DE69728128T2

DE69728128T2 - Verfahren um Satelliten in nicht-koplanaren Umlaufbahnen mit Hilfe der Mondschwerkraft zu bringen

Info

Publication number: DE69728128T2
Application number: DE69728128T
Authority: DE
Inventors: Christophe Koppel; Dominique Valentian
Original assignee: Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 1996-12-31
Filing date: 1997-12-22
Publication date: 2004-08-05
Anticipated expiration: 2017-12-23
Also published as: RU2219109C2; EP0854082B1; FR2757824A1; DE69728128D1; FR2757824B1; CN1085168C; EP0854082A1; JPH10250696A; US6059233A; CN1199697A

Description

Gebiet der Erfindung
Die vorliegende Erfindung hat ein Verfahren und ein System zum simultanen Befördern von Satelliten auf nicht-koplanare Umlaufbahnen zum Ziel, gemäß dem ein erster Satellit an einer Trägerrakete angeordnet wird, welche dazu angepasst ist, den ersten Satelliten praktisch direkt auf eine erste endgültige Umlaufbahn zu platzieren, die erste Orbital-Parameter mit einem ersten Exzentrizitätswert, einem ersten Inklinationswert und einem ersten Apogäumswert aufweist, und an der Trägerrakete wenigstens ein zweiter Satellit angeordnet wird, der auf einer zweiten endgültigen Umlaufbahn angeordnet werden soll, die zweite Orbital-Parameter mit einem zweiten Exzentrizitätswert, einem zweiten Inklinationswert und einem zweiten Apogäumswert aufweist, welche sich wesentlich von den entsprechenden Werten der ersten Orbital-Parameter unterscheiden, welche durch die Trägerrakete gegeben sind und auf den ersten, simultan mit dem zweiten Satelliten beförderten Satelliten bezogen sind, gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Stand der Technik
Die doppelten oder multiplen Beförderungen von Sateleliten werden im allgemeinen auf koplanare Umlaufbahnen und Umlaufbahnen benachbarter Exzentrizitäten durchgeführt.
In einigen Fällen, wie dem zweiten Abschuss der Trägerrakete H-2, wird eine erneute Zündung der letzten Stufe der Trägerrakete durchgeführt, um einen zweiten Satelliten auf einer geostationären Transfer-Umlaufbahn zu platzieren, nachdem vor dem erneuten Zünden dieser letzten Stufe der Trägerrakete ein erster Satellit in einer zirkularen, niedrigen Umlaufbahn platziert wurde. In die sem Fall bleiben die Umlaufbahnen der beiden auf der gleichen Trägerrakete angeordneten Satelliten jedoch praktisch koplanar.
Es existiert also eine wesentliche Nachfrage danach, Satelliten auf nicht-koplanare Umlaufbahnen zu platzieren, insbesondere, einen ersten Satelliten auf einer zirkularen, niedrigen, geneigten, vorzugsweise polaren Umlaufbahn zu platzieren und einen zweiten Satelliten auf einer geostationären Umlaufbahn oder ferner mehrere Satelliten auf Umlaufbahnen sehr unterschiedlicher Inklinationen (z. B. 0°, 55° und 65°) zu platzieren.
In der Praxis hat man bis jetzt darauf verzichtet, solche Missionen durchzuführen, da die Kosten, um auf klassische Weise Änderungen der Inklination der Trajektorie eines Satelliten in einer niedrigen Umlaufbahn durchzuführen, unerschwinglich sind. Wenn man beispielsweise einen Satelliten aus einer polaren, heliosynchronen Umlaufbahn auf eine äquatoriale, zirkulare, niedrige Umlaufbahn übergehen lassen möchte, beträgt die nötige Geschwindigkeitssteigerung hinsichtlich des Satelliten 11 km/s, was z. B. genauso wesentlich ist wie zum Befördern einer Sonde in eine Mondumlaufbahn.
In einem Artikel "Soho and Cluster: Europe's Possible Contribution to the ISTP", von A. Atzei, J. Ellwood und G. Whitcomb, erschienen in ESA Bulletin, Nr. 41, Februar 1985, Paris, wird die Studie einer Mission "Cluster" genannt, gemäß der vier künstliche Satelliten simultan befördert würden und in Umlaufbahnen um die Erde mit stark elliptischen, polaren Umlaufbahnen, welche unterschiedliche Inklinationen aufweisen und in periodischer Weise modifiziert sind, um variable Abstände zwischen den vier Satelliten zu erhalten, gesetzt würden. Es soll angemerkt werden, dass in diesem Fall die Änderungen der Umlaufbahn ausschließlich mit Hilfe von an den Satelliten angeordneten Antriebssystemen durchgeführt werden.
