CN1199697A - 利用来自月球的引力帮助将卫星发射的系统和方法 - Google Patents

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Abstract

一枚火箭实际上将一颗第一卫星直接送上一条第一最终轨道(11,11bis)。一颗安放在同一火箭上的第二卫星起初被转移到一条高度椭圆的等待轨道(12,12bis),其半长轴的延长线跟月球在其轨道上的引力范围所形成的环形曲面相交,然后,在该高度椭圆轨道(12bis)的近地点处,通过一次机动飞行,该第二卫星被转移到月球转移轨道(13)。

Description

利用来自月球的引力帮助将卫星 发射的系统和方法
本发明涉及将诸卫星同时发射到不共面的诸轨道上去的系统和方法，其中一颗第一卫星被安放到一枚火箭上去，后者适于将所述第一卫星实际上直接送上一条具有第一组轨道参数(第一偏心度数值，第一倾角数值，以及第一远地点数值)的第一最终轨道，并至少将一颗第二卫星安放到该火箭上，以便送上一条具有第二组轨道参数(第二偏心度数值，第二倾角数值，以及第二远地点数值)的第二最终轨道。第二组轨道参数实质上不同于由该火箭提供的、并施加于与第二卫星同时发射的该第一卫星的第一组轨道参数相应的诸数值。
通常将两颗或多颗卫星发射到共面的以及具有相近的偏心度的诸轨道上去。
在某些情况下，例如H-2火箭的第二次发射，该火箭的末级被再次点火，以便将一颗第二卫星送上一条对地静止的转移轨道，而在该火箭的末级被再次点火之前，一颗第一卫星已经被送上一条较低的圆形轨道。在这种情况下，由共同的运载火箭所发射的两颗卫星的轨道实际上仍然保持共面。
存在着大量的将诸卫星发射到不共面的诸轨道上去的需求，特别是，将一颗第一卫星发射到一条倾斜的、最好是极轨的、较低的圆形轨道，并将一颗第二卫星发射到一条对地静止轨道，或者确实将许多颗卫星发射到具有非常不同的倾角(例如0°、35°和65°)的诸轨道。
实际上，以往一直没有执行过这样的任务，因为以常规方式在低轨道上改变卫星轨道倾角要付出非常高的代价。例如，如果想让一颗卫星从一条太阳同步的极轨进入一条较低的圆形赤道轨道，该卫星的速度增量应达到11公里/秒，这就相当于，例如，把一个探测器送上月球轨道所需的速度。
在行星际任务中，利用重力帮助来改变倾角和其他轨道参数，这也是人所共知的。
因此，在阿波罗任务中，“保证返回”轨道是借助于月球重力的反作用而实现的。
先锋10号和11号探测器利用了两颗行星即木星和土星的引力的反作用。
尤利西斯(ULYSSES)探测器利用木星引力的反作用，以便获得环绕太阳的极轨，伽利略(GALILEO)探测器则利用金星和地球引力的反作用以便到达木星。
用不着从火箭发动机那里输入多大的能量，仅仅借助于走近一颗行星，其特征是一定的质量和一定的位移速度，它吸引该探测器，修改该探测器速度矢量的方向和大小，从而使该探测器进入一条新的轨道，因此，重力帮助已经实质上应用于行星际空间探测器。
本发明谋求同时地和经济地将诸卫星发射到不共面的诸轨道上。
特别是，本发明谋求将有待于送上轨道的诸卫星的推力系统所使用的能量减到最小，诸卫星尚未被运载火箭送上一条接近于其最终轨道的轨道。
借助于一种将诸卫星同时地发射到不共面的诸轨道上去的方法就能实现这些目标，其中一颗第一卫星被安放到一枚火箭上去，后者适于将所述第一卫星实际上直接送上一条具有第一组轨道参数(第一偏心度数值，第一倾角数值，以及第一远地点数值)的第一最终轨道，并至少将一颗第二卫星安放到该火箭上去，以便送上一条具有第二组轨道参数(第二偏心度数值，第二倾角数值，以及第二远地点数值)的第二最终轨道。第二组轨道参数实质上不同于由该火箭提供的、并施加于与第二卫星同时发射的该第一卫星的第一轨道参数的诸相应数值。本方法的特征在于：将该第二卫星送进空间；
