DE3939910C2 - Raumfahrzeug mit vergrößerter Brennstoffmenge zur Beibehaltung der Position - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Raumfahrzeug, wie geostationäre Kommu­ nikationssatelliten, die Triebwerke aufweisen, um das Raumfahrzeug in eine Umlaufbahn zu bringen und die Triebwerke einschließen, um das Raumfahrzeug an der gewünschten Stelle bzw. Station zu hal­ ten.

Satellitenkommunikationen werden in weitem Maße benutzt. So können z. B. geostationäre Satelliten, die in festen Äquatorial-Umlauf­ bahnen angeordnet sind, Kommunikation über einen weiten geographi­ schen Bereich liefern. Derzeit erfolgt ein großer Teil der Fern­ sehverteilung zwischen auf der Erde befindlichen Sendestationen durch Satelliten. Ein typischer Kommunikationssatellit kann 10 bis 40 Breitband-Impulsübertrager aufweisen, von denen jeder für etwa 1 Million Dollar pro Jahr vermietet wird. Durch Polarisations­ isolation kann jeder Impulsübertrager für zwei teilweise überlap­ pende Signale benutzt werden, was die Anzahl der Impulsübertrager effektiv verdoppelt. Ein arbeitender Satellit ergibt daher große Einkünfte. Berücksichtigt man, daß die Herstellung und das Starten eines Satelliten 50 bis 100 Millionen Dollar kosten kann, dann ist es unbedingt erforderlich, einen Satelliten so lange als irgend möglich zu benutzen.

In der Vergangenheit waren die graduelle Verschlechterung der Aus­ rüstung zusammen mit zufälligen Fehlern die begrenzenden Faktoren bei der Lebensdauer eines Satelliten. Verbesserungen hinsichtlich der Zuverlässigkeit und der Lebensdauer von Satellitenkomponenten haben zu Satelliten geführt, die arbeiten, bis der Brennstoff, der zum Beibehalten der Station erforderlich ist, erschöpft ist. Die brauchbare Lebensdauer eines Satelliten kann daher in direkte Beziehung gesetzt werden zu der Menge an Brennstoff für die Beibe­ haltung der Station, die aufgenommen und gestartet werden kann. Es wurden große Anstrengungen unternommen, daß Gewicht unwesent­ licher Teile des Satelliten zu minimieren, um die maximale Menge an Brennstoff zur Beibehaltung der erwünschten Station aufzuneh­ men und zu starten.

Im allgemeinen können Satelliten mit nicht wiederverwendbaren Ver­ stärkern bzw. Boostern oder mit wiederverwendbaren Trägern, wie einem Raumgleiter bzw. Space-Shuttle gestartet werden. Der Her­ steller oder Betreiber der Startvorrichtung, sei sie wiederver­ wendbar oder nicht, legt das Gewicht des Satelliten und die Höhe fest, bei der er ausgesetzt wird. Sehr häufig liefert der Satel­ litenhersteller einen weiteren Booster, wie einen Apogäums- bzw. Höhepunktsmotor, um die Trägervorrichtung von einer niederen Zwischen-Umlaufbahn, in der der Satellit ausgesetzt wird, zu der erwünschten Umlaufbahn zu befördern, z. B. der geostationären Um­ laufbahn bei 22400 Meilen. Der Satellit, wie er auf einer niede­ ren Erdumlaufbahn ankommt, schließt daher einen Apogäumsmotor ein, um ihn auf die geostationäre Umlaufbahn zu bringen, sowie einige Einrichtungen, um den Satelliten in der gewünschten Station zu halten, was zusätzliche Triebwerke einschließen kann.

