DE68910501T2

DE68910501T2 - Vorrichtung und verfahren zur änderung des orbits eines künstlichen satelliten.

Info

Publication number: DE68910501T2
Application number: DE68910501T
Authority: DE
Inventors: Tetsuo Yasaka
Original assignee: Nippon Telegraph and Telephone Corp
Current assignee: Nippon Telegraph and Telephone Corp
Priority date: 1988-08-12
Filing date: 1989-08-11
Publication date: 1994-06-01
Anticipated expiration: 2009-08-12
Also published as: US5163641A; WO1990001447A1; DE68910501D1; EP0382858B1; EP0382858A1; EP0382858A4

Description

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Änderung des Orbits eines künstlichen Satelliten durch Annähern einer Vorrichtung zur Änderung des Orbits an einen Ziel-Satelliten und daran Ankoppeln im Raum, um ein gekoppeltes System zu bilden, Ändern des Orbits des gekoppelten Systems durch einen Schub und Lösen der Kopplung des Ziel-Satelliten mit der Vorrichtung zur Änderung des Orbits zu einem vorbestimmten Zeitpunkt um den Ziel-Satelliten in einem Ziel- Orbit abzusetzen und die Vorrichtung zur Änderung des Orbits in einem für eine Wiederbenutzung geeigneten, anderen Orbit als dem Ziel-Orbit abzusetzen.
Die Orbits künstlicher Satelliten werden in Übereinstimmung mit den Anwendungsaufgaben gewahlt. Ein Satellit in einem sogenannten stationären Orbit wie ein Kommunikationssateliit oder ein meteorologischer Satellit muß bis zum Ende seiner Betriebslebensdauer in einem vorbestimmten Orbit gehalten werden. Daher kann, wenn die Betriebslebensdauer eines Satelliten in einem geostationären Orbit zu Ende geht oder der Satellit versagt, ein neuer Satellit in dem vorbestimmten Orbit nicht placiert werden, bis nicht der alte Satellit von dem vorbestimmten Orbit entfernt und beseitigt ist.
Eine Vorrichtung zur Korrektur des Orbits nähert sich dem Ziel-Satelliten, der beseitigt werden soll, an und wird daran angekoppelt. Anschließend verläßt das gekoppelte System den vorbestimmten Orbit durch den Schub der Vorrichtung zur Korrektur des Orbits.
Bei einem herkömmlichen Verfahren zur Änderung des Orbits eines künstlichen Satelliten durch Benutzung einer solchen Vorrichtung zur Korrektor des Orbits, wie z.B. in Fig. 1 gezeigt ist, fängt die Vorrichtung zur Korrektur eines Orbits, die sich in einem ursprünglichen Orbit 01 mit einem Orbitalradius R mit einer Bahngeschwindigkeit Vc zu Anfang dreht, den Ziel-Satelliten ein und wird an diesen an einem Punkt P1 gekoppelt. Die Vorrichtung zur Korrektur des Orbits erzeugt dann einen Schub, um für das gekoppelte System, bestehend aus der Korrekturvorrichtung und dem Satelliten, eine Geschwindigkeitszunahme ΔV zu erzielen. Wenn die Geschwindigkeitszunahme ΔV durch die folgende Gleichung ausgedrückt wird:
(Vc + ΔV²) = u (2/R - 1/a)
wobei u ein Gravitationskoeffizient ist, der 638.603 km³/s² für die Erde beträgt, wird das gekoppelte System bestehend aus der Vorrichtung zur Korrektur des Orbits und dem Ziel-Satelliten in einem elliptischen Orbit 02 als Transfer- oder Übergangs-Orbit mit einer großen Halbachse a plaziert. Der Ziel-Satellit wird von der Korekturvorrichtung im elliptischen Orbit 02 getrennt und in einem neuen Orbit plaziert.
Fig. 2 ist eine Darstellung, um eine Orbit-Änderungsoperation in größerem Detail zu erklären. Ein Apogäum P2 des Übergang-Orbits 02 ist um ungefähr
4R ΔV/Vc
größer als der ursprüngliche Orbit.
Wenn die Vorrichtung zur Korrektur eines Orbits wiederbenutzt werden soll, muß die Vorrichtung zu dem ursprünglichen Orbit 01 zurückkehren durch Erzeugung eines Schubs am Punkt P1 des Orbits 02, an dem der Orbit 02 in Kontakt mit dem ursprünglichen Orbit 01 ist, in der entgegengesetzten Richtung auf die gleiche Art und Weise wie im Fall, wo die Geschwindigkeitszunahme ΔV erzielt wird.
Um zu vermeiden, daß die Vorrichtung zur Korrektur des Orbits den ursprünglichen Orbit kreuzt, erzeugt die Korrekturvorrichtung einen Schub, um eine Geschwindigkeitszunahme ΔV' am Apogäum P2 zu erzielen und das gekoppelte System wird in einen Orbit 03 plaziert, wie z.B. in Fig. 2 gezeigt ist. Der Ziel-Satellit dreht sich im Orbit 03 und passiert ein Perigäum P3, das von dem Perigäum P1 getrennt ist. D.h., der Ziel-Satellit erreicht den neuen Orbit 03, der den ursprünglichen Orbit nicht kreuzt.
Wenn die herkömmliche Vorrichtung zur Korrektur eines Orbits wiederbenutzt werden soll, wird die Kopplung der Korrekturvorrichtung mit dem Ziel-Satelliten z.B. am Punkt P2 gelöst. Die Korrekturvorrichtung erzeugt dann einen Schub in die entgegengesetzte Richtung, um zum Orbit 02 zurückzukehren und erzeugt am Punkt P1 wieder einen Schub, um in den Orbit 01 zurückzukehren. Die Vorrichtung zur Korrektur des Orbits wir daher gedreht und kann im Orbit 01 wieder benutzt werden.
Wie oben beschrieben wurde, muß, wenn die herkömmliche Vorrichtung zur Korrektur eines Orbits wiederbenutzt wird, die Vorrichtung einen ursprünglichen Orbit wieder verlassen, um einen Ziel-Satelliten in einem neuen Orbit zu beseitigen und dann in den ursprünglichen Orbit zurückkehren durch Verwendung einer Schubkraft in die entgegengesetzte Richtung. Zu dieser Zeit wird, da die Geschwindigkeitszunahme, die für die Orbit-Korrektur benötigt wird, im wesentlichen die gleiche ist, die zum Erreichen des neuen Orbits benötigt wird, eine große Menge von Schubenergie erforderlich. Aus diesem Grund wird die Vorrichtung zur Korrektur eines Orbits zusammen mit dem Ziel-Satelliten beseitigt und wird nicht wiederbenutzt ungeachtet der Tatsache, daß die Wiederbenutzung der Vorrichtung erwünscht ist.