在第一次机动飞行中，该第二卫星被转移到一条高度椭圆形的等待轨道，该轨道的远地点典型地处于50000到400000公里的范围内，该轨道的半长轴的指向使它跟月球在其轨道上的势力球所形成的环形曲面相交，它还有一个根据下式计算出来的周期TA： n T A + 1 2 T LTO = t p 1
式中，n为整数，且n＜4，TLTO为月球转移轨道的周期，tp1是从发射结束到月球经过该瞄准点之间所经历的时间，n为该第二卫星环绕该高度椭圆形等待轨道运行的圈数，n＜4；
在所述高度椭圆形轨道的近地点，通过第二次机动飞行，该第二卫星被转移到该月球转移轨道；
在第三次机动飞行中进行一次中途校正，以便精确地确定进入月球势所影响的球时的诸入口参数；
诸入口参数被这样确定，使得在第四次机动飞行中，一条中间轨道的近地点高度和倾角都发生变化，这时，该第二卫星位于上述中间轨道上，其目的是走近所述的第二最终轨道，上述变化主要地借助于该月球势力球的重力反作用而产生；以及
进行第五次机动飞行，以便将该第二卫星精确地送入该第二最终轨道。
在第一种可能的应用中，该第一卫星所进入的所述第一最终轨道由一条倾斜的低高度轨道，例如一条太阳同步轨道，所构成，并且当该第二卫星位于该中间轨道的近地点、正在离开月球势力球、并且正在降低远地点或者使所述中间轨道变圆时，进行所述的第五次机动飞行，以便将所述的中间轨道转变为由一条对地静止轨道构成的所述第二最终轨道。
在第二种可能的应用中，该第一卫星所进入的所述第一最终轨道由一条低倾角的对地静止转移轨道，或者一条超对地静止转移轨道(该第一最终轨道并不是该第一卫星的名义轨道)所构成，并且在所述的第三次机动飞行中，该中途校正这样进行，使得进入该月球势力球的诸入口参数，在经受该月球势力球的重力反作用之后，可能导致该第二卫星所在的中间轨道的近地点位于80公里到170公里之间的高度；第五次机动飞行在离开该月球势力球时，随着近地点高度被确定下来，至少进行一次大气制动，以便降低该第二卫星的中间轨道的远地点；然后，借助于在远地点处的机动飞行，提高它的近地点，以便将所述的中间轨道转变为由一条倾斜的低高度轨道或者一条低圆形轨道构成的所述第二最终轨道。
在第三种可能的应用中，本发明提供了一种方法，用以将许多颗第二卫星同时发射到由诸低高度轨道构成的诸最终轨道，特别是具有诸不同倾角的诸低圆形轨道，而该第一卫星则进入由一条小倾角的对地静止转移轨道或者一条超对地静止转移轨道构成的第一最终轨道，本方法的特征在于：在第三次机动飞行中，进行一系列不同的中途校正，以便将各个第二卫星送到进入该月球势力球的不同入口处，并瞄准不同的倾角，随后在第五次机动飞行中以及在大气制动之后，为许多颗第二卫星中的各卫星获得一系列的低高度轨道，特别是具有不同倾角的低圆形轨道。
本发明还提供一种用于实施上述方法的发射系统，其特征在于：它包括一枚火箭，一颗安置于该火箭之上的第一卫星，该火箭适于将所述第一卫星实际上直接送上第一最终轨道，并至少将一颗第二卫星送上不同于所述第一最终轨道的第二最终轨道；还在于：该第二卫星配备有一台星上计算机，以及一个包括一台主火箭发动机的星上化学推力系统，以及诸姿态控制火箭发动机。
根据一种专门的特性，所述第二卫星包括一个星光传感器，一个可变视野的地球传感器，在该星上计算机中还包括一份天体位置表，用以计算该推力矢量与地球-卫星方向以及太阳-卫星方向之间的诸角度，由此在机动飞行过程中确定该第二卫星的姿态。
