CN1083787C - 使用高度偏心轨道和大气制动方法发射卫星的方法 - Google Patents

Abstract

发射器将主卫星实际上直接地发射到最终轨道(15)上。由同一个发射器承载的辅卫星最初被转移到一个待命轨道(12bis)上，该轨道非常椭圆化，其半主轴位于初始轨道平面内(12)。待命轨道(12bis)的倾斜角和近地点在待命轨道(12bis)的远地点(19)附近被改变，从而将辅卫星发射到过渡轨道(14)上。

Description

使用高度偏心轨道和大气制动方法发射卫星的方法

本发明涉及在非共面轨道上同时发射卫星的方法，其中主卫星被放在发射器上，该发射器适合于将所速的主卫星实际上直接发射到主最终轨道，其中主最终轨道的轨道参数具有主偏心率值、主倾斜角值和主远地点值。而且其中至少有一颗辅卫星被放在发射器上，该发射器将被发射到具有辅偏心率值、辅倾斜角和辅远地点值的轨道参数的辅最终轨道上，这些轨道参数明显地不同于主轨道参数的对应值，主轨道参数由发射器提供并被应用于与辅卫星同时发射的主卫星。

两颗或多颗卫星的发射通常在共面或相同偏心率的轨道上进行。

在某些情况下，例如H-2发射器的第二次发射，在主卫星被放置到低的圆形轨道上之后，在启动发射器的最后一个阶段之前，发射器的最后一个阶段被二次启动以将辅卫星发射到与地球相对位置保持不变的转移轨道上。在这种情况下，被放置到同一发射器上的两颗卫星的轨道差不多仍然保持共面。

不利的是，还有很多将卫星发射到不共面轨道上的需求。特别是将主卫星发射到倾斜和最好是极面的低圆形轨道上，将辅卫星发射到与地球相对位置保持不变的轨道上，或实际上将众多卫星发射到倾斜角明显不同(如0°，55°，65°)的轨道上的情况。

实际上，因为用常规方法改变低轨道的倾斜角的代价是非常昂贵的，所以从来不认为这种类型的任务是可行的。例如，从日同步极面轨道转移到赤道低圆形轨道需要的速度增量为11km/s，该值就与将一个探测器从地球发射到太阳轨道所需要的增量值一样大。

当发射单颗卫星时，已利用了天体力学的优点，天体力学定律提供了改变卫星轨道倾斜角所需增加的速度随着转移轨道远地点的增加而递减的规律。

实际上，PROTON发射器已利用了该特性，它将单颗卫星发射到地球同步轨道上：卫星被放到超级同步轨道上，并在位于50,000km到90,000km高度范围远地点对倾斜角进行修正(大约为50°)，从而可优化所需提供的总体速度增加值。在这种情况下，需要的速度增加值为每秒几百米(m/s)那样小。

轨道的偏心率越大，所需要的速度增加值越小。而且，轨道远地点的增加超过36,000km时不需要大的速度增加。

可利用来自月球的万有引力帮助改变倾斜角。从而，在与本发明专利申请同一天登记的以欧洲公司(societe Europeene)的名义发动机的法国专利申请中，有关于利用来自月球的万有引力帮助将卫星同时发射到非共面轨道的方法如系统的描述。在那种情况下，能够使轨道倾斜率改变所需的速度增加值由来自月球的万有引力帮助来提供。然而，万有引力作用的应用将使调整从7天延长到28天。不利的是，还有需要能使转移时间更短的情况，此时不是通过来自月球的万有引力帮助而是通过推动进程方式实现速度的增加将是更可取的。

本发明试图寻找用低成本使卫星可能被同时发射到非共面轨道上的方法。

更具体地讲，本发明试图寻找将卫星发射到轨道上装载的推动系统所使用的能量值显著地减少的方法，但卫星并不被所有卫星的发射器直接地发射到与其最终轨道靠近的轨道上，在没有来自月球的万有引力帮助的情况下完成发射。