Weiter muß, auch wenn die Vorrichtung zur Korrektur eines Orbits zusammen mit dem Ziel-Satelliten beseitigt werden muß, die Vorrichtung nicht in denselben Orbit wie den des Ziel-Satelliten bewegt werden. In der Praxis müssen sie jedoch zeitweise zusammen im selben Orbit bewegt werden. Dies ist verschwenderisch in Bezug auf Energie.
Eine andere interessante Technologie bezüglich der Orbit-Beladung ist in Literaturstelle 1 beschrieben (M. Pecchioli et al. "A Thrusted Sling in Space: A Tether- Assisted Maneuver für Orbit Transfer", Societa Italiana di Fisica-Conference Proc. Vol. 14, Oct. 1987), deren Verfahren eine Nutzlast in einen anderen Orbit bringt, indem sie an eine schwere Masse (z.B. einen Spaceshuttle-Orbiter) festgekettet wird und indem ein Antriebssystem einen Schub auf die Nutzlast senkrecht zu der Kette ausübt, wobei die Nutzlast in Drehung um den Schwerpunkt der Kombination aus Nutzlast und Orbiter in einen Transfer-Orbit gebracht wird; und indem die Kette gelöst wird, sobald die korrekte Position zum Einsetzen in einen Transfer-Orbit erreicht wird und das Einsetzen stattfindet.
Dieses Verfahren ist wirkungsvoll in Bezug auf den Treibstoffverbrauch in Vergleich mit dem oben beschriebenen herkömmlichen Verfahren. Gleichzeitig ist diese Prozedur insbesondere attraktiv, wenn sie angewandt wird zum Aussetzen einer Nutzlast von einem in einem erdnahen Orbit befindlichen Orbiter, der anschließend zur Erde zurückkehren muß, in einen erdferneren Orbit. Der Vorteil dieses Verfahrens basiert auf der theoretischen Erkenntnis, daß zwei Objekte, die zusammengekettet sind, ihren Impuls austauschen, wobei die Nutzlast zusätzlichen Impuls gewinnt, während der Orbiter Impuls verliert und abgebremst wird.
Jedoch bezieht sich diese Beschreibung auf die Änderung eines Orbits einer Nutzlast, die durch einen wesentlich schwereren Orbiter in einen erdnahen Orbit gebracht wird.
Weiterhin muß die Nutzlast eine Antriebseinheit aufweisen, die einen Schub senkrecht zur Kettenlinie erzeugt. Daher ist diese Methode nicht anwendbar auf einen beliebigen Satelliten, der in einen anderen Orbit gebracht werden soll und der höchstwahrscheinlich keine Antriebsmöglichkeiten mehr aufweist.
Die vorliegende Erfindung ist unter Berücksichtigung der oben beschriebenen Situation gemacht worden und hat als Ziel, ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Änderung des Orbits eines künstlichen Satelliten zu liefern, wobei ein Ziel-Satellit, nachdem eine Vorrichwng zur Änderung des Orbits den Ziel-Satelliten eingefangen hat, der Ziel- Satellit von der Vorrichtung getrennt werden kann, um in einen neuen Orbit abgesetzt zu werden, und die Vorrichtung kann bei einem geringen Energieverbrauch zur Wiederbenutzung zurückgebracht werden.
Entsprechend einem erfindungsgemäßen Verfahren zur Änderung des Orbits eines künstlichen Satelliten wird eine Vorrichtung zur Änderung des Orbits an einen Ziel- Satelliten in einem Orbit um die Erde angenähert, eine auf der Vorrichtung zur Änderung eines Orbits befestigte und am äußeren Ende eines Verbindungsgliedes angeordnete Einfangvorrichtung fängt den Ziel-Satelliten ein, um ein gekoppeltes System zu bilden, und ein Schub wird wenigstens einmal in einer Richtung senkrecht zur axialen Richtung des gekoppelten Systems erzeugt, um gleichzeitig eine Drehbewegung um den Schwerpunkt des gekoppelten Systems und eine neue Translationsbewegung des Schwerpunktes zu erzeugen, wobei das gekoppelte System in einen Übergangs-Orbit bewegt wird. In dem Übergangs-Orbit wird das gekoppelte System zu einem Zeitpunkt gelöst, wenn die axiale Richtung des gekoppelten Systems senkrecht zum Umlaufgeschwindigkeitsvektor ist. Anschließend wird der Ziel-Satellit in einen Ziel-Orbit entlassen. Die Vorrichtung zur Änderung des Orbits kann mit geringem Energieverbrauch zur Wiederbenutzung im wesentlichen in den ursprünglichen Orbit zurückgebracht werden.
Zusätzlich enthält die Vorrichtung zur Änderung des Orbits eines künstlichen Satelliten ein Verbindungsglied, dessen eines Ende am Hauptkörper der Vorrichtung befestigt ist und an dessen anderem Ende die Einfangvorrichtung zum Einfangen des Ziel-Satelliten angeordnet ist und wobei das gekoppelte System durch Koppeln des Ziel-Satelliten zu der Vorrichtung zur Änderung des Orbits über das Verbindungsglied gebildet wird. Der Hauptkörper der Vorrichtung enthält einen Sensor, um in Verbindung mit von der Erde übertragenen Orbit-Daten den Umlaufgeschwindigkeitsvektor und die Lage der Vorrichtung zur Änderung des Orbits zu erfassen, Mittel zur Änderung/Steuerung des Orbits des Hauptkörpers und Mittel zur Änderung der Lage des Hauptkörpers.
Eine Antriebseinheit zur Erzeugung eines Schubs in einer Richtung senkrecht zur axialen Richtung des gekoppelten Systems ist im Hauptkörper angeordnet. Die A ntriebse inheit enthält eine Ansteuervorrichtung zur synchronen Ansteuerung der Antriebseinheit mit einer Zeitsteuerung dann, wenn die Achse des Schubs parallel zum Umlaufgeschwindigkeitsvektor wird, und eine Ansteuervorrichtung für die Einfangeinrichtung, um das gekoppelte System dann zu lösen, wenn die Längsrichtung des gekoppelten Systems senkrecht zum Umlaufgeschwindigkeitsvektor steht, wobei der Ziel-Satellit in einen Ziel-Orbit plaziert wird und die abgetrennte Vorrichtung zur Änderung eines Orbits zur Wiederbenutzung im wesentlichen in den ursprünglichen Orbit zurückgebracht wird.
