Claims (16)
1. Способ одновременного запуска нескольких спутников на не являющиеся копланарными орбиты, в соответствии с которым размещают первый спутник (В) на ракете-носителе, адаптированной для практически непосредственного выведения первого спутника (В) на первую конечную орбиту (15), которая характеризуется первыми орбитальными параметрами, а именно, первой величиной эксцентриситета, первой величиной наклонения и первой величиной апогея, и размещают на этой же ракете-носителе по меньшей мере один второй спутник (А), предназначенный для выведения на вторую конечную орбиту (11), которая характеризуется вторыми орбитальными параметрами, а именно, второй величиной эксцентриситета, второй величиной наклонения и второй величиной апогея, существенно отличающимися от соответствующих величин первых орбитальных параметров, обеспечиваемых ракетой-носителем и придаваемых первому спутнику (В), запускаемому одновременно с вторым спутником (А), отличающийся тем, что для выведения на заданную орбиту второго спутника (А) осуществляют в процессе первого орбитального маневра перевод второго спутника (А) на сильно эллиптическую орбиту ожидания (12бис), апогей (19) которой располагается обычно на высоте от 50000 км до 400000 км и половина большой оси которой располагается в исходной орбитальной плоскости (12), затем осуществляют в процессе второго орбитального маневра, выполняемого в окрестности апогея (19) орбиты ожидания (12бис), изменение наклонения орбиты ожидания (12бис) и высоты ее перигея для выведения второго спутника (А) на промежуточную орбиту (14), после чего осуществляют в процессе третьего орбитального маневра коррекцию на маршевом участке (56) промежуточной орбиты (14), затем осуществляют в процессе четвертого орбитального маневра, содержащего по меньшей мере один этап, на котором используется атмосферное торможение спутника в окрестности перигея (6а, 6б) промежуточной орбиты, снижение высоты апогея (19, 19а, 196, 19с) промежуточной орбиты (14, 14а, 146, 14с) и наконец осуществляют пятый орбитальный маневр, в ходе выполнения которого второму спутнику (А) в апогее (19с) промежуточной орбиты (14с) сообщается импульс количества движения таким образом, чтобы поднять высоту перигея и преобразовать промежуточную орбиту (14с) во вторую конечную орбиту (11), представляющую собой низкую наклоненную орбиту.1. A method for simultaneously launching several satellites into non-coplanar orbits, according to which the first satellite (B) is placed on a launch vehicle adapted for the almost direct launch of the first satellite (B) into the first final orbit (15), which is characterized by the first orbital parameters, namely, the first magnitude of the eccentricity, the first magnitude of the inclination and the first magnitude of apogee, and place on the same launch vehicle at least one second satellite (A), designed to launch to the second final orbit (11), which is characterized by the second orbital parameters, namely, the second value of the eccentricity, the second value of the inclination and the second value of the apogee, significantly different from the corresponding values of the first orbital parameters provided by the launch vehicle and given to the first satellite (B), launched simultaneously with the second satellite (A), characterized in that the second satellite is transferred during the first orbital maneuver to launch the second satellite (A) into orbit nick (A) into a highly elliptical waiting orbit (12bis), the apogee (19) of which is usually located at an altitude of 50,000 km to 400,000 km and half of the major axis of which is located in the original orbital plane (12), then they are carried out during the second orbital maneuver, performed in the vicinity of the apogee (19) of the waiting orbit (12bis), changing the inclination of the waiting orbit (12bis) and the height of its perigee to bring the second satellite (A) to an intermediate orbit (14), after which, during the third orbital maneuver, the marching correction is carried out stitch (56) of the intermediate orbit (14), then carry out during the fourth orbital maneuver, containing at least one stage, which uses atmospheric deceleration of the satellite in the vicinity of the perigee (6a, 6b) of the intermediate orbit, reducing the apogee height (19, 19a, 196, 19c) of the intermediate orbit (14, 14a, 146, 14c) and finally carry out the fifth orbital maneuver, during which the second satellite (A) at the apogee (19c) of the intermediate orbit (14c) is given an impulse of momentum in such a way as to raise the height of perigee and transform put the intermediate orbit (14c) into the second final orbit (11), which is a low inclined orbit.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что период ТА орбиты ожидания (12бис) рассчитывают таким образом, чтобы апогей (19) орбиты ожидания (12бис) располагался в зоне прямой видимости станции слежения, а также тем, что второй орбитальный маневр выполняют в окрестности апогея (19) орбиты ожидания (12бис) и управляют со станции слежения. 2. The method according to p. 1, characterized in that the TA period of the waiting orbit (12bis) is calculated so that the apogee (19) of the waiting orbit (12bis) is located in the line of sight of the tracking station, and also that the second orbital maneuver is performed in the vicinity of the apogee (19), the waiting orbits (12bis) are controlled from the tracking station.
3. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что третий маневр орбитальной коррекции на маршевом участке (5б) промежуточной орбиты (14) позволяет установить перигей (6а) промежуточной орбиты (14) на высоте 80-140 км. 3. The method according to claim 1 or 2, characterized in that the third maneuver of the orbital correction on the marching portion (5b) of the intermediate orbit (14) allows you to set the perigee (6a) of the intermediate orbit (14) at an altitude of 80-140 km.
4. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что четвертый орбитальный маневр, содержащий по меньшей мере один этап, на котором происходит торможение спутника в верхних слоях атмосферы, использует управление пространственной ориентацией второго спутника (А) таким образом, чтобы ось торможения спутника располагалась практически на одной линии с его вектором скорости. 4. The method according to any one of claims 1 to 3, characterized in that the fourth orbital maneuver, comprising at least one stage in which the satellite is decelerated in the upper atmosphere, uses the control of the spatial orientation of the second satellite (A) so that the satellite’s braking axis was located almost in line with its velocity vector.
5. Способ по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что четвертый орбитальный маневр содержит совокупность нескольких этапов, на которых происходит торможение спутника в верхних слоях атмосферы, таким образом, чтобы на каждом из этапов уменьшать высоту апогея (19, 19а, 19б) промежуточной орбиты (14, 14а, 14б). 5. The method according to any one of claims 1 to 4, characterized in that the fourth orbital maneuver comprises a set of several stages at which the satellite is decelerated in the upper atmosphere, so as to reduce the apogee height at each stage (19, 19a, 19b) of the intermediate orbit (14, 14a, 14b).
6. Способ по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что при использовании для одновременного запуска нескольких вторых спутников (А, С, D) на конечные орбиты, представляющие собой относительно низкие орбиты, в частности низкие круговые орбиты с различными наклонениями, тогда как первый спутник (В) выводится на первую конечную орбиту (15), представляющую собой слабо наклоненную геостационарную переходную орбиту или супергеостационарную переходную орбиту, в процессе осуществления второго орбитального маневра раздельно на каждом из вторых спутников (А, С, D) выполняют коррекцию на маршевом участке (5с), располагающемся на полуорбите сближения с землей орбиты ожидания (12бис), позволяющую для каждого из вторых спутников (А, С, D) учитывать различное изменение наклонения орбиты ожидания (12бис) в апогее (19), и в процессе осуществления третьего орбитального маневра для каждого из вторых спутников (А, С, D) выполняют вторую коррекцию на маршевом участке (5б) на каждой промежуточной орбите (14) для того, чтобы отрегулировать высоту каждого перигея каждой промежуточной орбиты (14). 6. The method according to any one of claims 1 to 5, characterized in that when used to simultaneously launch several second satellites (A, C, D) into final orbits, which are relatively low orbits, in particular low circular orbits with different inclinations, while the first satellite (B) is launched into the first final orbit (15), which is a slightly inclined geostationary transitional orbit or supergeostationary transitional orbit, during the second orbital maneuver separately on each of the second satellites in (A, C, D), correction is performed on the marching section (5c), located on the half-orbit of approach to the ground of the waiting orbit (12bis), allowing for each of the second satellites (A, C, D) to take into account the different changes in the inclination of the waiting orbit (12bis) ) at the apogee (19), and during the implementation of the third orbital maneuver for each of the second satellites (A, C, D), a second correction is performed on the marching section (5b) in each intermediate orbit (14) in order to adjust the height of each perigee each intermediate orbit (14).