Es gibt zwei allgemeine Typen chemischer Treibstoffe: Zweifach­ treibstoffe und Einfachtreibstoffe. Das Zweifachtreibstoff-Trieb­ werk benutzt einen Brennstoff und ein Oxidationsmittel, wie z. B. Monomethylhydrazin (CH₃N₂H₃) als Brennstoff und Stickstofftetro­ xid (N₂O₄) als Oxidationsmittel. Das Zweifachtreibstoff-System ergibt mehr Schub pro Einheitsgewicht des Treibstoffes als ein Einfachtreibstoff-System, d. h. es ist wirksamer, indem es eine größere Geschwindigkeitsänderung pro Einheitsmasse oder Gewicht des Treibstoffes ergibt (wobei der Begriff "Treibstoff" in diesem Zusammenhang sowohl Brennstoff als auch Oxidationsmittel ein­ schließt). Das Einfachtreibstoff-System schließt ein Triebwerk mit einem Katalysator ein, der bei Berührung mit dem Einfach­ treibstoff eine chemische Veränderung verursacht, die Schub er­ zeugt. Das Einfachtreibstoff-System ist weniger wirksam als das Zweifachtreibstoff-System. Der Einsatz überschüssiger elektrischer Energie zum Erhitzen der Verbrennungsprodukte kann einen geringen Schub ergebende Einfachtreibstoff-Treibwerke so wirksam machen wie Zweifachtreibstoff-Triebwerke. Es ist jedoch nicht möglich, die Menge an elektrischer Energie bereitzustellen, die für große Trieb­ werke erforderlich ist, so daß die einen großen Schub ergebenden Triebwerke weiterhin Zweifachtreibstoff-Triebwerke sind.

Zweifachtreibstoff-Systeme leiden an dem Nachteil, daß das Mi­ schungsverhältnis von Oxidationsmittel zu Brennstoff für das Triebwerk Fehlern unterliegt, die nicht vorhergesagt werden kön­ nen und üblicherweise in einer Größenordnung von 3 bis 5% der gesamten Brennstoffmenge liegen. Da diese Fehler normalerweise nicht vorhergesagt werden können, werden die Tanks für Brennstoff und Oxidationsmittel mit einer Treibstoffmenge beladen, die die Möglichkeit von Mischungen für den schlimmsten Fall berücksichti­ gen. Würden die nominellen Bedingungen vorherrschen, dann wären die Tanks sowohl für Brennstoff als auch Oxidationsmittel gleich­ zeitig leer, wenn das Triebwerk bis zum völligen Verbrauch von Treibmittel betrieben werden würde. Als Ergebnis der unvorhersag­ baren Fehler in der Mischung aus Oxidationsmittel und Brennstoff kann jedoch erwartet werden, daß entweder der Brennstoff- oder der Oxidationsmitteltank zuerst leer ist. Natürlich ist es sehr erwünscht, das System so zu optimieren, daß der gesamte Brenn­ stoff und das gesamte Oxidationsmittel verbraucht werden. Darüber hinaus existieren Schwierigkeiten hinsichtlich der chemischen Verträglichkeit des Oxidationsmittels mit den typischen Materia­ lien, die zur Aufnahme des Oxidationsmittels während der 10-jähri­ gen Lebensdauer des Satelliten benutzt werden. Auch können die Verbrennungsprodukte korrosiv sein, insbesondere wenn freies Oxi­ dationsmittel freigesetzt wird.

Das Einfachtreibstoff-System hat den Vorteil, daß der gesamte Einfachtreibstoff benutzt werden kann, um eine Geschwindigkeits­ änderung zu erzielen. Auch ist Hydrazin als Einfachtreibstoff für lange Raummissionen gut geeignet, und die Verbrennungsproduk­ te können weniger korrosiv sein als die eines Zweifachtreibstoff- Systems. Um Nutzen zu ziehen aus der Wirksamkeit des Zweifach­ treibstoff-Systems bei der Erzielung einer Geschwindigkeitsände­ rung und der vollständigen Nutzbarkeit beim Einfachtreibstoff- System, wurden Schubsysteme benutzt, die beide Möglichkeiten ein­ schließen. Solche Doppelmodus-Systeme schließen ein einen relativ hohen Schub liefern des Zweifachtreibstoff-Apogäumstriebwerk und kleinere Einfachtreibstoff-Triebwerke ein.