Im folgenden werden die Zeichnungen beschrieben, wobei
Fig. 1 eine Darstellung ist, die die Beziehung zwischen einem ursprünglichen Orbit um die Erde und einem Übergangs-Orbit zeigt, der durch Änderung des ursprünglichen Orbits erhalten wurde;
Fig. 2 eine Darstellung zur detaillierteren Erklärung eines Vorgangs zur Änderung eines Orbits aus Fig. 1 ist;
Fig. 3 eine schematische Perspektivansicht ist, die einen Zustand zeigt, in dem eine erfindungsgemäße Vorrichtung zur Änderung des Orbits einen Ziel-Satelliten einfängt;
Fig. 4 eine Darstellung ist, die einen Fall zeigt, in dem ein Schub auf die Vorrichtung zur Änderung des Orbits ausgeübt wird, wobei der Schwerpunkt des aus der Vorrichtung zur Änderung des Orbits und dem Ziel-Satelliten gebildeten Systems bewegt wird, um eine Translationsgeschwindigkeit ΔV und eine Rotationsgeschwindigkeit um den Schwerpunkt zu erzielen;
Fig. 5 eine Darstellung ist, die ein Ausführungsbeispiel zeigt, in dem ein Schub in einem Übergangs-Orbit periodisch auf die Vorrichtung zur Änderung des Orbits ausgeübt wird;
Fig. 6 eine Darstellung ist, die ein Ausführungsbeispiel zeigt, in dem ein Schub periodisch auf die Vorrichtung zur Änderung des Orbits angewandt wird, und die Lage des gekoppelten Systems zu diesem Zeitpunkt zeigt;
Fig. 7A und 7B Darstellungen sind, die einen Trennvorgang des Ziel-Satelliten am Apogäum und am Perigäum und die Orbits der Vorrichtung zur Änderung des Orbits und des Ziel-Satelliten nach dem Vorgang zeigen;
Fig. 8A und 8B eine Darstellung und eine vergrößerte Darstellung des Ergebnisses einer Computersimulation der Orbit-Änderung am Apogäum zeigen;
Fig. 9A und 9B eine Darstellung und eine vergrößerte Darstellung des Resultats einer Computersimulation der Orbit-Änderung am Perigäum sind;
Fig. 10 eine Auftragung des Verhältnisses der benötigten Treibstoffmenge für eine erfindungsgemäße Orbit-Änderung zu der bei einem herkömmlichen Verfahren benötigten Treibstoffmenge bei einem bestimmten Massenverhältnis zeigt;
Fig. 11 eine perspektivische Ansicht ist, die die äußere Erscheinung einer Struktur eines ausfahrbaren und einfahrbaren Ladebaums entsprechend einer Modifikation der vorliegenden Erfindung zeigt;
Fig. 12 eine perspektivische Darstellung ist, die eine schematische Anordnung eines Ansteuersystems zur Ansteuerung eines Drahtes, der als Ladebaum dient, zeigt;
Fig. 13 eine Darstellung ist, die ein Ausführungsbeispiel der im Hauptkörper der erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Änderung des Orbits enthaltenen Funktionselemente zeigt;
Fig. 14 ein Blockdiagramm zur Erklärung der Funktion einer Antriebseinheit aus Fig. 13 zeigt; und
Fig. 15 ein Blockdiagramm zur Erklärung des Betriebs ist, wenn der Ziel- Satellit von der erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Änderung des Orbits getrennt wird.
Ein Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung wird unten mit Bezug auf die beiliegenden Zeichnungen beschrieben.
Fig. 3 ist eine perspektivische Darstellung eines Zustandes, in dem eine erfindungsgemäße Vorrichtung zur Änderung des Orbits versucht, einen Satelliten 2 einzufangen. Ein Ende eines Ladebaums 3 ist mit der Vorrichtung 1 zur Änderung des Orbits verbunden. Eine Einfangvorrichtung 4 aus Metall ist am anderen Ende des Ladebaums 3 angeordnet. Die Einfangvorrichtung 4 aus Metall fängt den Ziel-Satelliten 2 unter Steuerung durch eine Steuervorrichtung (in Fig. 3 nicht dargestellt) zur Steuerung des Einfangvorgangs der Vorrichtung 4 ein. Eine Orbitsteuer- Antriebsvorrichtung 18 und eine Antenne 6 zum Empfang von Orbit-Daten von der Erde sind an der Außenseite der Vorrichtung 1 zur Änderung des Orbits angeordnet.
Die Vorrichtung 1 zur Änderung des Orbits ist über den Ladebaum 3 mit dem Ziel- Satelliten 2 gekoppelt, um ein hantelförmiges gekoppeltes System zu bilden.
Wenn ein Schub auf den Schwerpunkt der Vorrichtung 1 zur Änderung des Orbits als einer der Massen der Hantel in einer Richtung senkrecht zu seiner axialen Ausrichtung ausgeübt wird, wird eine Zunahme der Translationsgeschwindigkeit und eine Rotationsbewegung um den Schwerpunkt des gekoppelten Systems in dessen Orbit erzeugt. Das gekoppelte System wird in einen Übergangs-Orbit entsprechend der Zunahme der Translationsgeschwindigkeit plaziert. In Bezug auf einen der Massenpunkte der Hantel wird der Drehimpuls bezüglich des Erdmittelpunktes periodisch geändert. Da der Drehimpuls des gesamten gekoppelten Systems konstant ist, wird dieser Impuls periodisch zwischen den Massenpunkte der Hantel ausgetauscht. Wenn der Zugriff der Einfangvorrichtung 4 aus Metall zu einem vorbestimmten Zeitpunkt bezüglich der Übertragung des Drehimpulses gelöst wird, bewegt sich der Ziel-Satellit in einen Ziel-Orbit.