通过将卫星同时发射到非共面轨道上的方法来实现这些目标，其中主卫星被放置到发射器上，该发射器适合于将所述的主卫星实际上直接地发射到主最终轨道上，其中主最终轨道的轨道参数具有主偏心率值，主倾斜角值和主远地点值。而且其中至少有一颗辅卫星被放在发射器上，该发射器将被发射到具有辅偏心率值，辅倾斜角值和辅远地点值的轨道参数的辅最终轨道上。这些轨道参数明显地不同于主轨道参数的对应值，主轨道参数由发射器提供并被应用于与辅卫星同时发射的主卫星。

本方法的特征在于，将辅卫星放在其轨道上，进行第一调整整以将其转移到更高的椭圆形待命轨道上，该轨道具有典型地位于50,000km到400,000km范围的远地点，及位于原始轨道平面内的半主轴；在第二次调整期间(位于待命轨道远地点的临近区域)，待命轨道的倾斜角和近地点被改变以将辅卫星发射到过渡轨道；进行第三次调整实现过渡轨道的中途修正；并进行第四次调整，其中包括在过渡轨道的近地点附近应用大气制动的至少一个步骤，降代过渡轨道远地点的高度，在过渡轨道远地点对辅卫星施加推力的过程中进行第五次调整从而升高其近地点并将过渡轨道转移到所说的由倾斜的低轨道构成的辅最终轨道。

确定待命轨道的周期从而使所述的待命轨道的远地点可从地球站上看到，令该待命轨道的周期的数值为TA。而且从地球站控制在待命轨道远地点附近进行的第二次调整。用于过渡轨道中途修正的第三次调整使中间轨道的近地点能定位在80km到140km范围之内的高度。

包括使用大气制动至少一个步骤的第四次调整，以这样的方式利用辅卫星的高度控制，使所述卫星的制动轴与其速度矢量实际上是一致的。

具体实施中，第四次调整包括一系列实施大气制整动的步骤，从而在每一步骤中降低过渡轨道的远地点高度。

本发明还提供将多个辅卫星同时发射到由低高度轨道而且实际上是不同倾斜角的低圆形轨道构成的最终轨道上，同时将一颗主卫星放置到由低倾斜角地球同步转移轨道，或由超级地球同步转移轨道构成的主最终轨道上的方法。该方法的特征在于第二次调整期间，待命轨道的半轨道(half-orbit)位置处的中途修正在每个辅卫星上分开进行，其目的在于使每个辅卫星在待命轨道的远地点对准不同变化的倾斜角，并且在第三次调整期间，为了使每个处于过渡轨道的每颗辅卫星调整每个过渡轨道的每个近地点高度而进行第二次中途修正。

在一变化例中，本发明还提供将多个辅卫星同时发射到由低高度轨道构成的最终轨道上，同时将主卫星放置到由低倾斜角地球同步转移轨道或超级地球同步转移轨道构成的主最终轨道上的方法。该方法特征在于，在第一次调整期间，通过提供非常小的速度增量，辅卫星被转移到稍微不同的超级同步待命轨道上，在第二次调整期间，所有的辅卫星进行相同的倾斜角变化从而将它们发射到周期不同的相似的过渡轨道上，导致各个辅卫星经过中间轨道的近地点的次数不同，从而在第五次调整的后期，各种辅卫星被发射到由倾斜低轨道构成的同一最终轨道上，虽然它们处在相位互相不同但紧挨道的轨道上。

本发明还提供了一套用于实施上述方法的卫星发射系统，其特征在于它包含发射器，部置在适用于将所述的主卫星实际上直接发射到主最终轨道的发射器上的主卫星；及至少一颗辅卫星，它们被设计成能被发射到不同于所述主最终轨道的辅最终轨道上，而且其中辅卫星装配有星载计算机和一套化学助推系统，该系统由一个安装在所述辅卫星上的主助推器组成，和姿态控制助推器。

按照具体的特征，所述的辅卫星包括一个星球传感器，一个可变场地球传感器，包括在星载计算机中能计算推进向量和地球卫星方向及太阳卫星方向间夹角天体位置推算表，从而在调整的同时确定辅整卫星的姿态。