Zum Start werden die Satellitentanks, die solche Doppelmodus-An­ triebs-Systeme aufweisen, mit ausreichend Oxidationsmittel ge­ füllt, um unter den schlechtesten Mischungsbedingungen für das Zweifachtreibstoff-Apogäumstriebwerk genügend Schub für eine vor­ bestimmte Geschwindigkeitsänderung (Δ V) zu liefern. Das Gewicht wird mit Treibmittel auf das maximal zulässige Gewicht für den Booster- oder Raumgleiterstart gebracht.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Aufenthaltsdauer des Raumfahrzeuges in der gewünschten Position zu verlängern. Diese Aufgabe wird durch das Raumfahrzeug gemäß Anspruch 1 gelöst.

Gemäß der vorliegenden Erfindung wird der Oxidationsmitteltank eines Doppelmodus-Raumfahrzeuges nur mit ausreichend Oxidations­ mittel gefüllt, um den Zweifachtreibstoff-Betrieb zu unterhalten, bis das vorbestimmte Δ V für die Überführung von der Zwischen- zur geostationären Umlaufbahn unter nominellen oder idealen Misch­ bedingungen für das Triebwerk erzielt ist. Dies gestattet die Aufnahme von zusätzlichem Einfachtreibstoff. Herrschen die nomi­ nellen Bedingungen vor, dann ist das Oxidationsmittel genau im richtigen Moment verbraucht, wodurch die endgültige Umlaufbahn mit mehr Einfachtreibstoff begonnen wird, als wenn man Mischungs­ fehler für das Triebwerk berücksichtigt hätte. Verbraucht das Triebwerk aber zu viel Oxidationsmittel, dann ist dieses ver­ braucht und das Zweifachtreibstoff-Triebwerk stoppt, bevor das erwünschte Δ V erzielt ist. In diesem Falle werden die Einfach­ treibstoff-Triebwerke benutzt, um den Unterschied zwischen dem erwünschten und dem tatsächlichen Δ V zu erzielen. Verbraucht das Triebwerk wenig Oxidationsmittel, dann wird das Δ V erzielt, wenn noch Oxidationsmittel im Tank verblieben ist, woraufhin die erforderliche Menge an Einfachtreibstoff zum Beibehalten der Station erhöht ist, wegen der noch vorhandenen Masse an Oxidationsmittel. In jedem Falle, sei es bei der an Oxidationsmittel reichen oder der an Oxidationsmittel armen Mischung, ist die zusätzliche Menge an Einfachtreibstoff, die zum Erzielen des erwünschten Δ V oder zum Bewegen der zusätzlichen Masse während der erwarteten Lebensdauer des Satelliten gebraucht wird, geringer, als die Gesamtmenge an zusätzlichem Brennstoff und zusätzlichem Oxidationsmittel, die üblicherweise für Antriebssysteme ohne Doppelmodus für erforder­ lich gehalten wird. Es wird daher ein Nettogewinn an Zeitdauer in der Station erreicht, da die Oxidationsmittelmenge, die ohne Doppelmodus geladen wird, um Fehler beim Mischungsverhältnis aus­ zugleichen, nicht erforderlich ist und dafür zusätzlicher Brenn­ stoff für das Halten des Satelliten in der erwünschten Station geladen werden kann.

Im folgenden wird die Erfindung unter Bezugnahme auf die Zeich­ nung näher erläutert, in deren einziger Figur ein vereinfachtes Blockdiagramm eines Antriebssystems für Doppelmodus mit Einfach­ treibstoff und Zweifachtreibstoff gezeigt ist.