所述第二卫星还可以包括诸陀螺仪，用以控制该姿态控制火箭发动机，使该第二卫星的星体发生转动，以便使其主火箭发动机定向于待瞄准的方向。
本发明还提供一种用于实施上述方法的发射系统，其特征在于：它包括一枚火箭，一颗安置于该火箭之上的第一卫星，该火箭适于将所述第一卫星实际上直接送上第一最终轨道，并至少将一颗第二卫星送上不同于所述第一最终轨道的第二最终轨道；还在于：该第二卫星配备有一台星上计算机，还配备有一个至少包括高比冲电火箭发动机的电推力系统，该电火箭发动机可以是离子型，电弧喷气发动机型，或者封闭的电子漂移型。
在一个特定的实施例中，该第二卫星包括一个可变视野的地球地平线传感器，用以获得地球的位置；还包括诸反作用轮，用以控制所述第二卫星的姿态；还包括该星上计算机，用以实施一种控制该电火箭发动机的关系，后者的作用是稳定垂直于地球-卫星方向的推力矢量。
在另一个特定的实施例中，该第二卫星包括一个星光传感器以及一份包含于星上计算机里面的天体位置表，用以确定所述第二卫星的姿态；还包括诸反作用轮，用以控制所述第二卫星的姿态；还包括该星上计算机，用以实施一种针对该电火箭发动机的控制关系，该发动机的作用是使该推力矢量定向于一个惯性方向。
有利的是，该第二卫星的星体上至少安装了两个激光后向反射镜，使得它在第三次机动飞行中，在中途校正机动飞行之前，有可能利用激光遥测去获得所述第二卫星的十分精确的位置。
化学推力系统和电推力系统二者都可以安装到同一颗卫星上。
从下面的作为例子给出的本发明特定实施例的说明中，并参考诸附图，本发明的其他特征和优点将展现出来，在附图中：
图1A是一份表示诸速度分量的图，在进入月球势力球的时候，该卫星的速度矢量以月球坐标的形式给出；在离开月球势力球的时候，同一卫星的速度矢量以地球坐标的形式给出；
图1B、1C和1D表示当一颗卫星进入和离开月球势力球时，各种可能的轨道的例子。
图2是说明本发明的方法的一个例子的图，在该例子中，第一卫星被送上一条太阳同步轨道，并且将第二卫星从该太阳同步轨道转移到一条对地静止轨道；
图3是说明本发明的方法的另一个例子的图，在该例子中，第一卫星被送上一条对地静止轨道，并且将第二卫星从所述对地静止轨道转移到一条太阳同步轨道；以及
图4是一颗卫星的星上配置的一个例子的方框图，该卫星适于用本发明的方法进行轨道转移。
首先参看图1A，该图表示月球31以及它的半径为Rs的引力范围30，一颗位于月球转移轨道(LTO)上的卫星进入所述引力范围30的进入点37，以及所述卫星离开该引力范围30的退出点38。参考标记32表示月球的速度矢量um。
在进入该引力范围30的进入点37那里，月球的速度矢量32跟卫星相对于地球的速度矢量u33相结合，以月球坐标的形式给出该卫星的速度矢量V34。参考标记39表示在将诸矢量32、33和34组合在一起时必须考虑的球面限制。
在离开该引力范围30的退出点38那里，月球速度矢量32跟参照于月球的卫星速度矢量V36相结合，以地球坐标的形式给出该卫星的速度矢量u35。参考标记40表示在将诸矢量32、35和36组合在一起时必须考虑的球面限制。
作为该卫星进入月球引力范围30的进入点37的函数，有可能测定该卫星在离开月球引力范围30的退出点38那里的速度矢量35的诸特性，测定由于该卫星的轨道倾角所产生的变化，以及它的其他轨道参数的变化。采用对基本的动力学方程进行数字积分的方法，就能精确地测定这些特性。
图1B、1C和1D表示一颗位于月球转移轨道并穿越月球31的引力范围30的卫星的诸轨道的三个例子。图1B所示卫星具有一条紧密地环绕月球的轨道，而图1C和图1D则表示比较松散的诸轨道的例子，后者使得远地点越出月球31的引力范围30之外。