Es ist andererseits wohl bekannt, die Unterstützung der Schwerkraft einzusetzen, um im Fall interplanetarer Missionen die Inklination oder andere Orbital-Parameter einer Umlaufbahn zu ändern.
So wurden bei den APOLLO-Missionen als "gesicherte Rückkehr" bezeichnete Trajektorien eingesetzt, welche die Wirkung der Mondgravitation einsetzen.
Für die Sonden PIONEER 10 und 11 wurde die Gravitationswirkung der Planeten Jupiter und Saturn eingesetzt.
Bei der Sonde ULYSSES hat man eine Gravitationswirkung des Jupiter eingesetzt, um eine solare, polare Umlaufbahn zu erhalten, wohingegen bei der Sonde GALILEO die Gravitationswirkungen der Venus und der Erde eingesetzt wurden, um Jupiter zu erreichen.
Somit wurde die Gravitationsunterstützung wesentlich für interplanetarische Raumsonden eingesetzt, bei denen die Richtung des Geschwindigkeitsvektors und dessen Größe, ohne wesentlichen Energieeintrag durch eine Sequenz von Schüben, modifiziert wurden, durch die einfache Passage in der Nachbarschaft eines Planeten, welcher gekennzeichnet durch eine Masse und eine Versetzungsgeschwindigkeit eine Anziehungswirkung auf die Raumsonde gewährleistet und ihr schließlich ermöglicht, eine neue Trajektorie einzunehmen.
Aufgabe und kurze Beschreibung der Erfindung
Die Erfindung zielt darauf ab, eine Realisierung der simultanen Beförderung von Satelliten, welche in nicht-koplanaren Umlaufbahnen platziert werden sollen, in ökonomischer Weise zu ermöglichen.
Die Erfindung zielt insbesondere darauf ab, die Energie zu minimieren, welche durch die Antriebssysteme eingesetzt wird, die an den Satelliten, welche in eine Umlaufbahn platziert werden sollen und welche nicht direkt durch die Trägerrakete, auf der die Satelliten angeordnet sind, in eine Umlaufbahn nahe ihrer endgültigen Umlaufbahn platziert wurden, angeordnet sind.
Diese Ziele werden aufgrund eines Verfahrens zum simultanen Befördern von Satelliten auf koplanare Umlaufbahnen erreicht, gemäß dem ein erster Satellit an einer Trägerrakete angeordnet wird, welche dazu angepasst ist, den ersten Satelliten praktisch direkt auf eine erste endgültige Umlaufbahn zu platzieren, die erste Orbital-Parameter mit einem ersten Exzentrizitätswert, einem ersten Inklinationswert und einem ersten Apogäumswert aufweist, und an der Trägerrakete wenigstens ein zweiter Satellit anordnet wird, der auf einer zweiten endgültigen Umlaufbahn angeordnet werden soll, die zweite Orbital-Parameter mit einem zweiten Exzentrizitätswert, einem zweiten Inklinationswert und einem zweiten Apogäumswert aufweist, welche sich wesentlich von den entsprechenden Werten der ersten Orbital-Parameter unterscheiden, welche durch die Trägerrakete gegeben sind und auf den ersten, simultan mit dem zweiten Satelliten beförderten Satelliten bezogen sind, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Satellit für das In-Stellung-bringen des zweiten Satelliten während eines ersten Manövers auf eine stark elliptische Warte-Umlaufbahn gebracht wird, deren Apogäum sich typischerweise zwischen 50 000 km und 400 000 km befindet, deren große Halbachse derart angeordnet ist, dass sie den durch die Einflusssphäre des Mondes auf seiner Umlaufbahn gebildeten Torus schneidet, und deren Periode T_A gemäß der Formel berechnet ist: nTA + 0,5TLTO = tpl mit n ganzzahlig ≤ 4,wobei T_LTO die Periode der Mond-Transfer-Umlaufbahn ist, t_pl die Zeit zwischen dem Ende der Beförderung und der Passage des Mondes am angestrebten Punkt ist und n die Anzahl der Male, kleiner als 4, die die stark elliptische Warte-Umlaufbahn von dem zweiten Satelliten durchlaufen wird, ist, der zweite Satellit während eines zweiten Manövers am Perigäum der stark elliptischen Umlaufbahn auf die Mond-Transfer-Umlaufbahn gebracht wird, während eines dritten Manövers eine Mittelkurskorrektur durchgeführt wird, um die Eintrittsparameter in die Einflusssphäre des Mondes genau festzulegen, wobei die Eintrittsparameter derart bestimmt sind, dass während eines vierten Manövers Änderungen der Höhe des Perigäums und der Inklination einer intermediären Umlaufbahn, auf der sich der zweite Satellit befindet, und welche darauf abzielen, sich der zweiten, endgültigen Umlaufbahn zu nähern, hauptsächlich durch Gravitationswirkung in der Einflusssphäre des Mondes erhalten werden, und ein fünftes Manöver durchgeführt wird, welches ermöglicht, den zweiten Satelliten mit Präzision in die zweite endgültige Umlaufbahn zu platzieren.