In dem Brennstoffsystem für ein Raumfahrzeug, wie es im Blockdia­ gramm der Fig. 1 gezeigt ist, sind Brennstofftanks 64,66,76 und 78 mit Hydrazin (N₂H₄)-Brennstoff gefüllt, das mit vom Tank 30 stammenden Helium unter Druck gesetzt ist. Ein Oxidationsmittel­ tank 106 ist ebenfalls mit Helium aus dem Tank 30 unter Druck ge­ setzt. Von den Tanks 64, 66, 76 und 78 wird in einer geregelten Weise Brennstoff zu jedem bzw. irgendeinem der Einfachtreibstoff- Triebwerke 1 bis 14 und 18 bis 20 geführt sowie zu den Zweifach­ treibstoff-Triebwerken 15 und 16. Alle Triebwerke benutzen daher den gleichen Brennstoff. Oxidationsmittel wird in einer geregelten Weise vom Tank 106 zu den Zweifachtreibstoff-Triebwerken 15 und 16 geliefert.

Der Druck im Tank 30 wird durch einen Druckwandler 34 überwacht. Ein Betriebsventil 32 gestattet das Füllen des Tanks 30 mit Helium. Durch doppelte oder redundante, normalerweise geschlossene pyro­ technische Ventile 36 wird das Helium im Tank 30 daran gehindert, in die Brennstoff- oder Oxidationsmittel-Tanks zu strömen, während das Raumfahrzeug auf eine niedere Erdumlaufbahn gebracht wird.

Nach Lösung von der Startrakete werden die pyrotechnischen Ventile 36 gezündet, um das Unterdrucksetzen der Brennstoff- und Oxida­ tionsmittel-Tanks zu gestatten. Ein weiteres Betriebsventil 38 gestattet bei installiertem Ventil 36 das Testen des Systems. Ein normalerweise offenes pyrotechnisches Ventil wird mit einem Heliumfilter 42 verbunden. Helium, das vom Tank 30 durch die Ven­ tile 36 und 40 und durch den Filter 42 strömt, gelangt dann durch eine doppelte, redundante, Druckregulatoranordnung 44 und durch ein weiteres Filter 48. Das Betriebsventil 46 schafft einen wei­ teren Zugang. Vom Filter 48 teilt sich das Helium in drei Rich­ tungen und strömt durch die doppelten, redundanten Rückschlag- bzw. Sperrventile 50 und 52 zu den Brennstofftanks und durch eine Leitung, die ein doppeltes, redundantes, normalerweise geschlosse­ nes pyrotechnisches Ventil 54 einschließt. Helium, das durch das Sperrventil 50 strömt, strömt durch weitere redundante Sperrven­ tile 56 und 58 zu den Tanks 64 bzw. 66. Betriebsventile 60 und 88 sind mit dem Tank 64 verbunden, und Betriebsventile 61 und 90 sind mit dem Tank 66 verbunden. In ähnlicher Weise strömt Helium, das durch das Sperrventil 52 strömt, durch zusätzliche Sperrven­ tile 68, 70 zu den Brennstofftanks 76 bzw. 78. Betriebsventile 74 und 92 sind mit dem Brennstofftank 76 verbunden, und Betriebs­ ventile 72 und 94 sind mit dem Brennstofftank 78 verbunden. Brennstoff kann aus den Tanks 64, 66, 76 und 78 durch Öffnungen 80, 82, 84 und 86 strömen, wenn Bedarf besteht. Die Öffnungen 80 und 82 sind miteinander verbunden und können durch einen Druck­ wandler 108 überwacht werden. In ähnlicher Weise sind die Öffnun­ gen 84 und 86 miteinander verbunden, und der Brennstoffdruck kann durch einen Wandler 112 überwacht werden. Der aus den Tanks 64 und 66 strömende Brennstoff strömt durch einen Filter 110 und zu einer gemeinsamen Brennstoffleitung 111. Brennstoff von den Tanks 76 und 78 strömt durch einen Filter 114 und zu einer gemeinsamen Brennstoffleitung 111. Von der Brennstoffleitung 111 ist der Brennstoff für alle Triebwerke verfügbar.