这样，图1A到图1D被用来说明实施本发明的方法的诸步骤，据此，若该卫星被送上一条月球转移轨道(LTO)，则在发射该卫星时可以获得重力帮助，而轨道倾角作为进入月球引力范围的进入点的函数，是可选择的。
参看图2，对本发明的方法的第一个实施例加以说明。
在同一枚火箭上安装了两颗卫星A和B，该火箭适于将这两颗卫星A和B送上环境地球10的太阳同步轨道11。
第一颗卫星B被释放于太阳同步轨道上的点1。如果有必要的话，该卫星B被允许借助于自然进动漂移到等待轨道11bis上。然后该卫星B被该火箭直接送上一条倾斜的圆形轨道，这条轨道符合于所期待的最终轨道，而且为了转移到这条期待的名义轨道，并不需要大量的能量。
第二卫星A可以联结于该火箭的顶级。当该火箭经过(其轨道)与月球轨道平面POL的两个交点2和2’中的一个(2)时，该火箭向该卫星A施加一个推力脉冲，将卫星A送上一条椭圆轨道12。与此同时，卫星A从该火箭的顶级分离出来。当该卫星返回到对应于点2并构成该椭圆轨道12的近地点的点3附近时，该卫星的主火箭发动机，例如一台化学火箭发动机，被点火，使卫星A进入一条等待轨道12bis(其周期为TA，将在下文给出定义)，而月球本身则位于其轨道16上的位置17。在该等待轨道12bis跟月球轨道平面的交点、构成该等待轨道12bis的近地点的点4附近，卫星A的主火箭发动机第二次被点火，从而将卫星A送上月球转移轨道13。当卫星A位于其月球转移轨道13的远地点时，月球已经到达位置18，卫星A位于月球的重力反作用力所及的区域5a之内。这个重力反作用力，可能伴随着由卫星A的推力系统在区域5b内产生的一个校正推力脉冲，生成一个通常朝向其轨道平面之外的速度增量，并使卫星A被转移到位于该赤道平面PE之内的一条月球转移轨道14。这条轨道14的近地点位于点6a，其高度接近36000公里。在点6a，可以很容易地用其主发动机向卫星A施加一个制动脉冲，由此降低其远地点的高度，并将卫星A转移到对地静止轨道(GSO)15。借助于由卫星A的化学推力系统在近地点6a处产生的一个制动脉冲，或者通过使用卫星A的电推力系统产生连续的制动作用，伴随着调整该推力矢量指向的适当关系，可以降低卫星A的远地点高度，直至到达对地静止轨道15为止。
参看图3，对本发明的方法的另一个实施例加以说明，其中，在同一枚火箭上安装了两颗卫星A和B，该火箭适于将这两颗卫星送上环绕地球110的对地静止转移轨道112。卫星B被释放于所述轨道上的一点，以便于下一步借助于其本身的装置，定位于一条对地静止轨道115上的点101附近。可能联结于该火箭顶级的卫星A在经过近地点102时，从该火箭那里接受一个推力脉冲，使该卫星进入一条椭圆等待轨道112bis(其周期为TA，将在下文给出定义)。在一个不同的实施例中，仅从该火箭分离出卫星A，并且卫星A的一个化学型的主推力系统在区域103被点火。该卫星火箭发动机所提供的推力脉冲将该卫星送入等待轨道112bis。这时月球位于其轨道116上的位置117。根据在近地点处的具体情况，卫星A的主火箭发动机被点火一或两次，从而将卫星A送上该月球转移轨道113。
卫星A可能在区域103b经受一次中途校正，以便改善它进入月球引力范围时的入口参数。
当卫星A位于远地点时，它在区域105a受到现在位于位置118的月球的重力反作用。这个重力反作用可以任选地伴随着一个校正的推力脉冲105b，后者将卫星A转移到一条位于该太阳同步轨道平面PH上、或者位于某些其他预期的低圆形轨道上的月球转移轨道114。这条轨道的近地点位于80公里到170公里范围内的高度上。为了改善在近地点处的高度，可能有必要在区域104进行一次中途校正。
