Введение. Интенсивное применение спутниковых каналов связи, включающих геостационарные спутники-ретрансляторы, привело к быстрому заполнению геостационарной орбиты космическими аппара-тами. Для обеспечения устойчивой спутниковой связи и предотвраще-ния столкновений активные геостационарные спутники удерживаются внутри выделенной долготной и широтной областей [1]. Целью данно-го исследования является выработка рекомендаций по управлению движением геостационарных спутников на основе разработанной стратегии для рационального и с минимальным количеством вклю-чений обеспечения удержания геостационарного спутника по накло-нению в выделенной орбитальной позиции.При рассмотрении движения геостационарного спутника чаще всего анализируются кеплеровы элементы орбиты: большая полуось a, эксцентриситет e, наклонение i, прямое восхождение восходящего узла орбиты Ω, аргумент перигея ω, истинная аномалия . Для предотвращения выхода спутника из долготного диапазона корректи-руются большая полуось орбиты (период обращения) и эксцентриситет. Для удержания в заданных пределах по широте осуществляется управле-ние наклонением орбиты [2, 3]. При этом возможны разные стратегии коррекции наклонения в зависимости от размеров зоны удержания спут-ника и тяги двигателей коррекции, что обусловливает необходимость решения вопроса об учете при коррекциях долгопериодических колеба-ний наклонения. На основе оценки возмущений наклонения орбиты гео-стационарного спутника, вызванных влиянием гравитационных потенци-алов Солнца и Луны на длительных интервалах времени, разработана стратегия выполнения коррекций для их компенсации. Метод, допущения и ограничения. Возмущающие функции гра-витационных потенциалов Солнца и Луны рассмотрены отдельно в системах Земля -спутник -Солнце и Земля -спутник -Луна, где Солнце и Луна представлены как материальные точки [4, 5]. Для анализа процесса влияния гравитационных потенциалов Солнца и Луны на элементы орбиты использован эвристический подход, за-ключающийся в том, что движение Солнца в инерциальной системе координат представлялось как дискретное движение с шагом, равным одним сидерическим суткам (сидерическому периоду обращения гео-стационарного спутника). Прямое восхождение Солнца при этом ме-нялось с дискретностью 1°, а склонение с дискретностью 0,1°-0,4° -в зависимости от времени года. Движение Луны в инерциальной си-стеме координат представлялось как сумма движений в плоскости эклиптики и в плоскости, перпендикулярной ей. Движение Луны рас-смотрено также с шагом одни сидерические сутки. Изменение накло-нения орбиты было проанализировано в инерциальной системе коор-динат (т. е. истинной текущей системе координат (ИТСК), зафикси-рованной относительно звезд на момент расчета параметров орбиты), ось X которой направлена в точку истинного весеннего равноденствия, ось Z -к Северному полюсу, ось Y дополняет систему координат до правой системы. Данные исследования не учитывают ошибки отработ-ки импульсов коррекции конкретных двигателей, которые также могут иметь сезонный характер. Линеаризованное уравнение для шир...