而且，所述的辅卫星可能进一步包括陀螺，它控制姿态控制助推器，姿态控制助推器使辅卫星的星体旋转从而使主助推器对准目标方向。

本发明还提供了实施上述所提到方法的发射系统，其特征在于它包含一个发射器，部置在适用于将所述的主卫星实际上直接发射到主最终轨道上的发射器上的主卫星，及至少一颗辅卫星，它们被设计成能被发射到不同于所述的主最终轨道的辅最终轨道上，而且其中辅卫星装配有星载计算机和一套电力助推系统，该电力助推系统包括至少一个安装在所述的辅卫星上高级特性的脉冲电力助推器，该电力助推器可以是离子型的，电弧喷气发动机型的，或封闭电子漂移型的。

在具体实施例中，辅卫星包括一个用于获取地球位置的可变场地球地平线传感器，及确定辅卫星姿态的感应轮，及为电力助推器实施控制关系的星载计算机，该控制关系的实施使地球卫星方向稳定地垂直于助推矢量。

在另一个具体实施例中，辅卫星包括一个星球传感器，及一个包括在星载计算机中的用以确定所述辅卫星姿态的天体位置推算表，和用以确定所述辅卫星姿态的感应轮，和实施电力助推器控制关系的星载计算机，该控制关系使惯性方向稳定地与助推矢量方向保持一致。

有利的是，辅卫星的星体位置由至少两个激光后向反射器提供，在第三次调整时的中途修正之前用激光测距术能确定所述辅整卫星的非常精确位置。

化学助推系统和电力助推系统可同时安装在同一颗卫星上。

辅卫星可能包括至少二个太阳能电池板，它们与辅卫星的星体对称，或至少一个太阳能电池板和一个隔热罩。

参考附图，本发明的其它特征和优点可从下面的作为例子的发明具体实施例的描述中显示出来，其中：

图1为本发明方法一个示例图，它用于将一颗方卫星发射到地球同步轨道上，将从地球同步轨道转移过来的一颗辅卫星发射到太阳同步轨道上；

图2为适用于在应用发明主法中执行轨道转移的卫星星载系统的可能配置方框图；

图3为如何将隔热罩提供给一颗卫星以执行本发明方法中的部分调整工作的方框图，即姿态获取调整和在极度椭圆化的待命轨道上点火以将卫星发射到过渡轨道上。

参考图1描述本发明方法的实施。

两颗卫星A和B被安装在普通发射器上，该发射器适用于将卫星A和B发射到地球10的地球同步转移轨道12上。

主卫星B在所述轨道12的点1被发射，以在地球同步轨道15上按其自己的方式被放置。在经过近地点2时，可能与发射器的第一阶段有关的卫星A，从发射器收到一个助推力2a，将卫星发射到如下面所定义的周期为TA的椭圆待命轨道12bis上，12bis是代表该椭圆待命轨道的标号。变化实施方案中，卫星A仅与发射器分离，且卫星A的化学型主助推系统在区域3被点火。由卫星助推器提供的推力将卫星发射到待命轨道12bis上。

当卫星A处于待命轨道12bis的远地点19时，而且当它处于卫星中嵌入的姿态控制系统提供的适用的惯性方向时，卫星A的主助推器点火的改变倾斜角5a，这种改变使卫星A被转移到位于太阳同步平面中或预定的低圆形轨道平面PH内的椭圆形轨道14上。轨道14的近地点位于80km至170km范围之间的高度内。为了改善近地点高度，最好在区5b内进行中途修正。

然后，在考虑14a、14b、14c情况下，相继的经过近地点6a和6b允许被减小轨道的近地点19a，19b直至获得远地点一般小于1000km的一个轨道。在最后的调整中，卫星A的推进系统在远地点19c提供推动力使轨道11变圆，从而使轨道变得与太阳同步或倾斜。

可以利用由于地球在地球的平化(flattening)引起的节进动将卫星通过期望的太阳同步轨道的上层节点的时间调整到期望值。

上面所说明的调整考虑了下面的一般情况：

·轨道的偏心率越大(远地点越高)，调整其倾斜角所要求的速度增量越小，这样的轨道被称为“超级同步”；

·虽然远地点高度的增加相当明显(从36,000km到60,000km～400,000km)，从地球同步转移轨道(GTO)转向超级同步转移轨道时，由发射器提供的增加速度非常小(小于600m/s)；及