随后，相继地经过近地点106a、106b，议论中的轨道119a、119b、119c的远地点高度被允许降低，直到获得一条其远地点高度典型地小于1000公里的轨道为止。在最后一次机动飞行中，卫星A的推力系统在远地点107提供一个推力脉冲使该轨道111变为圆形，后者可以是太阳同步轨道或倾斜轨道。
这样，在参照于图3所说明的实施例中，该第一卫星B被送上一条小倾角的转移轨道113，而该第二卫星A则被送上一条高度偏心的转移轨道112bis，或者直接送上一条具有相同倾角的月球转移轨道113。
进入月球引力范围的诸入口参数被这样选择，使得卫星A的轨道倾角可以改变，并且能借助于重力反作用，适当地修改近地点的高度。一个小的轨道校正操作使它有可能稍微地降低近地点高度。
借助于连续地通过高层大气以降低远地点高度，借助于，例如卫星A的一台化学火箭发动机，所产生的一个推力脉冲，可使该轨道变成圆形。
根据本发明的一个重要特征，不管考虑中的实施例情况如何，来自天体力学和来自发射过程的约束条件可以一致起来。
这样，为了在改变倾角的过程中受益于月球的重力帮助，应当满足两个条件：
·初始轨道平面与预期轨道平面之间的交线应当靠近月球的位置；以及
·卫星的运行应当跟月球的运行同步。
对诸轨道平面相交的条件来说，已知月球轨道平面相对于黄道平面的倾角为5°，而赤道平面(对地静止轨道平面)本身对黄道平面的倾角为23°30′。此外，月球轨道平面、初始轨道平面以及最终轨道平面这三个平面彼此之间的交线并不重合，这是一条普遍的规律。
幸运的是，没有必要去精确地瞄准该赤道平面与该月球轨道平面的交线。只有几度的残余的倾角是可以接受的，因为通过在远地点或交轨点处施加一个校正推力脉冲就能把它消除。那相当于一个几十度的天体赤道弧窗口。
根据本发明，所要求的一切就是，初始轨道的半长轴应当跟预期的理想点相差几十度。
考虑到卫星的运行必须跟月球的运行同步这个条件，可以观察到，沿着一条月球转移轨道运行半圈需要大约7天时间。这就意味着，在理论上，应当在飞临月球并进入适当的空间区域(位于初始轨道平面跟月球轨道平面之间的交线附近)的7天之前，让卫星进入所述轨道。这样一种条件将在日期和时间方面，给一次普通的发射带来无法接受的种种约束。
这样，本发明的重要特征之一是利用一条高度椭圆形的等待轨道，其周期TA按下式选定：
(n为整数，n＜4)式中：
tp1是从点火的瞬间开始，到月球经过地球的赤道平面附近为止所经历的时间；
TLTO是月球转移轨道LTO的周期；以及
n是该卫星沿着高度椭圆形等待轨道运行的圈数。
因此，有可能对涉及发射时间以及卫星-月球会合的各种要求进行分解。而且，由于该卫星沿着该椭圆轨道仅运行n次(n＜4)，所以，穿越范阿伦辐射带的次数也小于4次。
以中等的速度增量(借助于在准备送上轨道的卫星上所安装的低功率推力系统就能得到)为代价，本发明的方法使得改变轨道平面成为可能，而借助于化学推力系统直接地进行常规的轨道转移，给出了限制星上质量的要求，往往做不到这一点。
下面的表1以公里/秒为单位，分别给出在前后两种轨道平面不重合的各种变轨实例中，首先用常规的转移方法，其次用根据本发明的转移方法，所需要的速度增量。在本发明的转移方法中，由重力反作用所提供的速度增量没有表示出来，因为按照定义，不需要消耗任何星上燃料，即使它实质上用于轨道的转移。
表1
常规的转移方法与本发明的转移方法的速度增量的比较(以公里/秒为单位)
常规的转移方法 本发明的转移方法
太阳同步轨道/对地静止轨道     6     3+1
对地静止转移轨道/太阳同步轨道(或任意倾角的圆形轨道)     4.7     0.7+0.2
倾角改变60°(在两条低圆形轨道之间)     7.5     3+0.1
