Исходной информацией для определения орбиты спутника являются расчетные значения элементов движения ракеты-носителя в момент выключения двигателя и вероятностные характеристики их отклонения. Эти отклонения определяют ’’трубку” в околоземном космическом пространстве, внутри которой может проходить истинная орбита спутника. Центральная траектория этой трубки соответствует расчетным значениям элементов движения путника на момент выключения двигателя. Размер поперечного сечения хрубки зависит от величин отклонений начальных элементов движения; поперечное сечение тем больше, чем большую величину имеют эти отклонения.

Действительно, если бы все системы ракеты-носителя работали идеально (без ошибок) и условия его движения на активном участке траектории полностью совпадали с принятыми для расчета, то спутник был бы точно выведен в расчетную точку космического пространства без отклонений в направлении и величине скорости движения от расчетных. Но на практике технические системы работают с погрешностями И условия движения отличаются от расчетных. Каждая ракета-носитель обладает определенным техническим совершенством, в том числе и в точности выведения спутника на орбиту. Отклонения элементов траектории конца активного участка от пуска к пуску отличаются друг от друга.

Точки выведения заполняют пространство вокруг расчетной точки по определенному закону и также распределяются отклонения по скорости. Вероятностные закономерности такого распределения координат и скоростей, если они известны заранее, позволяют, с одной стороны, высказывать предположения о наиболее возможных величинах отклонений (разбросов) элементов конца активного участка траектории для конкретного носителя, а с другой, по вероятностным характеристикам этих величин получить вероятностные характеристики трубки траекторий движения спутника, т.е. получить информацию о том, сколько траекторий (или какой их процент) пройдет в трубке орбит с интересуемым диаметром сечения.

Вероятностные характеристики элементов траектории конца активного участка могут быть получены априорно расчетным путем на основании информации о вероятностных характеристиках точности работы отдельных агрегатов ракеты-носителя, точности изготовления ее конструкции и изменения внешних условий движения. Для этого на ЭВМ многократно рассчитывается движение ракеты-носителя на активном участке интегрированием дифференциальных уравнений движения,определяется траектория движения и элементы ее конца.

Каждый расчет проводится для ракеты-носителя с техническими характеристиками, отличными от номинальных на небольшие величины. Эти величины выбираются каждый раз случайно на основании вероятностных характеристик параметров агрегатов носителя и внешних условий движения. По существу имитируются запуски реальных ракет-носителей с их погрешностями. После этого проводится обработка полученных конечных точек активного участка и определяются вероятностные характеристики точности выведения так же, как если бы вместо моделирования проводились реальные запуски ракет-носителей.

Такое моделирование позволяет заранее рассчитать области возможных Положений спутника на орбите и заложить их на наземных измерительных станциях. По полученным данным проводится ориентация (выставка) наземных антенных и оптических устройств, определяется время начала и конца сеанса измерений спутника на орбите.

Также читайте другую статью на эту тему: Исследования космоса.