Просматриваются тенденции увеличения числа космических аппаратов на геостационарной орбите, которые приводят к обсуждению актуальной проблемы «космического мусора» и вероятности наложения сеансов близко расположенных на этой орбите других космических аппаратов. Одним из решений является выведение космического аппарата на квази-геостационарную орбиту, параметры которой незначительно отличны от геостационарной орбиты. При этом возникает ряд факторов, связанные с поддержанием устойчивого тракта информации между наземным антенным комплексом и космическим аппаратом.
С точки зрения штатного функционирования антенного комплекса при тракте информации с космическим аппаратом имеем известную диаграмму направленности, через которую с учетом заданного уровня усиления определяется максимальный допустимый угол (Fдоп) между вектором текущего положения космического аппарата относительно пункта приема/передачи информации с заданными геодезическими координатами и вектором геометрического центра положений КА (точка наведения антенного комплекса) на заданном интервале времени.
Условие устойчивого тракта информации между антенным комплексом и космическим аппаратом на орбите, параметры которой незначительно отличны от геостационарной орбиты, определяется соотношением Fдоп>F. Имеем зависимость F от параметров орбиты, таких как наклонение i, эксцентриситет e, аргумент перигея ω и период обращения T.
В ходе исследования выделены существенные факторы возмущенного движения космического аппарата на этой орбите. Суммарно на F имеем влияние параметров, которые необходимо учесть в выработке корректирующего управления из-за факторов (вследствие вековых и периодических возмущений элементов орбиты):
­- прецессии линии узлов дрейфового характера (при наклонении i и эксцентриситете e);
­- изменение долготы дрейфового характера (при отличии периода обращения космического аппарата от звездных суток);
- траектории подспутниковой точки периодического характера (при наклонении i, эксцентриситете e и аргументе перигея ω).
Суточную траекторию подспутниковой точки можно аппроксимировать известной фигурой Лиссажу и математически описать системой уравнений периодического характера, которая лежит в основе способа корректирующего управления антенным комплексом.
При невыполнении вышеуказанного условия необходимо корректирующее управление антенным комплексом, которое заключается в суммарном учете факторов возмущенного движения космического аппарата.
Получены итоговые математические соотношения по расчету гринвичских угловых координат подспутниковой точки с учетом их изменений на текущий момент времени относительно координат подспутниковой точки в начальный момент времени.
Далее на основе гринвичских угловых координат подспутниковой точки в текущий момент времени известными методами можно определить азимут и высоту направления вектора геометрического центра (точка наведения антенного комплекса).
Помимо известного и сложного способа управления по эфемеридным таблицам целеуказаний антенного комплекса, рассчитанным по начальным условиям космического аппарата, предлагается простой аналитический способ корректирующего управления относительно гринвичских угловых координат подспутниковой точки в начальный момент времени.