对地静止转移轨道/行星际轨道     0.7     0.6
在本发明的一个特定的实施例中，有可能仅用电推力系统，从月球转移轨道出发，将一颗卫星送上对地静止轨道。在这种情况下，该卫星实际上免除了暴露于范阿伦辐射带。然而，若希望使用常规方法直接地从一条对地静止转移轨道GTO进入一条使用电推力的对地静止轨道GSO，则需要多次穿越范阿伦辐射带，那样将会受到重大损害。
本发明的方法使得不仅有可能用一枚单独的火箭将两颗不同的卫星送上不共面的诸轨道，而且除了将卫星B送上一条对地静止轨道之外，还将诸卫星A、C、D和E组成的星座同时送上不同倾角的诸轨道。在这种情况下，诸卫星A、C、D和E都被发射到一条实质上位于赤道平面的月球转移轨道。对诸卫星A、C、D和E中的每一颗分别进行中途校正，使每一颗卫星瞄准进入月球引力范围的不同进入点，从而产生不同的倾角变化。
在返回的半圈上的第二次中途校正使每一条轨道的最低点高度得以调整。正如卫星A使用图3所示的方法进入轨道那样，借助于大气制动以及借助于一个校正推力脉冲，可使该轨道变为圆形。
一般来说可以观察到，根据本发明从一条对地静止转移轨道进入一条低圆形轨道，以及从一条对地静止转移轨道进入一条月球转移轨道，仅要求该火箭提供非常小的速度增量，正如已经强调过的那样，只有700米/秒的量级，即使这样，远地点高度的增加仍是相当可观的(大约从36000公里增加到360000公里或380000公里)。
同样，要将一条椭圆轨道转变为一条低圆形轨道，也不需要提供大的制动增量。借助于连续地穿越高层大气，在近地点处的大气制动使得有可能以最小的推进剂消耗(仅用于提供几个校正推力脉冲)去降低远地点的高度。此外，若穿越大气层时的热通量被限制在6kw/m2以内，则不需要任何专门的热防护。
下面参照图4，对用于实施本发明的一个卫星发射系统的例子进行说明。
一枚在图中没有示出的常规火箭，其上安装了一颗第一卫星B和至少一颗第二卫星A，其实例示于图4。该火箭适于实际上将该第一卫星B直接送上它的最终轨道，这样，所述卫星B可能全部是常规的，仅包括校正推力装置，用以提供小功率的轨道校正推力脉冲。
第二卫星A(在跟火箭分离之后以及到达其最终轨道之前，它应当能够进行各种机动飞行)包括一台带有一个时钟212的星上计算机211，以及带有存储器的数据处理装置213，用以测定天文学的天体位置表，供自动驾驶之用。
卫星A装备了一个可能是化学的或电气的推力系统。图4表示卫星A同时具备两种类型的推力系统的情形。
这样，卫星200的星体含有至少一个氙槽201，经过膨胀器/过滤器/阀门组合件202，向至少两台电火箭发动机203馈送氙，该火箭发动机可能是具有密闭的电子漂移的离子型，或者可能是电弧喷气型。电功率由向该卫星供电的至少一块太阳能电池板204，经过一个臂215和一个旋转机构205提供。
该卫星有利地在其相对的两个面上安装了激光反射镜207，以便非常精确地测定该卫星相对于地球，或者相对于月球的距离(在阿波罗和路纳克霍德任务中，在月球表面上安放了本来打算用于空间实验的激光反射镜)，从而使它有可能非常精确地瞄准进入月球引力范围的通路，或者用于大气制动的入口通路。
该卫星也可以安装一个化学推力系统(例如一个肼系统或者一个使用两种推进剂的系统)，包括至少一个火箭发动机208，其推力(数百牛顿)能够实质上以推力脉冲的形式提供速度增量，并带有一个或多个推进剂槽209，以及带有陀螺仪的姿态控制火箭发动机210。
该卫星还包括一个可变视野的地球传感器206以及至少一个星光传感器214(太阳传感器或星光传感器)，用以提供两个角坐标。