Fig. 4 zeigt einen Fall, in dem ein Schub auf die Vorrichtung 1 zur Änderung des Orbits angewandt wird, während sich das gekoppelte System mit der ursprünglichen Umlaufgeschwindigkeit Vc bewegt, wobei eine Geschwindigkeitszunahme Δ V in einer Richtung senkrecht zur axialen Richtung und eine Rotationsgeschwindigkeit um den Schwerpunkt am Schwerpunkt des gekoppelten Systems erzielt wird. Unter Bezugnahme auf Fig. 4 wird die Vorrichtung zur Änderung des Orbits durch einen Massenpunkt 1' mit einer Masse m1 repräsentiert, und der Ziel-Satellit 2 ist durch einen Massenpunkt 2' mit einer Masse m2 repräsentiert. Wenn die Entfernung vom Massenpunkt 1' zum Massenpunkt 2' als l gegeben ist und ein Schub F auf den Massenpunkt 1' während einer Zeit Δ t in einer Richtung senkrecht zum Ladebaum ausgeübt wird, ist die Geschwindigkeitszunahme des Schwerpunkts des gekoppelten Systems beschrieben durch:
Δ V = r1 F Δ t / ml ... (1),
und eine Rotationsgeschwindigkeit um den Schwerpunkt wird beschrieben durch:
= F Δ t / l ml ... (2),
wobei r1 = m1 / (m1 + m2) und r2 = m2 (m1 + m2).
Wenn die Langsrichtung des gekoppelten Systems senkrecht zu einem Winkel φ des Umlaufgeschwindigkeitsvektors ist, wird die ursprüngliche Umlaufgeschwindigkeit Vc parallel zur Geschwindigkeitszunahme Δ V am Schwerpunkt. Ein Fall, in dem die Geschwindigkeitszunahme Δ V in einer Richtung wirkt, um die Umlaufgeschwindigkeit zu erhöhen, wird unten beschrieben. Wenn die Zeit Δ t, während der der Schub F ausgeübt wird, vergrößert wird, weicht der Winkel φ von einem rechten Winkel ab, was in einem Verlust von Geschwindigkeitszunahme resultiert. Dieser Verlust kann wirkungsvoll reduziert werden durch periodisches Erzeugen des Schubs F synchron mit einem vorbestimmten Rotationszustand des gekoppelten Systems im Übergangs-Orbit, wie in den Fig. 5 und 6 beschrieben ist. Insbesondere wird in Fig. 5 ein Schub F1 für eine Zeit Δ t&sub1; an einem ersten Ausstoßpunkt A erzeugt der dadurch bestimmt ist, daß der ursprüngliche Orbit einen Winkel π = φ aufweist, und einen Schub F2 wird für eine Zeit Δ t&sub2; an einem zweiten Ausstoßpunkt B im Übergangs-Orbit erzeugt.
Fig. 6 zeigt einen Fall, in dem der Schub F1 auf die Vorrichtung 1 zur Änderung des Orbits im ursprünglichen Orbit für eine Zeit Δ t&sub1; wirkt und der Schub F2 auf die Vorrichtung 1 für eine Zeit A t&sub2; wirkt, wenn das gekoppelte System in einem vorübergehenden Übergangs-Orbit dieselbe Lage wie im ursprünglichen Orbit hat, wobei das gekoppelte System in den End-Übergangs-Orbit bewegt wird.
Folglich bewegt sich der Schwerpunkt des gekoppelten Systems zum Übergangs-Orbit O2, wie in Fig. 1 gezeigt ist, und das gekoppelte System wird um den Schwerpunkt mit einer vorbestimmten Rotationsgeschwindigkeit gedreht, wie in Fig. 4 gezeigt ist. Wenn der Rotationswinkel φ = 3π/2 ist, unterscheidet sich die Geschwindigkeit des in Fig. 4 gezeigten Massenpunktes 1' von der des Schwerpunktes durch
Δ V&sub1;' = - φ r2 l = - r2/r1 Δ V ... (3),
und die Geschwindigkeit des Massenpunktes 2' unterscheidet sich von der des Schwerpunktes durch
Δ V&sub2;' = φ r1 = Δ V ... (4).
Wie in Fig. 2 dargestellt ist, gewinnen daher die beiden Massenpunkte 1' und 2' des gekoppelten Systems gleichermaßen die Geschwindigkeitszunahmen Δ V&sub1;' bzw. Δ V&sub2;' am Apogäum P2 des Übergangs-Orbits. Wenn der Massenpunkt 2' am Apogäum P2 dieselbe Geschwindigkeitszunahme gewinnt wie diejenige, die am Perigäum P1 des ursprünglichen Orbits gewonnen wurde, wird der Massenpunkt 2' von dem Massenpunkt 1' getrennt und wird in einen kreisförmigen Orbit als Ziel-Satelliten-Orbit bewegt, der einen neuen Orbit-Radius R{1 + 4( Δ V/V&sub0;)} aufweist. Solch eine Trennung des Ziel-Satelliten von der Vorrichtung zur Änderung des Orbits und der daraus folgende Orbit werden unten in Bezug auf die Fig. 7A und 7B beschrieben.
Die Fig. 7A zeigt einen Fall, in dem die Masse m2 des Ziel-Satelliten 2 von der Masse m1 der Vorrichtung 1 zur Änderung des Orbits am Apogäum P2 in einem Übergangs- Orbit O2 getrennt wird, der gegenüber dem ursprünglichen Orbit O1 verschoben ist und in dem die Masse m2 in einen Ziel-Satelliten-Orbit O3 plaziert wird, während die Vorrichtung 1 in einen elliptischen Orbit O4, der den ursprünglichen Orbit O1 kreuzt, plaziert wird. Wie oben beschrieben wurde, ist nur die Geschwindigkeitszunahme Δ V&sub1; erforderlich, um den Ziel-Satelliten 2 in den Ziel-Orbit O3 zu bewegen. Diese Zunahme entspricht 1/2 der Geschwindigkeitszunahme, die erforderlich ist für die entsprechende Änderung des Orbits bei einem herkömmlichen Verfahren ohne Rotationsbewegung. Um die Vorrichtung 1 zur Veränderung des Orbits in den ursprünglichen Orbit zurückzubringen, wird die Geschwindigkeit der Vorrichtung 1 um (r2/r1) Δ V am Apogäum P2 nach der Trennung erhöht, um sie in den Übergangs-Orbit O2 zurückzubringen, und die Geschwindigkeit wird dann am Perigäum P1 um Δ V reduziert.