·当需要将椭圆轨道变成低圆形轨道时，并不需要提供大量的制动控制量，因为相继穿过上层大气层的近地点的大气制动，使通过利用最小的发射剂消耗(修正推力)来减小远地点的高度成为可能。另外，如果穿过大气层时产生的热流量可以限制在6kw/m²的话，就没有必要提供任何特别的防护。

在同时发射众多卫星的情况下，在不借助来自月球万有引力帮助情况下，本发明方法使众卫星中的至少一颗卫星从地球同步转移轨道转多到至少一个倾斜的低圆形轨道成为可能。

因为下面原因该方法特别值得一提，参考图1和3的说明如下：

1.主卫星B被发射到轻微倾斜的转移轨道上(当从kourou发射时典型值为7°)，同时辅卫星A(或卫星群A，C，D)被发射到具有较大倾斜角和超级同步的转移轨道12bis上。既可以通过发射器初始阶段，也可以通过卫星A的助推系统，或卫星，C和D的助推系统获得轨道12bis。

2.在超级同步轨道12bis的远地点19附近，卫星A取提供获得取期望倾斜角的助推方向一致的方向。

改变倾斜角最好发生在局部的月球附近，从而使太阳能电池板被最大限度地照射。

倾斜角的改变可由陀螺或仅由星球传感器测量。

3.卫星A的主助推器(与地球同步卫星的远地点助推器等效)被点火。卫星A转向期望倾斜角值的轨道14。

4.重新建立卫星A的标称姿态(工作面面向地球10)。

5.为了将近地点姿态(6a)调整为从大气制动中受益的正确值的目的在区域5b进行中途轨道修正。

6a.卫星A的太阳能电池板取向于其速度矢量从而获得稳定的大气制动(热辐射小于6km/m²)。

7a.多次经过近地点能使近地点19a，19b被减少到期望值19c(范围为600km～1200km)。

6b.变化方案中，为了在经过单主轨道时进行大气制动，卫星A的太阳能电池板被折叠到隔热罩的后面。

7b.远地点19达到期望值19c(直接地或经过几个轨道后将远地点高度调整到期望值)。

8.通过在远地点19c点火增加近地点高度6b。然后将卫星定位于其标称轨道11。

上面的例程可被应用到任意数目的卫星(A、C、D)，它们可被同时发射，从而使在非共面轨道上利用单次发射发射一个星群成为可能。

在本发明的一个方面，天体力学的限制和发射的限制被协调。

从而，在远地点19附近的第二次调整过程中，为了从地面站控制卫星A的可见度状况中受益，椭圆轨道12bis的半周期TA有必要与12小时减去发射地点与地面站间的相对经度的倍数相等。如果地面站位于发射点的附近，那么超级同步轨道的半周期TA必须接近于12小时或24小时的倍数。这决定了远地点19的高度。

而且，人们应当观察到为了将椭圆轨道转变成一个低圆形轨道，没有必要提供一个巨大的制动增加量。相继穿过上层大气层使在近地点的大气制动能够用最小的推进剂消耗(仅为了执行几个修正推动需要的推进剂)减小远地点的高度。另外，当穿过大气层时产生的热辐射可被限制在6kw/m2，而没有必要需要任何特别的热隔离。

参考图2接下来是实施本发明的卫星发射系统示例描述。

未在附图中画出的一个常规发射器与主卫星B和至少一颗辅卫星A相联系，其示例如图2所示。发射器适用于将主卫星B实际上直接地发射到其最终轨道上，因而所述的卫星B可以全部常规地只包括用于提供微小轨道修正推力的修正助推装置。

辅卫星A(它必须能在与发射架分离之后和到达最终轨道之前执行各种调整)包括一台与时钟212相联系的星载计算机211及装备有存储器的数据处理装置213，213用于确定自动导航的天体位置推算表。