该星光传感器214、可变视野的地球传感器、连同包容于该星上计算机211之内的天体位置表一起，被用来计算该推力矢量跟地球-卫星方向和太阳-卫星方向之间的诸夹角，并由此在该卫星正在进行机动飞行的过程中测定其姿态。
诸陀螺仪控制诸姿态控制火箭发动机210，后者使该第二卫星的星体发生旋转，以便让主火箭发动机208对准于所要瞄准的方向。
星上计算机211控制两种推力系统。
在一个第一实施例中，该可变视野地球地平线传感器206使它有可能获得地球的位置，并且诸反作用轮保持该卫星A的姿态。该星上计算机211实现一种控制该电火箭发动机203的关系，后者使该推力矢量稳定于跟地球-卫星方向垂直的方向上。
在另一个实施例中，该星光传感器214以及包容于星上计算机211之内的天体位置表，用于测定卫星A的姿态。诸反作用轮控制卫星姿态。该星上计算机实现对该电火箭发动机的控制关系，后者使该推力矢量指向一个惯性方向。

Claims (11)

1.一种将诸卫星同时发射到非共面的诸轨道上去的方法，其中一颗第一卫星(B)被安放到一枚火箭上去，后者适于将所述第一卫星实际上直接送上一条具有第一组轨道参数(第一偏心度数值，第一倾角数值，以及第一远地点数值)的第一最终轨道，并至少将一颗第二卫星(A)安放到该火箭上，以便送上一条具有第二组轨道参数(第二偏心度数值，第二倾角数值，以及第二远地点数值)的第二最终轨道。第二组轨道参数实质上不同于由该火箭提供的、并施加于与第二卫星(A)同时发射的该第一卫星(B)的第一组轨道参数的诸相应数值。本方法的特征在于：将该第二卫星(A)送上轨道的步骤是，在第一次机动飞行中，该第二卫星(A)被转移到一条高度椭圆形的等待轨道，该轨道的远地点典型地位于50000公里到400000公里的范围内，该轨道的半长轴的指向使它跟月球在其轨道上的引力范围所形成的环形曲面相交，它还有一个根据下式计算出来的周期TA：
Figure A9712627700021
(n为整数，且n＜4)式中，TLTO为月球转移轨道的周期，tp1是从发射结束到月球经过该瞄准点之间所经历的时间，n为该第二卫星环绕该高度椭圆形的等待轨道运行的圈数，n＜4；在所述高度椭圆形轨道的近地点，该第二卫星在第二次机动飞行中被转移到该月球转移轨道；在第三次机动飞行中进行一次中途校正，以便精确地确定进入月球引力范围时的诸入口参数；诸入口参数被这样确定，使得在第四次机动飞行中，一条中间轨道的近地点高度和倾角都发生变化，这时，该第二卫星位于上述中间轨道上，其目的是走近所述的第二最终轨道，上述变化主要地借助于该月球引力范围内的引力反作用而产生；还进行第五次机动飞行，以便将该第二卫星精确地送上该第二最终轨道。
2.权利要求1的方法，其特征在于：该第一颗卫星(B)所进入的所述第一最终轨道由一条如太阳同步轨道的倾斜的低高度轨道所构成，并且当该第二卫星位于该中间轨道的近地点，正在离开月球势力球，并在于正在降低远地点或使所述中间轨道变圆时，进行所述的第五次机动飞行，以使将所述的中间轨道转变为一条对地静上轨道构成的所述第二最终轨道。
3.根据权利要求1所述方法，其特征在于：该第一卫星(B)所进入的所述第一最终轨道由一条低倾角的对地静止转移轨道，或者一条超对地静止转移轨道所构成；还在于：在所述第三次机动飞行中，该中途校正这样进行，使得进入该月球引力范围的诸入口参数，在经受该月球引力范围的引力反作用之后，可能导致该第二卫星(A)所在的中间轨道的近地点位于80公里到170公里之间的高速；还在于：第五次机动飞行在离开该月球引力范围时，随着近地点高度被确定下来，至少进行一次大气制动，以便降低该第二卫星(A)的中间轨道的远地点；然后，借助于在远地点处的机动飞行，提高它的近地点，以便将所述的中间轨道转变为由一条倾斜的低高度轨道或者一条低圆形轨道构成的所述第二最终轨道。