Fig. 7B zeigt einen Fall, in dem die Masse m2 von der Masse m1 am Perigäum P1 getrennt wird. In diesem Fall gewinnt die Masse m2 des Zielsatelliten 2 eine Geschwindigkeitszunahme 2 Δ V in Bezug auf die ursprüngliche Umlaufgeschwindigkeit Vc, und der Massenpunkt m1 der Vorrichtung 1 zur Änderung des Orbits gewinnt entsprechend eine Geschwindigkeitszunahme (1 - r2/r1) Δ V. Als Ergebnis gewinnt der Massenpunkt m2 eine Zunahme der Höhe des Apogäums, die zweimal der Höhe des Übergangs-Orbits O2 entspricht, und die Masse m1 bleibt in einem Orbit O4 sehr nahe des ursprünglichen Orbits O1. In einem Extremfall, wenn r1 = r2 = 0,5, bleibt die Masse m1 in dem ursprünglichen Orbit. In diesem Fall kann die Vorrichtung 1 zur Änderung des Orbits, da sie in einen Orbit nahe dem ursprünglichen Orbit O1 zurückgekehrt ist, mit einem anderen Satelliten in dem ursprünglichen Orbit zusammenstoßen, aber sie ist geeignet zur Wiederbenutzung.Die Fig. 8A, 8B, 9A und 9B zeigen jeweils durch Computersimulationsergebnisse erhaltene graphische Darstellungen der oben beschriebenen Orbit-Änderungen, in denen die Satelliten und Massen in einem stationären Orbit beispielhaft dargestellt sind. In diesem Fall haben die Vorrichtung zur Änderung des Orbits und der Ziel-Satellit dieselbe Masse und die Geschwindigkeitszunahme des gekoppelten Systems bestehend aus der Vorrichtung und dem Satelliten wird zu 5m/s festgesetzt. In jeder Zeichnung ist das Koordinatensystem fest in Bezug auf den Schwerpunkt des Satelliten, wenn kein Vorgang zur Änderung des Orbits ausgeführt wird. In jedem Koordinatensystem repräsentieren die Ordinate die Richtung eines Orbitalradius und die Abzisse die Richtung einer Orbitalgeschwindigkeit. Die Fig. 8B und 9B sind jeweils vergrößerte Darstellungen von Abschnitten nahe den Ursprüngen der Koordinatensysteme von Fig. 8A und 9A und zeigen deutlich die Zustande unmittelbar nachdem die Vorrichtung zur Änderung des Orbits einen Schub erzeugt. Es ist festzuhalten, daß die Länge des Tragarmes länger als diejenige des tatsächlichen Tragarmes ist, um das Verhalten des gekoppelten Systems klar darzustellen. Schwarze und weiße Punkte des gekoppelten Systems stellen die Vorrichtung zur Änderung des Orbits bzw. den Ziel-Satelliten dar. Die Fig. 8A und 8B zeigen einen Fall, in dem die Trennung des gekoppelten Systems am Apogäum des Übergangs-Orbits ausgeführt wird. In diesem Fall gewinnt das gekoppelte System eine Geschwindigkeitszunahmie und wird in den Übergangs-Orbit bewegt der ein Apogäum mit einer Entfernung von ungefähr 280 km von GEO hat. Während dieser Bewegung wird das gekoppelte System in der Orbitalebene gedreht. Das gekoppelte System erreicht den Apogäum 12 Stunden nachdem das gekoppelte System aus dem ursprünglichen Orbit in den Übergangs-Orbit bewegt worden ist. Der Ziel-Satellit wird von der Vorrichtung zur Änderung des Orbits zu einem Zeitpunkt getrennt, wenn die axiale Richtung des gekoppelten Systems senkrecht zum Umlaufgeschwindigkeitsvektor nahe dem Apopgäum ist. Der Ziel-Satellit wird von einem stationären Orbit in einen im wesentlichen kreisförmigen Orbit mit einem Orbitalradius von 280 ± 30 km bewegt. Andererseits wird die Vorrichtung zur Änderung des Orbits in einen elliptischen Orbit mit einem Apogäum mit einer Entfernung von +290 km von GEO und einem Perigäum mit einem Abstand von -320 km von GEO plaziert.
Die Fig. 9A und 9B zeigen einen Zustand, in dem der Ziel-Satellit von der Vorrichtung getrennt wird, wenn das gekoppelte System halb gedreht ist, eine kurze Zeit, nachdem die Vorrichtung zur Änderung des Orbits einen Schub erzeugt. Der Ziel-Satellit wird in einem Orbit plaziert, der ein Apogäum mit einer Entfernung von 560 km von GEO hat, während die Vorrichtung zur Änderung des Orbits in einem im wesentlichen stationären Orbit verbleibt.
Wenn das oben beschriebene erfindungsgemäße Verfahren zur Änderung des Orbits mit dem konventionellen Verfahren verglichen wird, findet man, daß die Schwerpunkte des gekoppelten Systems dieselbe Geschwindigkeitszunahme Δ V gewinnen, nachdem die Vorrichtung zur Änderung des Orbits jeweils Schub erzeugt hat, aber das gekoppelte System entsprechend der vorliegenden Erfindung gewinnt zusätzlich eine Rotationsgeschwindigkeit um den Schwerpunkt. Daher gewinnt der Zielsatellit bei der vorliegenden Erfindung immer eine doppelt so große Geschwindigkeitszunahme wie ein Satellit bei dem herkömmlichen Verfahren. Das bedeutet, daß die Energie, d.h. der Treibstoff, der zur Bewegung des Ziel-Satelliten erforderlich ist, bei der vorliegenden Erfindung die Hälfte derjenigen bei dem konventionellen Verfahren ist. In diesem Fall ist die Geschwindigkeitszunahme nicht beeinflußt von den obigen Werten r1 und r2, und die Ladebaumlänge l und hängt nicht davon ab, ob der Vorgang der Änderung des Orbits am Apogäum oder am Perigäum ausgeführt wird. Diese Energieeinsparung wird realisiert, da die Vorrichtung zur Änderung des Orbits Energie verliert und somit die erforderliche Treibstoffmenge zur Wiederherstellung der Vorrichtung zur Änderung des Orbits verringert wird.
Fig. 10 ist ein Bild, das durch Auftragen der Gesamt-Treibstoffmenge, die zum Zurückbringen der Vorrichtung zur Änderung des Orbits in den ursprünglichen Orbit mit dem konventionellen Verfahren gegenüber dem erfindungsgemäßen Verfahren bei einem Massenverhältnis r1 erhalten ist. Wie aus Fig. 10 deutlich wird, ist die verbrauchte Treibstoffmenge dann, wenn das Massenverhältnis r1 = (m1/(m1 + m2)) ist, und die Masse m1 der Vorrichtung zur Änderung des Orbits kleiner als die Masse m2 des Ziel-Satelliten ist, ungefähr die Hälfte der Menge bei dem konventionellen Verfahren. Weiterhin ist, wenn m1 = m2, die erforderliche Treibstoffmenge, wenn ein Triebwerkschub zur Ausführung einer Änderung eines Orbits in dem elliptischen Orbit bei der vorliegenden Erfindung erzeugt wird, ungefähr 1/3 der Menge bei dem herkömmlichen Verfahren.
Der detaillierte Aufbau einer erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Änderung des Orbits wird im folgenden beschrieben.
