а) обычно считаются спутники с высотами от 160 км до 2000 км над поверхностью Земли [5]. Такие орбиты (и спутники) в англоязычной литературе называют LEO (от англ. "Low Earth Orbit"). Орбиты LEO подвержены максимальным возмущениям со стороны гравитационного поля Земли и её верхней атмосферы. Угловая скорость спутников LEO максимальна - от 0,2°/с до 2,8°/с, периоды обращения от 87,6 минут до 127 минут.

Среднеорбитальными ИСЗ (СОС (рус.), или "MEO" - от англ. "Medium Earth Orbit") обычно считаются спутники с высотами от 2000 км до 35786 км над поверхностью Земли. Нижний предел определяется границей LEO, а верхний - орбитой геостационарных спутников (см. ниже). Эту зону в основном "заселяют" спутники навигации (ИСЗ "NAVSTAR" системы "GPS" летают на высоте 20200 км, ИСЗ системы "ГЛОНАСС" - на высоте 19100 км) и связи, которые покрывают полюса Земли [6]. Период обращения - от 127 минут до 24 часов. Угловая скорость - единицы и доли угловой минуты в секунду.

Элементы орбиты спутников.

Орбитальные элементы — набор параметров, задающих траекторию движения небесного тела.

Одной из задач небесной механики является определение орбит небесных тел. Для задания орбиты спутника планеты, астероида или Земли используют так называемые орбитальные элементы. Они отвечают за задание базовой системы координат (точка отсчёта, оси координат), форму и размер орбиты, её ориентацию в пространстве и момент времени, в который небесное тело находится в определённой точке орбиты. В основном, используются два способа задания орбиты (при наличии системы координат)[1]:

при помощи векторов положения и скорости;

при помощи орбитальных элементов.

Кеплеровы элементы орбиты

Элементы орбиты

Традиционно, в качестве элементов орбиты используют шесть величин, получивших название кеплеровых:

большая полуось (a);

эксцентриситет (e);

наклонение (i);

аргумент перицентра (ω)

долгота восходящего узла (☊);

средняя аномалия (Mo).

Аномалия (в небесной механике) — угол, используемый для описания движения тела по эллиптической орбите. Термин аномалия впервые введён Аделардом Батским при переводе на латынь астрономических таблиц Аль-Хорезми «Зидж» для передачи арабского термина аль-хеза («особенность»).

Истинная аномалия v представляет собой угол между радиус вектором и направлением на перицентр.

Средняя аномалия (обычно обозначается M) — для тела, движущегося по невозмущённой орбите, — произведение его «среднего движения» и интервала времени после прохождения перицентра. Таким образом, средняя аномалия — угловое расстояние от перицентра гипотетического тела, движущегося с постоянной угловой скоростью, равной среднему движению.

Эксцентрическая аномалия (обозначается E) — параметр, используемый для выражения переменной длины радиус-вектора r.

В небесной механике, аргумент широты (u) — угловой параметр, который определяет положение тела, движущегося вдоль кеплеровой орбиты. Это сумма часто используемых истинной аномалии и аргумента перицентра, образующая угол между радиус-вектором тела и линией узлов. Отсчитывается от восходящего узла по направлению движения.

аргумент широты;

истинная аномалия;

аргумент перицентра.

11. Назначение и состав университетских нано и микроспутников.

1. Подсистема энергоснабжения

Источники электрической энергии; накопители электрической энергии; распределение электрической энергии; регулирование и контроль энергоснабжения.

2. Подсистема контроля и управления ориентацией и стабилизацией

Режимы управления и требования к подсистеме, выбор типа управления ориентацией космического аппарата, количественная оценка внешних возмущений, выбор типа и определение параметров аппаратуры подсистемы контроля и управления ориентацией, определение алгоритмов управления.

3. Подсистемы телеметрического контроля

4. Подсистема связи

Требования к подсистеме связи, проектирование подсистемы связи.

5. Подсистема наведения и навигации

Процесс определения проектного облика подсистемы; системы определения параметров орбиты космического аппарата; поддержание и коррекция орбиты космического аппарата; определение проектного облика автономной системы наведения и навигации.

6. Подсистема терморегулирования

Компоненты подсистемы терморегулирования; проектирование подсистемы терморегулирования; теоретические основы исследований теплового режима; процесс предварительного проектирования подсистемы терморегулирования; детали проектирования подсистемы терморегулирования.

7. Конструкция и механизмы

Конструктивные требования; компоновка и выбор конфигурации подсистем космического аппарата; варианты проекта космического аппарата; философия и критерии конструкторского проектирования; предварительное определение характеристик элементов конструкции; методы анализа упругости и напряжений в конструкции; пример задачи разработки конструкции; механизмы и разворачиваемые в космосе конструкции.

12. Состав полезной нагрузки университетских нано и микроспутников.

ОЭК предназначен для преобразования изображения подстилающей поверхности в последовательный цифровой информационный поток. Разрешение: 25 м, спектральных каналов: четыре. В состав ОЭК входят 2 камеры, механически идентичные, 2 спектральных канала каждая, сопрягаются в единый блок. Для информационного сопряжения с СПИ одна из камер является ведущей, вторая- ведомой.

СПИ предназначена для передачи изображения подстилающей поверхности в вещательном режиме. Рабочая частота излучения 8192 МГц (Х- диапазон).

1. Система сбора научной информации. Подсистема управления и обработки данных

Общие сведения о подсистеме управления и обработки данных; процесс системного проектирования подсистемы управления и обработки данных.

Влияние требований проекта и других подсистем на облик подсистемы контроля и управления ориентацией.

Направление стрелок обозначает предъявление требований от одной подсистемы космического аппарата к другой.

13. Режимы полета университетских нано и микроспутников.

1. Успокоение КА после выведения на орбиту.

2. Трехосная ориентация КА на освещенном участке орбиты с ориентацией ФП СЭП на Солнце при углах Солнца над местным горизонтом < 15°.

3. Ориентацию оси визирования ОЭК в выбраный район наблюдения на освещенной стороне Земли при углах Солнца на горизонтом 15...90°. Возможность тангажного отслеживания изучается *.

4. Ориентацию оси визирования СПИ в направлении НППЦИ.

5. Сброс остаточного кинетического момента и невозмущенное поддержание ориентации на теневом участке орбиты.

6. Программные развороты КА по всем трем осям для ориентации двигательной установки (ДУ) КА.

7. Поддержание ориентации КА во время работы двигательной установки в условиях действия возмущений.

8. Восстановление ориентации КА в нештатных ситуациях.

14. Состав служебных подсистем университетских нано- и микроспутников.