卫星A装配有一套助推系统，它可以是化学或电力类型的。图2显示了装备有两种类型助推系统卫星A时的情况。

因而，卫星200的星体包含至少一个氙气罐201，为至少两个化学助推器203通过一个扩展器/过滤器/阀门组件202提供燃料，其中的助推器可能是具有封闭电子漂移的离子型，或可能是电弧发动机类型。由至少一个太阳能电池板204提供电能，通过机械臂215和旋转机构205为卫星供电。为了多次经过时的大气制动，最好有两个与卫星星体对称的电池板。

卫星可最好有两个激光反射器207，它们被安装在两个相对面上可以非常精确地确定卫星相对于地球或月球的距离(在Apollo和LUNAKHOD任务中最初为了太空试验而具有其自己的表面激光反射器)，从而使大气制动能非常准确地指向内部通路(inlet corridor)。

卫星还可能装有一套化学助推系统(即肼系统或双助推剂系统)，该系统至少包含一个助推器208，其助推力(几百牛顿)能够以脉冲方式提供连续的速度递增，助推器208与一套或多套助推罐209相联并与陀螺相联的姿态控制助推器210相联。

卫星还包括一个可变场地球传感器206，及至少一个提供两个角度校正的星球传感器214(太阳传感器或星球传感器)。

星球传感器214和可变场地球传感器206，和包含在星载计算机211之中的天体位置推算表一起，用于计算推动矢量和地球卫星及太阳卫星方向之间的夹角，从而在卫星A的调整过程中确定其姿态。

陀螺控制姿态控制助推器210，姿态控制助推器210使辅卫星星体旋转，从而使主助推器208指向目标方向。

星载计算机211控制两个助推系统。

第一实施例中，可变场地球地平线传感器206能获得地球位置，而感应轮保持卫星A的姿态。星载计算机211实施电力助推器203的控制关系，其中助推器203在于使助推器矢量与地球卫星方向的垂直关系保持稳定。

另一实施例中，星球传感器214和包含在星载计算机211中的星球位置推算表用于确定卫星A的姿态。感应轮控制卫星姿态。星载计算机211实施电力助推器的控制关系，其中电力助推器在于使助推矢量与惯性矢量指向一致。

这可以利用安装在将要发射到轨道的卫星上的低功率助推系统以中等速度递增量的代价实现，该发明方法使以某种方式改变轨道平面成为可能，在假定必须严格控制星载质量的前提下，该种方式不能用实施常规转移的化学助推系统直接实现。

下面表1(单位为km/s)具体说明了首先为了常规转移其次为了与本发明方法相一致的转移以及为了在没有考虑的平面间改变轨道的各种示例所需要的速度增量。

表1

常规转移速度增量与本发明速度增量的比较(单位km/s)

                 常规转移    本发明中的转移太阳同步轨道/GSO       6           3+0.5+0.1GTO/太阳同步轨道(或任意倾斜角的圆形轨  4.7         0.7+0.3+0.2道)改变倾斜角60°(在低圆形轨道间)       7.5         3+0.2+0.1

当说明一颗卫星能被从地球同步轨道转移到倾斜的低圆形轨道上时，上面描述了本发明的第一应用方案。

在这种情况下，主卫星B被发射到GTO或超级同步转移轨道15。辅卫星A被发射到远地点高度19足够远的超级同步待命轨道12bis，并在远地点19修正倾斜角。

在通过相继穿过大气层来消除远地点19a，19b和使轨道变圆的情况下，在5b区修正轨道使将近地点高度调整到80km到160km的高度范围成为可能。

本发明方法不但使利用单个发射器将两颗不同卫星发射到非共面轨道成为可能；而且也使不仅仅卫星B发射到地球同步轨道，而且也使将卫星A、C、D星座同时发射到具有不同倾斜角轨道上成为可能。

在这种情况下，卫星A、C和D被发射到GTO轨道12bis或基本上在赤道附近的超级同步转移轨道上。分别在每个所述卫星A、C、D上进行的，在区5C内的中途校正使每个卫星指向在区5a不同倾斜角变化的轨道成为可能。区5b的第二次中途修正(在返回半途轨道上)能够调整每个近地点的高度。通过大气制动和前面描述的修正脉冲使轨道变圆。