Fig. 11 zeigt ein Ausführungsbeispiel des ausfahrbaren Ladebaums 3, der an der Vorrichtung 1 zur Änderung des Orbits befestigt ist, wie oben im Bezug auf Fig. 3 beschrieben wurde. Der Ladebaum 3 ist so ausgebildet, daß er schrittweise koaxial aus- und einfahrbar ist. Die gleichen Bezugszeichen in Fig. 11 bezeichnen die gleichen Teile wie in Fig. 3 und deren Beschreibung wird weggelassen.
Die in Fig. 3 und Fig. 11 gezeigten Ladebäume 3 sind so ausgebildet, daß die Massenpunkte der Vorrichtung 1 zur Änderung des Orbits und des Ziel-Satelliten mittels eines starren Gliedes mit einer Haltekraft verbindbar sind. Jedoch ist die vorliegende Erfindung nicht darauf beschränkt. Z.B. können sie, wie in Fig. 12 gezeigt ist, durch ein flexibles Kabel verbunden sein. In Bezug auf Fig. 12 ist eine Einfangvorrichtung 4 mit einem Kabel 8 gekoppelt und ist von einer Aufnahmevorrichtung 9 am Hauptkörper 1 aufgenommen. Das Kabel 8 kann durch eine Rolle 11 über ein Führungselement 10 im Hauptkörper 1 aufgenommen werden. Die Rolle 11 wird von einer Rollen-Antriebsvorrichtung 12 angetrieben. Das aufgerollte Kabel 8 ist mit einer Steuervorrichtung 13 zur Steuerung der Einfangvorrichtung aus Metall verbunden. Die Steuervorrichtung 13 ist mit einer Zentraleinheit (im folgenden als CPU bezeichnet) verbunden und durch diese gesteuert.
Solch ein flexibles Kabel kann aus folgendem Grund benutzt werden. Nur eine axiale Kraft wirkt auf das Verbindungsglied des oben beschriebenen gekoppelten Systems. Zusätzlich besteht diese axiale Kraft meistens aus einer Zentrifugalkraft durch die Rotationsbewegung . Daher ist das Kabel selbst selten schlaff.
Ein Funkempfänger kann nahe der Einfangvorrichtung 4 aus Metall angeordnet sein, um ein Anweisungssignal zur Ansteuerung der Vorrichtung 4 von der Erde oder dem Hauptkörper 1 zu empfangen. Wenn das Verbindungsglied aus dem Ladebaum 3 besteht, ist eine Signalleitung entlang des Ladebaums 3 angeordnet und mit der Einfangvorrichtung 4 aus Metall verbunden. Wenn das Verbindungsglied aus dem Kabel 8 besteht, so kann das Kabel selbst als Signalleitung verwendet werden. Ein Trennvorgang des gekoppelten Systems wird durch Loslassen des Zugriffs der Einfangvorrichtung 4 aus Metall ausgeführt, die den Ziel-Satelliten 1 einfängt. Jedoch kann der Trennvorgang auch ausgeführt werden, indem die Vorrichtung zur Änderung des Orbits das nahe Ende des Kabels 8 abschneidet, wobei das Kabel 8 und die Einfangvorrichtung 4 aus Metall als ausfahrbare Glieder betrachtet werden.
In Bezug auf Mechanismen und Steuertechniken zum Einholen und Begradigen eines Kabels wurden schon genügend Untersuchungen und Entwicklung durchgeführt, z.B. die Experimente zu den aneinandergeketteten Satelliten, die Space-Shuttles benutzen. Daher stehen der Ausführung einer erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Änderung des Orbits keine technischen Probleme entgegen.
Wie oben beschrieben wurde, benötigt der Ladebaum 3 keine Steifigkeit, mit Ausnahme der Steifigkeit in axialer Richtung, in der der Ladebaum 3 aus- und einfährt. Aus diesem Grund erfordert das Einfang- und das Verbindungsglied keine Steifigkeit, die eine Drehung einschränkt.
Um die auf den Ladebaum und die Einfangvorrichtung wirkende Kraft auf einen festgesetzten Wert oder darunter zu beschränken, benötigt der Ladebaum eine bestimmte Lange. Man nehme z.B. an, daß ein Ziel-Satellit in einen Orbit, der 200 km höher als der ursprüngliche Orbit liegt, zu bewegen ist. In diesem Fall wird, wenn die Länge des Ladebaums 5 bis 10 m beträgt, von der Zentrifugalkraft eine Beschleunigung von 1G oder weniger erzeugt und werden somit keine praktischen Probleme aufgeworfen. Als Einfangvorrichtung können einfache Elemente, wie z.B. elektromagnetisch gesteuerte Greifarme, die einfach eine axiale Kraft vom Ladebaum aushalten, benutzt werden.
Die im Hauptkörper enthaltenen Funktionselemente der erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Änderung des Orbits, die Funktion der Antriebseinheit der Elemente und der Vorgang des Trennens eins gefangenen Ziel-Satelliten werden im folgenden mit Bezug auf die Fig. 13, 14 und 15 beschrieben.
Wie in Fig. 13 gezeigt, ist ein Ende des Ladebaumes 3 am Hauptkörper 1 befestigt. Eine Einfangvorrichtung 4 aus Metall ist am anderen Ende des Ladebaumes 3 befestigt. Ein Öffnungs/Schließ-Vorgang der Einfangvorrichtung 4 aus Metall wird durch die Metall-Einfangvorrichtungs-Ansteuervorrichtung 13 durchgeführt. Die Ansteuervorrichtung 13 ist mit einer Telemetrieanweisungs- Übertragungs/Empfangseinheit 17 über eine CPU 14 verbunden. Ein Betrieb der Metall-Einfangvorrichtung 4 wird unter Fernsteuerung von der Erde durch einen Betreiber durchgeführt, der Bilder über Fernsehkameras 28(a) und 28(b) beobachtet.
Ein Sensorabschnitt, der aus einem Sonnensensor 15 und einem Erdsensor 16 besteht, ist im Hauptkörper 1 enthalten. Der Sensorabschnitt dient als Erfassungsvorrichtung für den Umlaufgeschwindigkeitsvektor und die Lage des Hauptkörpers 1. Nachdem ein Ziel-Satellit 2 eingefangen worden ist, wird der Orbit des gekoppelten Systems hauptsächlich durch Beobachtung von der Erde bestimmt. Zusätzlich werden Daten verbunden mit einem Himmelskörper vom Sonnensensor 15 und vom Erdsensor 16 gewonnen und eine Länge zwischen dem Umlaufgeschwindigkeitsvektor zu jeder Zeit und einem Vektor, der unter Berücksichtigung des Himmelskörpers erhalten worden ist, wird berechnet. Genauere Lagedaten werden ständig von einem Kreisel 21 gewonnen. Die Telemetrieanweisungsübertragungs/Empfangseinheit 17 empfängt und decodiert diese Winkeldaten von der Erde und erhält ein Ausgangssignal von der CPU 14 und steuert so eine Antriebseinheits-Ansteuerung 19, damit eine Orbit-Steuer- Antriebseinheit 18 Schub erzeugt. Als Ergebnis kann eine Anfangslage sichergestellt werden, in der der Ladebaumschaft des gekoppelten Systems senkrecht zum Umlaufgeschwindigkeitsvektor ist und die Richtung der Antriebseinheit 7 mit einem zu erzielenden Geschwindigkeitszunahmevektor ΔV übereinstimmt.