7. Способ по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что при использовании для одновременного запуска группы вторых спутников (А, С, D) на конечные орбиты, представляющие собой достаточно низкие орбиты, тогда как первый спутник (В) выводится на первую конечную орбиту (15), представляющую собой слабо наклоненную геостационарную переходную орбиту или супергеостационарную переходную орбиту, в процессе осуществления первого орбитального маневра вторые спутники (А, С, D) переводят на слегка наклоненные суперсинхронные орбиты ожидания (12бис) посредством сообщения им очень небольшого приращения скорости, а в процессе осуществления второго орбитального маневра выполняют идентичные изменения наклонения орбит для вторых спутников (А, С, D) таким образом, чтобы перевести эти спутники на подобные промежуточные орбиты (14), но с различными периодами обращения, что приводит к различным временам прохождения вторыми спутниками (А, С, D) через перигей промежуточных орбит (14) таким образом, что в конце пятого орбитального маневра вторые спутники располагаются на одной и той же конечной орбите (11), представляющей собой низкую и наклонную орбиту, но каждый из этих спутников имеет отличную от других спутников фазу движения по орбите. 7. The method according to any one of claims 1 to 5, characterized in that when used to simultaneously launch a group of second satellites (A, C, D) into final orbits, which are sufficiently low orbits, while the first satellite (B) is displayed on the first final orbit (15), which is a slightly inclined geostationary transitional orbit or supergeostationary transitional orbit, during the implementation of the first orbital maneuver, the second satellites (A, C, D) are transferred to slightly inclined supersynchronous waiting orbits (12bis) by giving them a very small increase in speed, and during the second orbital maneuver, they perform identical changes in the orbital inclination for the second satellites (A, C, D) in such a way as to transfer these satellites to similar intermediate orbits (14), but with different periods of revolution, which leads to different times of the passage of the second satellites (A, C, D) through the perigee of the intermediate orbits (14) so that at the end of the fifth orbital maneuver the second satellites are located in the same final orbit (11), presented vlyayuschey a low orbit and inclined, but each of these satellites has a different phase from the other satellites in orbit motion.
8. Система запуска нескольких спутников, предназначенная для осуществления способа по п.1, отличающаяся тем, что содержит ракету-носитель, первый спутник (В), установленный на ракете-носителе, которая адаптирована для практически непосредственного вывода первого спутника (В) на первую конечную орбиту, и по меньшей мере один второй спутник (А, С, D), предназначенный для выведения на вторую конечную орбиту, отличную от первой конечной орбиты, а также тем, что второй спутник (А, С, D) оборудован бортовым компьютером (211) и системой создания реактивной тяги на основе химического топлива, содержащей главный двигатель (208) коррекции орбиты, установленный на борту второго спутника, и двигатели управления (210) пространственной ориентацией спутника. 8. The multiple satellite launch system, designed to implement the method according to claim 1, characterized in that it contains a launch vehicle, a first satellite (B) mounted on a carrier rocket, which is adapted for practically direct output of the first satellite (B) to the first final orbit, and at least one second satellite (A, C, D), designed to bring into the second final orbit, different from the first final orbit, and the fact that the second satellite (A, C, D) is equipped with an on-board computer ( 211) and a reactive creation system thrust based on chemical fuel, comprising a main motor (208) orbit correction mounted on board a second satellite, and the control motor (210) spatial orientation of the satellite.
9. Система запуска нескольких спутников, предназначенная для осуществления способа по п.1, отличающаяся тем, что содержит ракету-носитель, первый спутник (В), установленный на ракете-носителе, которая адаптирована для практически непосредственного вывода первого спутника (В) на первую конечную орбиту, и по меньшей мере один второй спутник (А, С, D), предназначенный для вывода на вторую конечную орбиту, отличную от первой конечной орбиты, а также тем, что второй спутник (А, С, D) оборудован бортовым компьютером (211) и дополнительно оборудован электрической системой создания реактивной тяги, содержащей по меньшей мере электрические ракетные двигатели с высоким удельным импульсом, установленные на борту второго спутника (А, С, D), причем электрические ракетные двигатели (203) представляют собой, например, ионные двигатели, электродуговые двигатели или двигатели с замкнутым дрейфом электронов. 9. The multiple satellite launch system, designed to implement the method according to claim 1, characterized in that it contains a launch vehicle, a first satellite (B) mounted on a launch vehicle, which is adapted for practically direct output of the first satellite (B) to the first final orbit, and at least one second satellite (A, C, D), designed to display in a second final orbit different from the first final orbit, and also that the second satellite (A, C, D) is equipped with an on-board computer ( 211) and is additionally equipped with an electric a propulsion system for generating propulsion thrust containing at least high specific impulse electric rocket engines mounted on board the second satellite (A, C, D), the electric rocket engines (203) being, for example, ion engines, electric arc engines or engines with closed electron drift.