Gemäß einer ersten möglichen Anwendung ist die erste endgültige Umlaufbahn, auf die der erste Satellit befördert wird, durch eine geneigte Umlaufbahn niedriger Höhe, wie eine heliosynchrone Umlaufbahn, gebildet , und das fünfte Manöver wird am Perigäum der intermediären Umlaufbahn des zweiten Satelliten beim Verlassen der Einflusssphäre des Mondes durchgeführt und besteht aus dem Herabsetzen des Apogäums oder dem Zirkularisieren der intermediären Umlaufbahn, um die intermediäre Umlaufbahn in die zweite endgültige Umlaufbahn umzuwandeln, welche durch eine geostationäre Umlaufbahn gebildet wird.
Gemäß einer zweiten möglichen Anwendung ist die erste endgültige Umlaufbahn, auf die der erste Satellit befördert wird, durch eine schwach geneigte, geostationäre Transfer-Umlaufbahn oder eine supergeostationäre Transfer-Umlaufbahn gebildet (diese erste endgültige Umlaufbahn ist also nicht die nominale Umlaufbahn dieses ersten Satelliten), und während des dritten Manövers ist die Mittelkurskorrektur derart, dass die Eintrittsparameter in die Einflusssphäre des Mondes ermöglichen, dass sich das Perigäum der intermediären Umlaufbahn, auf der sich der zweite Satellit nach der Gravitationswirkung in der Einflusssphäre des Mondes befindet, in einer Höhe von 80 bis 170 km befindet, und das fünfte Manöver besteht, bei festgelegter Höhe des Perigäums, darin, wenigstens eine atmosphärische Abbremsung durchzuführen, um das Apogäum der intermediären Umlaufbahn des zweiten Satelliten beim Austritt aus der Einflusssphäre des Mondes abzusenken, dann, durch ein Manöver im Apogäum, das Perigäum derart anzuheben, dass die intermediäre Umlaufbahn in die zweite endgültige Umlaufbahn umgewandelt wird, welche durch eine geneigte Umlaufbahn niedriger Höhe oder eine zirkulare, niedrige geneigte Umlaufbahn gebildet ist.
Gemäß noch einer dritten möglichen Anwendung betrifft die Erfindung des weiter oben beschriebenen Typs ein Verfahren zum simultanen Befördern einer Mehrzahl zweiter Satelliten auf endgültige Umlaufbahnen, welche durch Um laufbahnen niedriger Höhe, insbesondere zirkulare, niedrige Umlaufbahnen verschiedener Inklinationen, gebildet sind, wohingegen der erste Satellit in einer ersten endgültigen Umlaufbahn platziert wird, welche durch eine schwach geneigte, geostationäre Transfer-Umlaufbahn oder eine supergeostationäre Transfer-Umlaufbahn gebildet ist, dadurch gekennzeichnet, dass während des dritten Manövers eine Serie verschiedener Mittelkurskorrekturen durchgeführt wird, um die verschiedenen zweiten Satelliten auf verschiedene Eintrittspunkte in die Einflusssphäre des Mondes derart zu platzieren, um auf verschiedene Inklinationen abzuzielen und daraufhin in dem fünften Manöver nach atmosphärischer Abbremsung eine Serie von Umlaufbahnen niedriger Höhen, insbesondere zirkulare, niedrige Umlaufbahnen verschiedener Neigungen, für die verschiedenen Satelliten der Mehrzahl zweiter Satelliten zu erhalten.