Die Lage des Hauptkörpers 1 wird durch eine aus einem Rad 20 bestehenden Lageänderungseinrichtung gesteuert.
Die Antriebseinheit 7 wird durch eine Ventilansteuerung 22 angesteuert. Die Einheit 7 ist mit einem Treibstofftank 23 über eine Treibstoffversorgungsleitung verbunden und ist auch mit einer CPU 14 über einen elektrischen Leiter verbunden. Die Orbit-Steuer- Antriebseinheit 18 ist ebenso mit einem Treibstofftank 24 über eine Versorgungsleitung verbunden.
Ein Betrieb der Antriebseinheit 7 wird im folgenden in Bezug auf das Blockdiagramm in Fig. 14 beschrieben.
Die Antriebseinheit 7 erzeugt einen Schub, wenn Treibstoff vom Treibstofftank 23 durch Öffnen eines Ventils 25 zugeführt wird. Die Öffnungs- und Schließsteuerung des Ventils 25 wird durch ein Ausgangssignal der Ventilansteuerung 22 als Antriebseinheits-Ansteuervorrichtung durchgeführt. Die Ventilansteuerung 22 wird auf Basis von Orbit-Daten angesteuert, die von einem Orbitpositions-Analysator 26 analysiert werden und die von einem Empfänger 17 über eine Bodenstation 27 empfangen wurden und der CPU 14 eingegeben werden, und eines Ausgangssignals von der CPU 14 aufgrund des Empfangs der Daten als Erfassungsausgabe von dem Sonnensensor 15 und dem Erdsensor 16, die den Orbit und die Lage des Hauptkörpers 1 erfassen und eines Lageausgangssignals vom Kreisel 21. Jeder Sensor-Ausgangswert zum Start- und Stop-Zeitpunkt des Betriebs der Antriebseinheit 7 wird von der Erde gekennzeichnet. Durch eine solche Ansteuerung der Ventilansteuerung 22 erzeugt die Antriebseinheit 7 periodisch Schub.
Ein Trenn-Vorgang wird mit Bezug auf das Blockdiagramm von Fig. 15 beschrieben, das den Trenn-Vorgang eines Ziel-Satelliten zeigt. Die Steuerung 13 der Metall- Einfangvorrichtung wird durch ein Ausgangssignal von der CPU 14 gesteuert. Die Öffnungs- und Schließsteuerung der Metall-Einfangvorrichtung 4, die mit der Steuerung 13 verbunden ist, wird in Übereinstimmung mit einem Ausgangssignal von der Steuerung 13 ausgeführt. Andere Vorgänge sind die gleichen wie die in Bezug auf Fig. 14 beschrieben. Der Zeitpunkt zu dem ein Ziel-Satellit getrennt wird, wird durch Anweisung von der Erde bestimmt. Wenn die Lagedaten von dem Sonnensensor 15, dem Erdsensor 16 und dem Kreisel 21 mit einem Anweisungssignal übereinstimmen, gibt die CPU 14 ein Anweisungssignal aus und steuert die Steuereinheit 13 der Metall- Einfangvorrichtung an, so daß die Vorrichtung 4 öffnet und den Ziel-Satelliten abtrennt.
Wie oben beschrieben wurde, wird entsprechend dem erfindungsgemäßen Verfahren zur Änderung des Orbits eines künstlichen Satelliten und der erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Änderung des Orbits ein Ziel-Satellit von einem kreisförmigen Orbit in einen anderen Orbit (zur Vereinfachung der Beschreibung) bewegt. Es wird jedoch deutlich, daß die vorliegende Erfindung auf eine beliebige Orbit-Änderung angewandt werden kann, wie eine Änderung von einem elliptischen Orbit in einen kreisförmigen Orbit oder von einem elliptischen Orbit in einen elliptischen Orbit. Die vorliegende Erfindung kann am wirkungsvollsten in einem Fall angewandt werden, in dem eine große Zahl in stationären Orbits schwebender unbenutzter Satelliten jeweils in höhere Orbits beseitigt wird und kann auch angewandt werden auf eine Fähre zwischen einer Raumstation und anderen nicht-bemannten Einrichtungen oder zwischen einem zu einem Orbit pendelnden Fahrzeug und einer Raumstation. Zusätzlich kann die vorliegende Erfindung am effektivsten in verschiedenen Fällen angewandt werden, z.B. in Fällen, in denen ein Satellit sich auf einem erdnahen Orbit bewegt und zur Erde zurückkehrt und eine Orbit-Änderung ausgeführt werden soll, von dem Erd-Orbit in einen Orbit, um der Erdanziehung zu entkommen. Nach Beendigung dieser Missionen bleibt jede Vorrichtung zur Änderung des Orbits selbst in einem Orbit nahe dem ursprünglichen Orbit. Daher wird eine große Menge von Treibstoff nicht gebraucht und es sind keine kritischen Manöver kurze Zeit nach der Mission erforderlich. Zusätzlich kann eine erfindungsgemäße Vorrichtung zur Änderung des Orbits kontinuierlich eine Mehrzahl von Missionen durchführen.
Wie oben beschrieben wurde, kann die erfindungsgemäße Vorrichtung zur Änderung des Orbits den Orbit eines künstlichen Satelliten ändern durch Verwendung einer einfachen leichtgewichtigen Einfangvorrichtung bei geringem Energieverbrauch ohne Ausführung eines komplizierten Andock-Vorgangs. Daher kann die Vorrichtung zur Änderung des Orbits ökonomisch wiederbenutzt werden. Weiterhin kann durch Ausführung der vorliegenden Erfindung ein gegebener stationärer Satellit kostengünstig für einen neuen Satelliten von seinem Orbit entfernt werden.