本发明还使将卫星A、C、D星座发射到期望倾斜角，但周期不同的轨道上成为可能。

利用非常小的速度增量，卫星A、C、D被发射到稍微不同的超级同步轨道12bis上。

对于全部卫星A、C、和D来说，在区5a修正倾斜角是一样的，但周期的差异(相对值很小但绝对值可能为几个小时的量级)导致近地点通过次数(假定为基本在赤道附近)的不同，因而导致根据大气制动所确定周期的不同。当利用隔热罩216时，本方法能使星系被快速地发射到目的轨道上。(而不是通过利用不同进程需要一个多月的常规方法)。

Claims (16)

1.将卫星同时发射到非共面轨道上的方法，其中主卫星(B)被放置到发射器上，该发射器适用于将所述的主卫星(B)实际上直接地发射到具有主偏心率值，主倾斜角值和主远地点值等主轨道参数的最终主轨道(15)上，而且其中至少一颗辅卫星(A)被放置到发射器上，该发射器将被发射到具有辅偏心率值，辅倾斜角值和辅远地点值等辅轨道参数的最终辅轨道上，这些轨道参数基本上不同于由发射器提供的并被应用到主卫星(B)的主轨道参数的相应值，主卫星(B)与辅卫星(A)被同时发射。

该方法特征在于，将辅卫星(A)发射到其轨道上，进行第一次调整将卫星(A)在第一次调整期间转移到非常椭圆化的待命轨道上，待命轨道的远地点(19)的典型定位值在50,000km～400,000km之间，而且待命轨道的半主轴位于初始轨道平面(12)内，在待命轨道(12bis)的远地点(19)附近进行的第二次调整期间，改变待命轨道(12bis)的倾斜角和近地点将辅卫星(A)发射到过渡轨道(14)上；为中途校正(5b)过渡轨道(14)进行的第三次调整，它包括在过渡轨道近地点(6a，6b)附近利用大气制动的至少一个步骤；执行第四次调整，以降低过渡轨道(14，14a，14b，14c)的远地点高度(19，19a，19b，19c)；执行第五次调整，其间在过渡轨道(14c)的远地点(19c)向辅卫星(A)提供脉冲从而提高其近地点，并将过渡轨道(14c)转移到所述的由倾斜低轨道构成的最终辅轨道(11)上。

2.根据权利要求1的方法，其特征在于确定待命轨道(12bis)的周期TA从而使所述的待命轨道(12bis)的远地点(19)从地面站上是可见的，以及使待命轨道(12bis)的远地点(19)附近进行的第二次调整可由地球站控制。

3.根据权利要求1的方法，其特征在于用于过渡轨道(14)的中途修正(5b)的第三次调整使过渡轨道(14)的近地点(6a)能定位在80km～140km的高度范围内。

4.根据权利要求1的方法，其特征在于第四次调整，其中第四次调整包括实施大气制整动的至少一个步骤，它以这样的方式利用辅卫星(A)的姿态控制使所述卫星的制动轴真正地与其速度的矢量方向一致。

5.根据权利要求1的方法，其特征在于第四次调整包括一系列实施大气制整动的步骤，从而在每一步骤中降低过渡轨道(14，14a，14b)的远地点高度(19，19a，19b)。

6.根据权利要求1的方法，其特征在于为了将众多的辅卫星(A、C、D)同时发射到其最终辅轨道上，其最终辅轨道由低高度轨道，特别是不同倾斜角的低圆形轨道构成，同时将主卫星(B)发射到其最终主轨道上，其最终主轨道由低倾斜角地球同步转移轨道或超级地球同步转移轨道构成，所述超级地球同步转移轨道是具有高于36000km的远地点的高度，36000km是对地静止地球轨道的高度，该方法特征在于，第二次调整期间，在待命轨道(12bis)的半轨道位置对每个辅卫星(A、C、D)分别地执行中途修正(5c)，从而使每个辅卫星(A、C、D)在待命轨道(12bis)的远地点(19)指向不同变化的倾斜角，在第三次调整期间，在每个过渡轨道(14)为每个辅卫星(A、C、D)执行第二次中途修正(5b)，以调整每个过渡轨道(14)的每个近地点高度。