Die Erfindung betrifft gemäß einer ersten Variante auch ein Verfahren des weiter oben genannten Typs, welches dadurch gekennzeichnet ist, dass der zweite Satellit mit einem Bordrechner und mit einem chemischen Antriebssystem, das einen Hauptantrieb, der an Bord des zweiten Satelliten angeordnet ist, und Stellungssteuerungsantriebe aufweist, ausgestattet ist.
Gemäß einer besonderen Eigenschaft weist der zweite Satellit einen Sternsensor, einen Erdsensor variablen Feldes und eine in dem Bordrechner enthaltene Ephemeridentafel auf, welche ermöglicht, die Winkel zwischen dem Schubvektor und den Richtungen Erde-Satellit und Sonne-Satellit zu berechnen, und somit die Stellung des zweiten Satelliten während der Manöver zu bestimmen.
Der zweite Satellit kann ferner Gyrometer aufweisen, welche die Stellungssteuerungsantriebe steuern, welche die Rotation des Körpers des zweiten Satelliten zum Orientieren des Hauptantriebes in die angestebte Richtung gewährleisten.
Die Erfindung betrifft gemäß einer zweiten Variante ferner ein Verfahren des weiter oben beschriebenen Typs, welches dadurch gekennzeichnet ist, dass der zweite Satellit mit einem Bordrechner und ferner mit einem elektrischen Antriebssystem ausgestattet ist, welches wenigstens elektrische Antriebe hoher spezifischer Impulse aufweist, welche an Bord des zweiten Satelliten angeordnet sind, wobei die elektrischen Antriebe vom Ionen-Typ, vom Lichtbogen-Typ oder vom Typ der geschlossenen Elektronendrift sein können.
Gemäß einer besonderen Ausführung weist der zweite Satellit einen Erdhorizont-Sensor variablen Feldes, um die Position der Erde zu erhalten, und Reaktionsräder oder kinetische Räder, um die Stellung dieses zweiten Satelliten sicherzustellen, auf, und der Bordrechner setzt eine Gesetzmäßigkeit zum Steuern der elektrischen Antriebe ein, welche z. B. darin besteht, den Schubvektor senkrecht zur Richtung Erde-Satellit zu stabilisieren.
Gemäß einer weiteren besonderen Ausführungsform weist der zweite Satellit einen Sternsensor sowie eine in dem Bordrechner enthaltene Ephemeridentafel zum Bestimmen der Stellung dieses zweiten Satelliten und Reaktionsräder zum Sicherstellen der Stellung dieses zweiten Satelliten auf, und der Bordrechner setzt eine Gesetzmäßigkeit zum Steuern der elektrischen Antriebe ein, welche darin besteht, den Schubvektor gemäß einer Trägheitsrichtung auszurichten.
Vorteilhafterweise ist der Körper des zweiten Satelliten mit wenigstens zwei Laser-Retroreflektoren ausgestattet, welche ermöglichen, die Position des zweiten Satelliten vor den Manövern der Mittelkurskorrektur des dritten Manövers auf sehr präzise Weise durch Laser-Telemetrie zu erhalten.
Ein chemisches Antriebssystem und ein elektrisches Antriebssystem können an einem selben Satelliten installiert sein.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Andere Eigenschaften und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung spezieller Ausführungsformen der Erfindung, welche beispielhaft gegeben werden, unter Bezugnahme auf die angehängten Zeichnungen, bei denen:
1 ein Diagramm ist, welches die Zusammensetzung der Geschwindigkeiten durch Angeben des Geschwindigkeitsvektors eines Satelliten in Mond-Koordinaten beim Eintritt in die Einflusssphäre des Mondes und die Zusammensetzung der Geschwindigkeiten durch Angeben des Geschwindigkeitsvektors des gleichen Satelliten in Erd-Koordinaten beim Austritt aus der Einflusssphäre des Mondes zeigt,
1B, 1C und 1D Diagramme sind, welche einige Beispiele von möglichen Trajektorien eines Satelliten innerhalb und außerhalb der Einflusssphäre des Mondes zeigen,
2 ein Schema ist, welches ein Beispiel des Verfahrens gemäß der Erfindung zum Anordnen eines ersten Satelliten in eine heliosynchronen Umlaufbahn und zum Anordnen eines zweiten, von dieser heliosynchronen Umlaufbahn transferierten Satelliten in eine geostationäre Umlaufbahn veranschaulicht,
3 ein Schema ist, welches ein weiteres Beispiel des Verfahrens gemäß der Erfindung zum Anordnen eines ersten Satelliten auf eine geostationären Umlaufbahn und zum Anordnen eines zweiten, von dieser geostationären Umlaufbahn transferierten Satelliten in eine heliosynchrone Umlaufbahn veranschaulicht, und
4 eine schematische Ansicht eines Konfigurationsbeispiels eines Bordsystems eines Satelliten ist, der dazu angepasst ist, sich für einen Umlaufbahn-Transfer entsprechend dem erfindungsgemäßen Verfahren zu eignen.
