Для визначення координат нової перманентної GPS-станції UZHL використано спостереження GPS-супутників на перманентних станціях UZHL, GLSV та POTS з 8 до 10 лютого 1999 р.

Розглянуто можливість застосування розширеного правила Тіціуса - Боде для визначення орбіт супутників планет. Виявлено аналогію цих супутникових систем і структури атомів: Землі - водню, Марса - гелію, Юпітера - вуглецю, Сатурна - неону, Урана - азоту, Нептуна - кисню, що відповідає кількісному розподілу елементів у Всесвіті. Зроблено висновок про існування невідомих загальних закономірностей самоорганізації мікро- і макросистем.

Розглянуто проблему використання комбінованого ракетно-аеродинамічного маневру для переведення космічного апарата з гіперболічної траєкторії на орбіту штучного супутника Марса при одночасній зміні кута нахилу площини руху на атмосферній ділянці. Запропоновано методику визначення закону керування, що мінімізує витрати палива на формування нової орбіти.

Розглядається задача визначення моментів інерції штучних супутників Землі (ШСЗ) за інформацією навігаційної системи. Відзначено принципову можливість її вирішення при гіросиловому управлінні обертанням супутника. Розроблено методику та алгоритм розв'язання задачі. Наведено рекомендації щодо практичного використання методики.

Розглядається аеродинамічне маневрування з метою зниження затрат при переведенні космічного апарату із геперболічної траєкторії на орбіту штучного супутника Марса з некомпланарною траєкторією. Для цієї атмосферної ділянки запропоновано методику визначення закону оптимального керування.

Разработана математическая модель движения "обобщенного" спутника системы космической связи на интервале видимости. Эта модель удобна для оценки ошибок программного наведения наземной антенны на любой из спутников системы, если параметры орбит спутников различаются только значениями долготы восходящего узла и времени прохождения перигея. Предложены модели ошибок программного наведения наземной антенны на "обобщенный" спутник.

Індекс рубрикатора НБУВ: О643

Рубрики:

Штучні супутники

Шифр НБУВ: Ж14846 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Досліджено залежність від проектних параметрів тривалості побудови групи із основного та відокремлюваного від нього допоміжного супутників Землі в околі однієї орбіти та інтервалу часу до першої корекції відстані між ними.

Рассмотрена проблема прогноза механических "конфликтов" (столкновений) между искусственными спутниками Земли, которая ввиду значительных темпов роста числа орбитальных космических аппаратов становится все более острой. Для тех случаев, когда необходимы "быстрые" методики, решение задачи на основе моделирования движения космических тел не всегда рационально. Предложена методика "быстрого" прогноза механических конфликтов. Решение сводится к нахождению участков кеплеровых орбит спутников (опасных участков), которые находятся друг от друга на расстоянии, опасном с точки зрения возможности возникновения конфликтов. Опасные участки определяются с учетом возможных отклонений спутников от номинальных положений. Далее, основываясь на периодичности движения спутников, определяются отрезки времени движения по этим участкам (опасные отрезки времени). Если какие-либо опасные отрезки времени космических аппаратов, проверяемых на конфликт, перекрываются, полагается возможной конфликтная ситуация.

Наведено наукову програму супутника "Інтербол-3".

Наведено результати експериментальних досліджень міцносних характеристик аміачних теплових труб із алюмінієвого сплаву АД-31 для системи терморегулювання мікросупутника проекту "BIRD".

Розглянуто питання розробки формувача телеметричних кадрів системи збору й обробки наукової інформації для космічних об'єктів відповідно до протоколів Консультативного комітету з космічних інформаційних систем. Описано методи кодування інформації телеметричного кадру, структури кодерів і декодерів, рандомизатора формувача телеметричного кадру, які є достатніми для моделювання формувача телеметричного кадру за допомогою VHDL-проекту з подальшим завантаженням у програмовані логічні схеми XCV 300E-PQ240 і відладкою.

Множинний підхід застосовувався для керування орієнтацією штучного супутника Землі за неповної інформації про його вектор стану. При оцінюванні вектора стану використовувалися додаткові обмеження на значення похибки вимірювань. Комп'ютерне моделювання показало ефективність множинних оцінок.

Наведено просторовий розподіл некерованих об'єктів у зоні геосинхронних супутників, розподіли елементів орбіт цих об'єктів, параметрів відносного руху в разі їх зближення з активними геостаціонарними супутниками (АГС). Досліджено ймовірності зіткнення некерованих об'єктів і ймовірності їх зіткнення з АГС.

Рассмотрена динамика спутника с тросовой системой гравитационной стабилизации в окрестности резонанса между колебаниями спутника и маятниковыми колебаниями системы в целом. Определена максимальная степень устойчивости системы и исследовано влияние изменения параметров на динамику системы в окрестности резонанса. Проведен анализ преимуществ практического использования рассматриваемого резонанса для стабилизации движения спутника.

Описано метод оцінювання та дослідження негравітаційних збурень, що діють на обертання штучного супутника Землі (ШСЗ). Він базується на високоточному визначенні періоду власного обертання й орієнтації некерованих космічних об'єктів. Метод реалізовано за результатами спостережень за ШСЗ серії "Мідас" (висота польоту 3 700 км) і "Метеор" (860 км). Форма супутників є комбінацією циліндра та двох панелей сонячних батарей; у КА "Метеор" ще є параболічна антена.

Розглянуто питання багатокритеріального синтезу параметрично-робастної відмовостійкої електромаховичної системи керування космічним апаратом. Поставлену задачу розв'язано на підставі ЛМН-підходу та подання космічного апарата з можливими відмовами та пертурбаціями у вигляді політопічної моделі. Ефективність запропонованого підходу продемонстровано за допомогою комп'ютерного моделювання мінімально-надлишкової електромаховичної системи керування космічним апаратом.

Рассмотрен численный способ определения возмущений орбит спутников под действием светового излучения при помощи метода численного интегрирования системы дифференциальных уравнений. Принимается во внимание сжатие Земли, а также существование экранированных участков на орбите. Рассмотрены две модели затенения орбиты: цилиндрическая и коническая. Для 1,5 - 2 лет проведено сравнение полученных результатов с существующими аналитическими и полученными из наблюдений спутников-баллонов "Пагеос", "Эхо-1", "Эхо-2", а также оценена погрешность использования двух моделей тени для произвольного спутника.

Для лазерних комунікаційних експериментів з геостаціонарним супутником ARTEMIS (ESA) необхідно виконати певні вимоги для поляризації лазерного випромінювання. Досліджено лінійну поляризацію лазерного працюючого модуля. Перетворено лінійну поляризацію в необхідну вліво - кругову поляризацію з характеристиками, які задовольняють вимогам бортового лазерного комунікаційного терміналу зв'язку супутника ARTEMIS.

Рассмотрен маневр спутника на околокруговой низкой орбите с целью коррекции зависимости аргумента широты от времени, проводимой для согласования движения нескольких космических аппаратов на одной орбите или для уменьшения вероятности столкновения с другим объектом. Предложена методика расчета программы маневра с радиальным направлением силы тяги, постоянной по величине, и двумя активными участками. Расположение активных участков определяется так, чтобы после окончания маневра остались неизменными эксцентриситет орбиты и аргумент перицентра. Установлена зависимость критерия эффективности маневра от заданной величины коррекции аргумента широты и параметров исходной орбиты.