7.根据权利要求1的方法，其特征在于为了将众多辅卫星(A、C、D)同时发射到其最终轨道上，其最终轨道由低高度轨道构成，同时将主卫星(B)发度到最终主轨道(15)上，其最终主轨道(15)由低倾斜角地球同步转移轨道或超级地球同步转移轨道构成。该方法特征在于，第一次调整期间，通过提供非常微小的速度增量将辅卫星(A、C、D)转移到稍微不同的超级同步待命轨道(12bis)上，并在第二次调整期间，在全部辅卫星(A、C、D)上执行期望的倾斜角改变，从而将它们发射到具有不同周期的相同过渡轨道(14)上，导致各种辅卫星(A、C、D)经过过渡轨道(14)近地点的次数不同，从而在第五次调整的后期，各种辅卫星被发射到同样的最终轨道(11)上，该轨道由倾斜的低轨道构成，但其相位互相不同。

8.根据权利要求1的方法，其特征在于它包含一个发射器；装配在发射器上的一颗主卫星(B)，该发射器适用于将所述的卫星(B)实际上直接地发射到主最终轨道上；及至少一颗辅卫星(A、C、D)，它们被设计成发射到辅最终轨道上，该辅最终轨道不同于所述的主最终轨道，而且在辅卫星(A、C、D)上装备有星载计算机(211)和化学助推系统，和姿态控制助推器(210)，化学助推系统包含一个安装在所说辅卫星(A、C、D)上的主助推器(208)。

9.根据权利要求1的方法，其特征在于它包含一个发射器；装备在发射器上的一颗主卫星(B)该发射器适用于将所述的卫星(B)实际上直接地发射到主最终轨道上；及至少一颗辅卫星(A、C、D)，它们被设计成发射到辅最终轨道上，该辅最终轨道不同于所述的主最终轨道，而且在辅卫星(A、C、D)上装备有星载计算机(211)和电力助推系统，该电力助推系统包含至少一个高度专业化的脉冲电力助推器，它安装在所说辅卫星(A、C、D)上，电力助推器(203)可以是离子类型，电弧发动机类型、或封闭电子漂移型的。

10.根据权利要求8的方法，其特征在于所述的辅卫星(A、C、D)包括一个星球传感器(214)，一个可变现场地球传感器(206)，及一个星球位置推算表，它被包括在星载计算机(211)上，使助推矢量和地球卫星和太阳卫星方向间夹角的计算成为可能，从而在调整过程中决定辅卫星(A、C、D)的姿态。

11.根据权利要求8的方法，其特征在于所述的辅卫星(A、C、D)进一步地包括陀螺，它控制姿态控制助推器(210)使辅卫星的星体旋转从而使辅卫星指向主助推器(208)。

12.根据权利要求1的方法，其特征在于辅卫星(A、C、D)的星体位置被至少两个激光反射器(207)提供，在第三次调整的中途修正调整之前，使用激光遥测技术来非常精确地确定所述的辅卫星(A、C、D)的位置成为可能。

13.根据权利要求9的方法，其特征在于辅卫星(A、C、D)包括一个可变的现场地球地平线传感器(206)，用于获取地球位置，及用以确定辅卫星的姿态的感应轮，而且其中星载计算机(211)实施电力助推器(203)的控制关系，电力助推器(203)在于使助推矢量稳定地与地球卫星方向保持正交。

14.根据权利要求9的方法，其特征在于辅卫星(A、C、D)包括一个星球传感器(214)和包括在星载计算机中的一个星球位置推算表，它用于确定所述的辅卫星的姿态，以及用以确定所述辅卫星姿态的感应轮，而且其中星载计算机(211)实施电力助推器(203)的控制关系，电力助推器(203)在于使助推器矢量指向惯性方向。

15.根据权利要求1的方法，其特征在于辅卫星(A、C、D)包括至少两个太阳能电池板(204)，它们被对称地安装在所述辅卫星(A、C、D)的星体上。

16.根据权利要求1的方法，其特征在于辅卫星(A、C、D)包括至少一个太阳能电池板(204)，和一个隔热罩(216)。

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