Wird das pyrotechnische Ventil 54 gezündet, dann öffnet es sich und läßt Heliumgas an dem Betriebsventil 55 vorbei durch ein nor­ malerweise offenes pyrotechnisches Ventil 96, durch einen Filter 98, durch Sperrventile 100 und 102 und an einem Betriebsventil 104 vorbei zum Oxidationsmitteltank 106 strömen, um diesen unter Druck zu setzen. Ein Druckwandler 116 gestattet das Überwachen des Druckes im Tank, und das Betriebsventil 118 gestattet den Zu­ gang zum Füllen oder Leeren, wenn erforderlich. Bei einem Bedarf nach Oxidationsmittel verläßt dieses den Tank 106 durch eine Öff­ nung 120. Ein weiteres, normalerweise geschlossenes pyrotechni­ sches Ventil 126 verhindert das vorzeitige Strömen des Oxidations­ mittels. Nach dem Zünden gestattet das Ventil 126 das Strömen des Oxidationsmittels vorbei an einem Betriebsventil 134 und einem normalerweise offenen pyrotechnischen Ventil 140 durch einen Fil­ ter 144 zu den Steuerventilen der Zweifachtreibstoff-Apogäums- bzw. Höhepunkts-Triebwerke 15 und 16.

Ein normalerweise geschlossenes pyrotechnisches Ventil 124 wird gezündet, nachdem die Antriebsrakete das Raumfahrzeug in eine niedrige Erdumlaufbahn gebracht hat, was dem Brennstoff gestattet, von irgendeinem bzw. jedem der Tanks 64, 66, 76 und 78 vorbei an einem Betriebsventil 132, durch ein normalerweise offenes pyro­ technisches Ventil 138 und einen Filter 142 zu den Brennstoff- Steuerventilen der Triebwerke 15 und 16 zu strömen.

Brennstoff kann auch von der gemeinsamen Brennstoffleitung 111 durch die Filter 122 und 128 strömen, um die Ventile 130 und 136 zu drücken, die die Brennstoffströmung zu den Triebwerken 1 bis 14 und 18 bis 20 steuern, die einzeln steuerbar sind.

Nimmt man das Gesamtgewicht des Satelliten bei Ankunft in einer niedrigen Erdumlaufbahn zu etwa 2721,6 kg an und daß eine Gesamt- Geschwindigkeitsänderung von 1851,1 m/s erforderlich ist für den Übergang von der niedrigen Erdumlaufbahn zu einer geosynchro­ nen Bahn und daß das nominelle Mischverhältnis 1, 1 kg Oxidations­ mittel/kg Brennstoff mit einer Toleranz von ± 0,035 beträgt und daß der spezifische Impuls I_SP des Zweifachtreibstoff -Triebwerkes 312 Sekunden und der I_SP des Einfachtreibstoff-Triebwerkes 302 Se­ kunden beträgt, dann ist es möglich, die Brennstoff- und Oxidations­ mittelmenge zu errechnen. Nach dem Stande der Technik würden die schlechtesten Mischungsverhältnisse von 1,065 : 1 und 1,135 : 1 eine Oxidationsmittelmenge von 656,8 kg und eine Brennstoffmenge von 598,3 kg für eine Gesamttreibstoffmenge von 1255,1 kg diktieren, die für den Gebrauch des Höhepunktstriebwerkes vorgesehen ist. Weiterer Brennstoff würde aufgenommen werden zum Halten der Posi­ tion oder zur Regelung der Fluglage mittels Schubtriebwerken, die mit Monotreibmittel betrieben werden. Mit dieser Menge an Oxida­ tionsmittel und Brennstoff für das Höhepunkts-Triebwerk führt ein nominelles tatsächliches Triebwerks-Mischungsverhältnis zu 9,7 kg Oxidationsmittel, die im Oxidationsmitteltank verbleiben, nachdem man die erwünschte Geschwindigkeit erreicht hat und 10,0 kg an im Brennstofftank verbliebenen Brennstoff für das Höhepunkts- Triebwerk. Es wurden somit 588,3 kg Brennstoff benutzt. Ein im schlechtesten Falle an Oxidationsmittel magerer Abbrand führt zu 19,7 kg Oxidationsmittel im Oxidationstank, während kein Brenn­ stoff für das Höhepunkts-Triebwerk im Brennstofftank verbleibt. Ein im schlechtesten Falle an oxidationsmittel reicher Abbrand führt zu einem Oxidationsmitteltank ohne verbliebenes Oxidations­ mittel, während 19,7 kg überschüssiger Brennstoff verbleiben, d. h. Brennstoff, der für das Höhepunkts-Triebwerk vorgesehen aber nicht verbraucht worden ist.