Detaillierte Beschreibung spezieller Ausführungsformen der Erfindung
Es wird zunächst Bezug genommen auf die 1A, welche den Mond 31 mit seiner Einflusssphäre 30 mit dem Pfeil R_S, einen Eintrittspunkt 37 eines in einer Mond-Transfer-Umlaufbahn (LTO) angeordneten Satelliten in diese Einflusssphäre 30 und einen Austrittspunkt 38 dieses Satelliten aus dieser Ein flusssphäre 30 wiedergibt. Das Bezugszeichen 32 bezeichnet den Geschwindigkeitsvektor des Mondes u_m.
Beim Eintritt 37 in die Einflusssphäre 30 setzt sich der Geschwindigkeitsvektor 32 des Mondes mit dem Geschwindigkeitsvektor u 33 des Satelliten, bezogen auf die Erde, zusammen, um den Geschwindigkeitsvektor v 34 des Satelliten in den Mond-Koordinaten zu ergeben. Das Bezugszeichen 39 bezeichnet die Sphären-Grenze, wobei der Zusammensetzung der Vektoren 32, 33, 34 Rechnung getragen wird.
Beim Austritt 38 aus der Einflusssphäre 30 setzt sich der Geschwindigkeitsvektor 32 des Mondes mit dem Geschwindigkeitsvektor v 36 des Satelliten, bezogen auf den Mond, zusammen, um den Geschwindigkeitsvektor des Satelliten u 35 in den Erd-Koordinaten zu ergeben. Das Bezugszeichen 40 bezeichnet die Sphären-Grenze, wobei der Zusammensetzung der Vektoren 32, 35, 36 Rechnung getragen wird.
In Abhängigkeit von dem Eintrittspunkt 37 des Satelliten in die Einflusssphäre 30 des Mondes ist es daher möglich, die Eigenschaften des Geschwindigkeitsvektors 35 des Satelliten beim Austritt 38 aus der Einflusssphäre 30 des Mondes zu bestimmen und daraus die Variation der Inklination, bezogen auf die Umlaufbahn des Satelliten, und schließlich die Variationen der anderen Orbital-Parameter zu bestimmen. Numerische Integrationsverfahren der Grundgleichung der Dynamik ermöglichen, diese Eigenschaften in präziser Weise zu bestimmen.
Die 1B, 1C und 1D zeigen drei Beispiele von Trajektorien eines Satelliten, der auf einer Mond-Transfer-Umlaufbahn angeordnet ist und in die Einflusssphäre 30 des Mondes 31 eintritt. Man sieht in 1B eine Trajektorie eines Satelliten sehr eng um den Mond herum, wohingegen die 1C und 1D Beispiele lockerere Trajektorien zeigen, welche ein Apogäum außerhalb der Einflusssphäre 30 des Mondes 31 erscheinen lassen.
Die 1A bis 1D zielen daher darauf ab, eine Maßnahme zu erläutern, die bei dem Verfahren gemäß der Erfindung eingesetzt wird, bei der eine gravitative Unterstützung bei der Beförderung eines Satelliten erhalten werden kann, wenn dieser auf einer Mond-Transfer-Umlaufbahn (LTO) platziert wird, wobei die Inklination dieser Umlaufbahn in Abhängigkeit von dem Eintrittspunkt in die Einflusssphäre des Mondes gewählt werden kann.
Ein erstes Ausführungsbeispiel des Verfahrens gemäß der Erfindung sei unter Bezugnahme auf die 2 beschrieben.
Zwei Satelliten A und B sind auf einer selben Trägerrakete installiert, welche dazu angepasst ist, diese Satelliten A und B auf einer heliosynchronen Umlaufbahn 11 um die Erde 10 zu platzieren.
