RU97121993A - Способ и система одновременного выведения нескольких спутников на не являющиеся копланарными орбиты с использованием сильно эксцентрических орбит и атмосферного торможения - Google Patents

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.

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.

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.

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.

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).

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).

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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).