Gemäß der vorliegenden Erfindung wird die anfängliche Oxidations­ mittelmenge, die beim Abschuß bzw. Start im Brennstofftank ange­ ordnet wird, gleich der eingestellt, die für den nominellen Trieb­ werksbetrieb erforderlich ist, was in dem obigen Beispiel 647,1 kg (d. h. 656,8 - 9,7 kg) sind. Weiter wird, gemäß der Erfindung, die Brennstoffmenge gleich der eingestellt, die für die nominelle Triebwerksbetätigung erforderlich ist, die im vorliegenden Bei­ spiel 588,3 kg und eine Zugabe ausmacht, um ein Geschwindigkeits­ defizit auszugleichen, das auftreten kann, wenn das Triebwerk nicht wie vorgeschrieben brennt. Diese Zugabe beträgt 12,9 kg Brennstoff, was eine Gesamtmenge an Treibmittel für den Triebwerksbetrieb zur Erreichung des Höhepunktes von 1248,3 kg ergibt, was 6,8 kg weniger sind als bei dem Beispiel nach dem Stande der Technik. Der Satellit wird auf das Abschußgewicht gebracht, indem man weitere 6,8 kg Monotreibmittel-Brennstoff hinzugibt. Arbeitet das Höhepunkts- Triebwerk unter nominellen Bedingungen, dann ist die erwünschte Geschwindigkeitsänderung in dem Moment eingetreten, in dem sowohl das Oxidationsmittel als auch der Brennstoff für das Höhepunkts- Triebwerk vollständig aufgebraucht sind, wobei der Satellit mit einem Gewinn an Monotreibmittel-Treibstoff von 6, 8 kg plus die zusätzlichen 12, 9 kg, somit einem Gesamt-Nettogewinn von 19, 7 kg gegenüber dem Stand der Technik auf der Station ankommt, was für 9 weitere Monate Betrieb ausreicht, um den Satelliten an seiner Station zu halten. Unter den nominellen Bedingungen des Triebwerks­ betriebes ergibt somit die Treibmittelmenge gemäß der vorliegenden Erfindung 9 zusätzliche Monate für den Aufenthalt an der angestreb­ ten Stelle.

Es mag jedoch sein, daß das Triebwerk nicht unter den nominellen Mischbedingungen arbeitet, da das genaue Mischungsverhältnis des mit zwei Treibmitteln arbeiteten Höhepunkts-Triebwerkes nicht be­ kannt ist. Angenommen sei, das Triebwerk arbeite in einer extrem an Oxidationsmittel reichen Weise. Der Schub wird durch das Misch­ verhältnis im wesentlichen unbeeinflußt gelassen. Der Oxidations­ mitteltank wird jedoch erschöpft sein, bevor das volle Δ V er­ zielt ist und es gibt ein Geschwindigkeitsdefizit von 37,2 m/s in dem Moment, in dem das Oxidationsmittel vollständig verbraucht ist. Da das zwei Treibmittel benutzende Höhenpunkt-Triebwerk seinen Be­ trieb frühzeitig einstellt, bleiben 18,2 kg Brennstoff ungenutzt, die sonst durch das Zweitreibmittel-Triebwerk verbraucht worden wären. Dieser Brennstoff wird dann für die Monotreibmittel-Trieb­ werke benutzt (die längs den Nord-Süd- und Ost-West-Achsen orien­ tiert sind), um das Defizit von 37,2 m/s zumindest teilweise aus­ zugleichen. Zusätzlich werden weitere 12,9 kg Brennstoff von den Monotreibmittel-Triebwerken benötigt, um das Defizit von 37,2 m/s vollständig auszugleichen und somit insgesamt 31,1 kg Brennstoff. Verglichen mit dem Stande der Technik kommt der Satellit mit einer zusätzlichen Brennstoffmenge an seiner Station an mit einer Erspar­ nis von 6,8 kg, die dazu benutzt werden können, die Lebensdauer des Raumfahrzeuges um etwa 3,1 Monate zu verlängern. Auf diese Weise ergibt eine Treibstoffladung gemäß der vorliegenden Erfin­ dung selbst unter den schlechtesten Triebwerks-Brennbedingungen mehr als 3 zusätzliche Monate in der Station.