Der erste Satellit B wird am Punkt 1 auf der heliosynchronen Umlaufbahn 11 freigesetzt. Falls notwendig, kann man den Satelliten B durch natürliche Präzession auf eine Warte-Umlaufbahn 11 bis driften lassen. Der Satellit B wird daher durch die Trägerrakete auf Anhieb auf einer zirkularen, geneigten Umlaufbahn positioniert, welche zu der gesuchten endgültigen Umlaufbahn korrespondiert oder keine wesentliche Energie mehr benötigt, um in die gesuchte, nominale Umlaufbahn umgewandelt zu werden.
Der zweite Satellit A kann mit der oberen Stufe der Trägerrakete verbunden sein. Bei der Passage der Trägerrakete durch eine (2) der zwei Intersektionen 2, 2' mit der Ebene der Mond-Umlaufbahn POL gibt die Trägerrakete dem Satelliten A einen Impuls, der den Satelliten A auf eine elliptische Umlaufbahn 12 setzt. Der Satellit A wird im gleichen Augenblick von der oberen Stufe der Trägerrakete getrennt. Ein Hauptantrieb des Satelliten, wie ein chemischer Antrieb, wird gezündet, sobald der Satellit in der Nachbarschaft eines Punktes 3, welcher dem Punkt 2 entspricht und das Perigäum der elliptischen Umlaufbahn 12 bildet, wieder vorbei kommt, so dass der Satellit A auf eine Warte-Umlaufbahn 12bis der weiter unten zu definierenden Periode T_A gesetzt wird, wobei der Mond selbst in einer Position 17 auf seiner Umlaufbahn 16 ist. Der Hauptantrieb des Satelliten A wird ein zweites Mal in der Nachbarschaft eines Punktes 4 an der Intersektion der Warte-Umlaufbahn 12bis mit der Ebene der Mond-Umlaufbahn, welcher das Perigäum der Warte-Umlaufbahn 12bis bildet, gezündet, was den Satelliten A auf die Mond-Transfer-Umlaufbahn 13 platziert. Sobald der Satellit A im Apogäum seiner Mond-Transfer-Umlaufbahn 13 ist, erfährt er in der Zone 5a die Wirkung der Gravitation des Mondes, der die Position 18 erreicht hat. Diese Gravitationswirkung, evtl. verbunden mit einem Korrekturimpuls, welcher durch das Antriebssystem des Sateleliten A in einer Zone 5b bewirkt wird, erzeugt eine Steigerung der Geschwindigkeit hauptsächlich außerhalb der Umlaufbahn-Ebene und bewirkt den Transfer des Satelliten A auf eine Umlaufbahn LTO 14, welche sich in der äquatorialen Ebene PE befindet. Das Perigäum dieser Umlaufbahn 14 befindet sich am Punkt 6a in einer Höhe im Bereich von 36.000 km. Daher kann auf den Satelliten A im Punkt 6a einfach ein Bremsimpuls mit Hilfe seines Hauptmotors ausgeübt werden, um eine Verringerung der Höhe des Apogäums und den Transfer des Satelliten auf die geostationäre Umlaufbahn (GSO) 15 zu bewirken. Die Höhe des Apogäums des Satelliten A kann bis zum Erreichen der geostationären Umlaufbahn 15 entweder durch einen Bremsimpuls, welcher durch das chemische Antriebssystem des Satelliten A am Perigäum 6a bewirkt wird, oder durch eine kontinuierliche Bremsung mit Hilfe eines elektrischen Antriebssystems des Satelliten A mit einer geeigneten Orientierungsgesetzmäßigkeit des Schubvektors reduziert werden.