10. Система запуска нескольких спутников по п. 8, отличающаяся тем, что второй спутник (А, С, D) содержит датчик ориентации на небесное светило (214), датчик земной ориентации с изменяемым полем обзора (206) и таблицу эфемеридов, заложенную в бортовой компьютер (211) и позволяющую рассчитать углы между вектором тяги и направлениями спутник - Земля и спутник - Солнце, то есть определить пространственную ориентацию второго спутника (А, С, D) в процессе осуществления орбитальных маневров. 10. The launch system of several satellites according to claim 8, characterized in that the second satellite (A, C, D) contains an orientation sensor to the celestial body (214), an Earth orientation sensor with a variable field of view (206) and an ephemeris table embedded in an on-board computer (211) that allows you to calculate the angles between the thrust vector and the directions of the satellite - Earth and satellite - the Sun, that is, determine the spatial orientation of the second satellite (A, C, D) during the implementation of orbital maneuvers.
11. Система запуска нескольких спутников по п.10, отличающаяся тем, что второй спутник (А, С, D) содержит дополнительные гироскопические датчики угловых скоростей, контролирующие ракетные двигатели управления пространственной ориентацией (210), которые обеспечивают вращение корпуса второго спутника для ориентации его главного двигателя (208) коррекции орбиты в заданном направлении. 11. The launch system of several satellites according to claim 10, characterized in that the second satellite (A, C, D) contains additional gyroscopic angular velocity sensors that control spatial orientation rocket control engines (210), which provide rotation of the second satellite’s body to orient it the main engine (208) orbit correction in a given direction.
12. Система запуска нескольких спутников по любому из пп.8-11, отличающаяся тем, что корпус второго спутника (А, С, D) снабжен по меньшей мере двумя лазерными уголковыми отражателями (207), которые установлены с возможностью очень точного определения при помощи лазерной телеметрии пространственного положения второго спутника перед выполнением операций коррекции на маршевом участке при осуществлении третьего орбитального маневра. 12. The launch system of several satellites according to any one of claims 8 to 11, characterized in that the housing of the second satellite (A, C, D) is equipped with at least two laser corner reflectors (207), which are installed with the possibility of very accurate determination using laser telemetry of the spatial position of the second satellite before performing correction operations on the marching section during the third orbital maneuver.
13. Система запуска нескольких спутников по п. 9, отличающаяся тем, что второй спутник (А, С, D) содержит датчик земного горизонта с изменяемым полем обзора (206), предназначенный для определения направления на Землю, и специальные маховики, предназначенные для обеспечения требуемого пространственного положения второго спутника, причем бортовой компьютер (211) использует закон управления электрическими ракетными двигателями (203), заключающийся в стабилизации вектора тяги в направлении, перпендикулярном направлению спутник - Земля. 13. The launch system of several satellites according to claim 9, characterized in that the second satellite (A, C, D) contains an Earth horizon sensor with a variable field of view (206), designed to determine the direction to the Earth, and special flywheels designed to provide the required spatial position of the second satellite, and the on-board computer (211) uses the law of control of electric rocket engines (203), which consists in stabilizing the thrust vector in the direction perpendicular to the satellite-Earth direction.
14. Система запуска нескольких спутников по п. 9, отличающаяся тем, что второй спутник (А, С, D) содержит датчик ориентации на небесное светило (214), а также таблицу эфемеридов, заложенную в бортовой компьютер (211), для определения пространственной ориентации второго спутника и специальные маховики для обеспечения пространственной ориентации второго спутника, причем бортовой компьютер (211) использует закон управления электрическими ракетными двигателями (203), заключающийся в наведении вектора тяги вдоль инерциального направления. 14. The launch system of several satellites according to claim 9, characterized in that the second satellite (A, C, D) contains an orientation sensor to the heavenly body (214), as well as an ephemeris table embedded in the on-board computer (211), to determine the spatial the orientation of the second satellite and special flywheels to ensure the spatial orientation of the second satellite, and the on-board computer (211) uses the law of control of electric rocket engines (203), which consists in pointing the thrust vector along the inertial direction.
15. Система запуска нескольких спутников по любому из пп.8-14, отличающаяся тем, что второй спутник (А, С, D) содержит по меньшей мере две панели солнечных батарей (204), симметричных по отношению к корпусу второго спутника. 15. The launch system of several satellites according to any one of paragraphs.8-14, characterized in that the second satellite (A, C, D) contains at least two solar panels (204), symmetrical with respect to the body of the second satellite.
16. Система по любому из пп.8-14, отличающаяся тем, что второй спутник содержит по меньшей мере одну панель солнечных батарей и один теплозащитный экран (216). 16. A system according to any one of claims 8 to 14, characterized in that the second satellite comprises at least one solar panel and one heat shield (216).