Man nehme an, daß das Triebwerk mit einem Unterschuß an Oxidations­ mittel arbeitet. In diesem Fall gibt es kein Geschwindigkeitsdefi­ zit, doch wird nicht das gesamte Oxidadionsmittel verbraucht, so daß 10 kg Oxidationsmittel in den Tanks verbleiben, wenn der Sa­ tellit an der Station ankommt. Diese 10 kg können nicht abgelassen werden, weil das Oxidationsmittel korrosiv für den Satelliten sein mag. Folglich muß das Oxidationsmittel für die gesamte Dauer des Satellitenbetriebes an Bord gehalten werden. Nimmt man eine 10-jäh­ rige Lebensdauer an, dann werden diese zusätzlichen 10 kg Teil der Masse des Satelliten, die bei jedem Manöver zum Halten der Station bewegt werden müssen. Diese zusätzliche Masse erfordert mehr Brennstoff während eines jeden solchen Manövers. Der über die ge­ samte Lebensdauer des Satelliten erforderliche zusätzliche Treib­ stoff beträgt etwa 2 kg. Dies ist jedoch sehr viel weniger als die 19,7 kg zusätzlichen Brennstoffes, die gemäß der vorliegenden Er­ findung an Bord genommen werden können und der Unterschied von 17,7 kg kann 8 zusätzliche Monate für den Satelliten in der Sta­ tion ergeben.

Für den Fachmann ergeben sich auch andere Ausführungsformen der Erfindung. So veranschaulicht die einzige Figur eine Doppelmodus- Anordnung bzw. eine Anordnung mit gemeinsamen Tanks für Apogäums- und Triebwerke zum Halten der Station, doch ist die Erfindung gleichermaßen anwendbar auf Satelliten, die vollkommen unabhängige Apogäums- und Triebwerke zum Einhalten der Station aufweisen. Die Einfachtreibstoff-Triebwerke zum Erzielen der Geschwindigkeitsver­ änderung können statt Nord-Süd, Ost-West entlang der gleichen Achse orientiert sein wie die Apogäums-Triebwerke.

Claims (4)

1. Raumfahrzeug, umfassend:
Zweifachtreibstoff-Apogäumstriebwerk, um dem Raum­ fahrzeug eine vorbestimmte Geschwindigkeit zu verleihen;
Einfachtreibstoff-Triebwerk;
Brennstoffreservoir, das mit dem Zweifachtreibstoff- Apogäumstriebwerk und dem Einfachtreibstoff-Triebwerk ge­ koppelt ist;
Oxidationsmittelreservoir, das mit dem Zweifachtreib­ stoff-Triebwerk gekoppelt ist, wobei die Kombination aus dem Apogäumstriebwerk, dem Brennstoffreservoir und dem Oxi­ dationsmittelreservoir ein nicht einstellbares Mischungs­ verhältnis aus Brennstoff und Oxidationsmittel liefert;
eine Brennstoffmenge in dem Brennstoffreservoir und
Oxidationsmittel für den Brennstoff zur Lagerung in dem Oxidationsmittelreservoir, zum Verbrauch durch das Apo­ gäumstriebwerk während mindestens eines Abschnittes des Verleihens der vorbestimmten Geschwindigkeitsänderung, wo­ bei die Oxidationsmittelmenge so ausgewählt ist, daß das Oxidationsmittel gleichzeitig mit dem Ende des Abschnittes, während dem dem Raumfahrzeug die Geschwindigkeitsänderung verliehen wird, vollständig erschöpft ist, bei Verwendung des nominellen Mischungsverhältnisses von Brennstoff zu Oxidationsmittel der genannten Kombination, wobei für den Fall, daß die Nominalbedingungen nicht herrschen und das Oxidationsmittel erschöpft ist, bevor die Geschwindigkeits­ änderung erreicht ist, das Einfachtreibstoff-Triebwerk den Rest der Geschwindigkeitsänderung bewirken kann, und für den Fall, daß das Oxidationsmittel vor Erreichen der Ge­ schwindigkeitsänderung nicht erschöpft ist, kein weiterer Brennstoff erforderlich ist, um die Geschwindigkeitsände­ rung zu erzielen.