Unter Bezugnahme auf 3 wird ein anderes Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung beschrieben, gemäß welchem zwei Satelliten A und B auf einer selben Trägerrakete angeordnet sind, welche dazu angepasst ist, die Satelliten auf einer geostationären Transfer-Umlaufbahn 112 um die Erde 110 zu platzieren. Der Satellit B wird an einem Punkt dieser Umlaufbahn freigesetzt, um später durch seine eigenen Mittel in der Nachbarschaft des Punktes 101 auf einer geostationären Umlaufbahn 115 platziert zu werden. Der Satellit A, der mit der oberen Stufe der Trägerrakete verbunden sein kann, erhält von der Trägerrakete bei der Passage am Perigäum 102 einen Impuls, welcher den Satelliten auf eine elliptische Warte-Umlaufbahn 112 bis der Periode T_A, welche weiter unten definiert wird, setzt. Gemäß einer Ausführungsvariante wird der Satellit A einfach von der Trägerrakete getrennt, und ein Hauptantriebsystem des Satelliten A vom Chemie-Typ wird in der Zone 103 gezündet. Der durch den Antrieb des Satelliten erzeugte Impuls platziert den Satelliten dann auf der Warte-Umlaufbahn 112 bis. Der Mond ist dann in der Position 117 auf seiner Umlaufbahn 116. Der Hauptantrieb des Satelliten A wird ein erstes bzw. ein zweites Mal am Perigäum gezündet, was den Satelliten A auf die Mond-Transfer-Umlaufbahn 113 platziert.
Der Satellit A kann in der Zone 103b eine Mittelkurskorrektur erfahren, um die Eintrittsparameter in die Einflusssphäre des Mondes zu verfeinern.
Wenn der Satellit A im Apogäum ist, erfährt er in der Zone 105a die Gravitationswirkung des Mondes, der in der Position 118 angekommen ist. Diese Gravitationswirkung ist eventuell verbunden mit einem Korrekturimpuls 105b, der den Satelliten A auf eine Umlaufbahn LTO 114 transferiert, welche sich in der heliosynchronen Ebene PH oder der Ebene einer anderen, zirkularen, niedrigen, angestrebten Umlaufbahn befindet. Das Perigäum dieser Umlaufbahn befindet sich in einer Höhe, welche zwischen 80 und 170 km liegt. Um die Höhe des Perigäums zu präzisieren, kann es notwendig sein, in der Zone 104 eine Mittelkurskorrektur durchzuführen.
Anschließend können nachfolgende Passagen durch das Perigäum 106a, 106b das Apogäum der betrachteten Umlaufbahn 119a, 119b, 119c sich verringern lassen, bis eine Umlaufbahn erreicht wird, deren Apogäum typischerweise unterhalb von 1000 km liegt. In einem abschließenden Manöver erzeugt das Antriebssystem des Satelliten A einen Impuls im Apogäum 107, um die Umlaufbahn 111, welche heliosynchron oder geneigt sein kann, zu zirkularisieren.
Somit wird gemäß der unter Bezugnahme auf 3 beschriebenen Ausführungsform der erste Satellit B in einer schwach geneigten Transfer-Umlaufbahn 112 platziert, wohingegen der zweite Satellit A auf einer sehr exzentrischen Transfer-Umlaufbahn 112 bis oder sogar direkt auf einer LTO-Umlaufbahn 113 gleicher Inklination platziert wird.
Die Eintrittsparameter in die Einflusssphäre des Mondes sind derart gewählt, dass die Inklinationsänderung der Umlaufbahn des Satelliten A und die geeignete Modifikation der Höhe des Perigäums durch eine Gravitationswirkung ermöglicht wird. Eine kleine Trajektorienkorrektur ermöglicht es, die Höhe des Perigäums geringfügig zu reduzieren.
Das Apogäum wird durch nachfolgende Passagen durch die obere Atmosphäre reduziert, und die Umlaufbahn wird durch einen z. B. durch einen chemischen Antrieb des Satelliten A erzeugten Impuls zirkularisiert.
Gemäß einer wichtigen Eigenschaft der Erfindung wird unabhängig von der betrachteten Ausführungsform eine Harmonisierung bzw. Abstimmung der Bedingungen der Himmelsmechanik und des Starts realisiert.
Also müssen, um von der Unterstützung der Mondgravitation zu profitieren, um eine Inklinationsänderung zu bewirken, zwei Bedingungen zusammenkommen:

– Der Mond muss sich in der Nähe des Schnitts der Umlaufbahnebenen der anfänglichen Umlaufbahn und der angestrebten Umlaufbahn befinden,
– die Passage des Satelliten muss mit derjenigen des Mondes synchronisiert sein.

Bezüglich der Bedingung des Schnitts der Umlaufbahnebenen kann festgehalten werden, dass die Umlaufbahnebene des Mondes um 5° gegen die Ebene der Ekliptik geneigt ist, wohingegen die äquatoriale Ebene (Ebene der geostationären Umlaufbahn) selbst um 23°30' gegen die Ebene der Ekliptik geneigt ist. Ferner koinzidieren die Schnitte der drei Ebenen, nämlich der Mondebene, der Ebene der anfänglichen Umlaufbahn und die Ebene der endgültigen Umlaufbahn, im allgemeinen nicht.