Claims

1. Verfahren zur Änderung des Orbits eines künstlichen Satelliten, folgende Verfahrensschritte aufweisend:

Annähern einer Vorrichtung (1) zur Änderung des Orbits an einen Ziel-Satelliten (2) in einem Orbit um die Erde, Einfangen des Ziel-Satelliten durch eine Einfingvorrichtung (4), die auf der Vorrichtung zur Änderung des Orbits befestigt und am äußeren Ende eines Verbindungsglieds (3) angeordnet ist und Bilden eines gekoppelten Systems durch Koppeln der Vorrichtung zur Änderung des Orbits mit dem Ziel-Satelliten durch das Verbindungsglied;

simultanes P]azieren des Schwerpunktes des gekoppelten Systems in einen Übergangsorbit und Erzeugen einer Rotationsbewegung um den Schwerpunkt durch Erzeugung von Schub durch eine auf der Vorrichtung zur Änderung des Orbits angebrachten Antriebseinheit (7) wenigstens einmal in einer Richtung senkrecht zur axialen Richtung des Verbindungsglieds und

Lösen des gekoppelten Systems dann, wenn die axiale Richtung des Verbindungsglieds des gekoppelten Systems senkrecht zur Umlaufgeschwindigkeit im Übergangsorbit ist, Plazieren des Ziei-Satelliten in einem endgültigen Ziel- Orbit und Plazierung der abgetrennten Vorrichtung zur Änderung des Orbits in einem anderen Orbit als dem Ziel-Orbit.

2. Verfahren zur Änderung des Orbits eines künstlichen Satelliten nach Anspruch 1, wobei der Verfahrensschritt der Bildung eines gekoppelten Systems das Einfangen des Ziel-Satelliten während sich das Verbindungsglied zusammenzieht, und das sich anschließende Strecken umfaßt, um das gekoppelte System zu bilden.

3. Verfahren zur Änderung des Orbits eines künstlichen Satelliten nach Anspruch 1, wobei der Verfahrensschritt des gleichzeitigen Erzeugens des Umlaufgeschwindigkeitsvektors am Schwerpunkt des gekoppelten Systems durch Erzeugung des Schubs und der Rotationskraft um den Schwerpunkt die mehrfache Erzeugung eines Schubs zu Zeitpunkten umfaßt, wenn die axiale Richtung des gekoppelten Systems senkrecht zum Umlaufgeschwindigkeitsvektor der Rotation des gekoppelten Vektors im Übergangsorbit wird.

4. Verfahren zur Änderung des Orbits eines künstlichen Satelliten nach Anspruch 1, wobei der Verfahrensschritt der Trennung des Ziel-Satelliten (2) und der Plazierung des Ziel-Satelliten (2) und der Vorrichtung zur Änderung des Orbits in verschiedene Orbits das Lösen des gekoppelten Systems am Apogäum des Übergangsorbits umfaßt.

5. Verfahren zur Änderung des Orbits eines künstlichen Satelliten, nach Anspruch 1, wobei der Verfahrensschritt der Trennung des Ziel-Satelliten (2) und der Plazierung des Ziel-Satelliten (2) und der Vorrichtung zur Änderung des Orbits (1) in verschiedene Orbits das Lösen des gekoppelten Systems am Perigäum des Übergangsorbits umfaßt.

6. Vorrichtung zur Änderung des Orbits eines künstlichen Satelliten, aufweisend:

einen Hauptkörper (1) der Vorrichtung zur Änderung des Orbits;

ein Verbindungsglied (3), dessen eines Ende am Hauptkörper der Vorrichtung zur Änderung des Orbits befestigt ist;

eine Einfangvorrichtung (4), die an einem äußeren Ende des Verbindungsglieds (3) angebracht ist, um einen Ziel-Satelliten einzufangen;

einen mit der Einfangvorrichtung verbundenen Steuerabschnitt zur Steuerung eines Betriebes der Einfangvorrichtung zum Einfangen des Ziel-Satelliten;

eine Einrichtung verbunden mit Daten, die von der Erde übertragen werden, zur Erfassung des Umlaufgeschwindigkeitsvektors und der Lage des Hauptkörpers der Vorrichtung zur Änderung des Orbits;

eine in der Vorrichtung zur Änderung des Orbits angeordnete Einrichtung zur Änderung/Steuerung des Orbits des Hauptkörpers;

eine in der Vorrichtung zur Änderung des Orbits angeordnete Einrichtung zur Änderung/Steuerung der Lage des Hauptkörpers in einem Orbit;

eine in dem Hauptkörper der Vorrichtung zur Änderung des Orbits angeordnete Antriebseinheit (7) zur Erzeugung eines Schubs in einer Richtung senkrecht zur Längsachse des Verbindungsglieds;

eine Antriebsansteuervorrichtung (22, 25, 14), um die Antriebsvorrichtung synchron mit einer Zeitsteuerung dann anzusteuern, wenn die Achse des Schubs parallel zu einem Umlaufgeschwindigkeitsvektor des Schwerpunkts des gekoppelten Systems wird, das aus der Vorrichtung zur Änderung des Orbits und dem Ziel-Satelliten besteht, und

eine im Hauptkörper der Vorrichtung zur Änderung des Orbits angeordnete Ansteuervorrichtung (13, 14) für die Einfangeinrichtung, um das gekoppelte System dann zu lösen, wenn die Längsrichtung des gekoppelten Systems senkrecht zum Umlaufgeschwindigkeitsvektor steht, wobei der Ziel-Satellit in einem Ziel- Orbit plaziert wird und die Vorrichtung zur Änderung des Orbits in einen anderen als dem Ziel-Orbit plaziert wird.

7. Vorrichtung zur Änderung des Orbits eines künstlichen Satelliten nach Anspruch 6,

wobei das Verbindungsglied ausfahrbar ist und das Verbindungsglied sich zusammenzieht, wenn der Ziel-Satellit eingefangen wird und sich anschließend streckt, um das gekoppelte System zu bilden.

8. Vorrichtung zur Änderung des Orbits eines künstlichen Satelliten nach Anspruch 7,

wobei das Verbindungsglied schrittweise ausfahrbar ist.

9. Verfahren zur Änderung des Orbits eines künstlichen Satelliten nach Anspruch 7,

wobei das Verbindungsglied ein streckbares Kabel zum Auf- und Abwickeln aufweist.