4.根据权利要求3所述方法，用于同时将许多颗第二卫星(A、C、D、E)送上由具有不同倾角的低高度诸轨道，特别是低圆形诸轨道构成的诸最终轨道，而该第一卫星(B)则被送上由一条小倾角的对地静止转移轨道、或者一条超对地静止转移轨道构成的第一最终轨道，本方法的特征在于：在第三次机动飞行中，进行一系列的不同的中途校正，以便将各颗第二卫星送到进入该月球引力范围的不同进入点，以便瞄准不同的倾角，并且随后在第五次机动飞行中和在大气制动之后，为许多颗第二卫星(A、C、D、E)中的不同卫星获得一系列的具有不同倾角的低高度诸轨道，特别是低圆形诸轨道。
5.一个用于实施权利要求1所述方法的卫星发射系统，该系统的特征在于：它包括一枚火箭，一颗安放在该火箭上的第一卫星(B)，该火箭适于将所述第一卫星(B)实际上直接送上一条第一最终轨道，并且至少有一颗第二卫星(A、C、D、E)被送上不同于所述第一最终轨道的第二最终轨道；还在于：该第二卫星(A、C、D、E)装备有一台星上计算机(211)，一个包括一台安装在所述第二卫星(A、C、D、E)上的主火箭发动机(208)的化学推力系统，以及姿态控制诸火箭发动机(210)。
6.一个用于实施权利要求1所述方法的卫星发射系统，该系统的特征在于：它包括一枚火箭，一颗安放在该火箭上的第一卫星(B)，该火箭适于将所述第一卫星(B)实际上直接送上一条第一最终轨道，并且至少有一颗第二卫星(A、C、D、E)被送上不同于所述第一最终轨道的第二最终轨道；还在于：该第二卫星(A、C、D、E)装备有一台星上计算机(211)，还有一至少包括安装在所述第二卫星(A、C、D、E)上的高比冲电火箭发动机的电推力系统，该电火箭发动机(203)可以是离子型，电弧喷气型，或者密闭的电子漂移型。
7.根据权利要求5所述的系统，其特征在于：所述第二卫星(A、C、D、E)包括一个星光传感器(214)、一个可变视野地球传感器(206)以及一个包容于该星上计算机(211)之内的天体位置表，它们被用来计算该推力矢量跟地球-卫星方向和太阳-卫星方向之间的夹角，并由此在机动飞行过程中测定该第二卫星(A、C、D、E)的姿态。
8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于：所述第二卫星(A、C、D、E)还包括控制该姿态控制诸火箭发动机(210)的诸陀螺仪，以便使该第二卫星的星体发生旋转，以便让主火箭发动机(208)对准于所要瞄准的方向。
9.根据权利要求5到8中任何一项所述的系统，其特征在于：该第二卫星(A、C、D、E)的星体上安装了至少两面激光反射镜(207)，使它有可能在第三次机动飞行中，在实施中途校正机动飞行之前，利用激光遥测非常精确地获得所述第二卫星(A、C、D、E)的位置。
10.根据权利要求6所述的系统，其特征在于：该第二卫星(A、C、D、E)包括一个可变视野地球地平线传感器(206)，用以获得地球的位置，以及诸反作用轮，用以控制所述第二卫星的姿态；还在于：该星上计算机(211)实现一种控制该电火箭发动机(203)的关系，后者使该推力矢量稳定于跟地球-卫星方向垂直的方向上。
11.根据权利要求6所述的系统，其特征在于：该第二卫星(A、C、D、E)包括一个星光传感器(214)、一个包容于该星上计算机(211)之内的天体位置表，用以测定所述第二卫星的姿态，以及诸反作用轮，用以控制所述第二卫星的姿态；还在于：该星上计算机(211)实现对该电火箭发动机的控制关系，使该推力矢量指向一个惯性方向。
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