2. Raumfahrzeug mit mindestens einem Zweifachtreibstoff- Apogäumstriebwerk, das sowohl Brennstoff als auch Oxidati­ onsmittel verbraucht, und einem Einfachtreibstoff-Trieb­ werk, das Brennstoff verbraucht, mindestens einem Brenn­ stoffreservoir und mindestens einem Oxidationsmittelreser­ voir, wobei die Kombination aus dem Apogäumstriebwerk und den Brennstoff- und Oxidationsmittelreservoiren ein nicht einstellbares Mischungsverhältnis aus Brennstoff und Oxi­ dationsmittel liefert, das einen nicht bekannten, aber ei­ nen nahe einem nominellen Wert liegenden Wert aufweist, wobei das Raumfahrzeug umfaßt:
eine Brennstoffmenge in dem Brennstoffreservoir und
eine Oxidationsmittelmenge in dem Oxidationsmittelre­ servoir, wobei die Oxidationsmittelmenge nur die Menge ist, die so ausgewählt ist, daß sie gleichzeitig mit dem Ende einer induzierten Geschwindigkeitsänderung des Raumfahrzeu­ ges vollkommen erschöpft ist, wobei die genannte Kombinati­ on bei einem nominellen Wert des Brennstoff/Oxidationsmit­ tel-Mischungsverhältnisses der Kombination betrieben wird.

3. Verfahren zum Starten eines Satelliten, der minde­ stens ein sowohl Brennstoff als auch Oxidationsmittel ver­ brauchendes Zweifachtreibstoff-Triebwerk mit einem nicht einstellbaren Mischungsverhältnis von Brennstoff/Oxidati­ onsmittel und mehrere Brennstoff verbrauchende Einfach­ treibstoff-Triebwerke aufweist, umfassend die folgenden Stufen:
Füllen des Satelliten mit gerade genügend Oxidations­ mittel, um eine Geschwindigkeit zur Übertragung von einer ersten Umlaufbahn zu einer zweiten erwünschten Umlaufbahn zu erzielen, wobei das Zweifachtreibstoff-Triebwerk bei seinem nominellen Mischungsverhältnis von Brennstoff zu Oxidationsmittel betrieben wird;
Füllen des Satelliten mit Brennstoff bis zum maximal zulässigen Gewicht für die Überführung zu der ersten Um­ laufbahn;
Betreiben des Zweifachtreibstoff-Triebwerkes, damit das Raumfahrzeug Geschwindigkeit gewinnt, um die erste Um­ laufbahn zu verlassen und sich zu der zweiten Umlaufbahn zu bewegen,
wobei mindestens eines der Einfachtreibstoff-Trieb­ werke betrieben wird, um die genannte Geschwindigkeit zu erzielen, falls das Oxidationsmittel vor Erreichen der ge­ nannten Geschwindigkeit erschöpft ist, und
nach Erreichen der zweiten Umlaufbahn mindestens ei­ nes der Einfachtreibstoff-Triebwerke betrieben, um den Be­ trieb aufrecht zu erhalten.

4. Verfahren nach Anspruch 3, worin die erste Umlaufbahn eine Zwischenumlaufbahn und die zweite Umlaufbahn geosyn­ chron ist.