Glücklicherweise ist es nicht notwendig, den Schnitt der äquatorialen Ebene und der Ebene der Mondumlaufbahn streng anzustreben. Eine verbleibende Inklination von einigen Grad ist tatsächlich akzeptabel, da sie durch einen Kor rekturimpuls im Apogäum oder im Knoten eliminierte werden kann. Dies entspricht einem richtigen Aufstiegsfenster von einigen zehn Grad.
Gemäß der Erfindung ist es demnach lediglich nötig, dass die große Halbachse der Abflug-Umlaufbahn in einigen zehn Grad vom angestrebten, idealen Punkt ist.
Hinsichtlich der Bedingung der Synchronisation der Passage des Satelliten mit dem Mond kann angemerkt werden, dass die Zeit, welche notwendig ist, um eine halbe LTO-Umlaufbahn zu beschreiben, in der Größenordnung von 7 Tagen liegt. Das bedeutet, dass der Theorie nach der Satellit in diese Umlaufbahn 7 Tage vor dem Vorbeiflug des Mondes und in die geeignete Region des Raums (in der Nachbarschaft des Schnitts der Ebenen der anfänglichen Umlaufbahn und der Mond-Umlaufbahn) eingebracht werden müsste. Eine solche Bedingung würde unannehmbare Beschränkungen bezüglich dem Datum und der Stunde des gemeinsamen Starts einführen.
Es ist auch eine wesentliche Eigenschaft der Erfindung, die Nutzung einer sehr elliptischen Warte-Umlaufbahn einzuführen, deren Periode T_A derart gewählt ist: nTA + 1/2TLTO = tpl (n ganzzahlig ≤ 4)wobei gilt:
t_pl: Zeit zwischen dem Zeitpunkt der Zündung und der Passage des Mondes in der Nähe der Erd-äquatorialen Ebene,
T_LTO: Periode der Transfer-Umlaufbahn LTO.
n: Anzahl der Male, die die sehr elliptische Warte-Umlaufbahn von dem Satelliten durchlaufen wird.
Es ist daher möglich, die Anforderungen an den Zeitablauf des Abschusses und des Treffens Satellit-Mond zu entkoppeln. Da die elliptische Umlaufbahn ferner nur n Mal mit n ≤ 4 durchlaufen wird, ist die Anzahl der Passagen durch die Van-Allen-Gürtel kleiner als vier.
Das erfindungsgemäße Verfahren ermöglicht zum Preis einer moderaten Geschwindigkeitssteigerung, welche mit Hilfe eines in den in die Umlaufbahn zu platzierenden Satelliten eingebauten Antriebssystems geringer Leistung erhalten werden kann, Änderungen der Umlaufbahn-Ebenen zu realisieren, welche nicht direkt mit Hilfe der chemischen Antriebssysteme durch Durchführen eines klassischen Transfers realisiert werden könnten, wobei der Notwendigkeit, die Nutzlastmasse zu begrenzen, Rechnung getragen wird.
Die nachfolgende Tabelle 1 gibt die Geschwindigkeitssteigerungen in km/s an, welche einerseits bei einem klassischen Transfer und andererseits bei einem Transfer gemäß dem erfindungsgemäßen Verfahren für unterschiedliche Beispiele der Änderung der Umlaufbahnen, deren Ebene nicht koinzidieren, notwendig sind. Bei dem Transfer gemäß der Erfindung wurde die Geschwindigkeitssteigerung, welche durch die Gravitationswirkung erzeugt wird, die per Definition keinen Verbrauch an Bord befindlicher Energie impliziert, nicht aufgeführt, selbst wenn diese zu einem wesentlichen Teil dazu beiträgt, den Umlaufbahn-Transfer zu bewirken.
Tabelle 1 Vergleich der Geschwindigkeitssteigerungen beim klassischen Transfer und beim Transfer gemäß der Erfindung (in km/s)
Gemäß einer speziellen Ausführungsform der Erfindung ist es möglich, ausschließlich den elektrischen Antrieb einzusetzen, um ausgehend von einer LTO-Umlaufbahn einen Satelliten in eine geostationäre Umlaufbahn zu platzieren. In diesem Fall sind die Expositionen des Satelliten in den Van-Allen-Gürteln praktisch eliminiert. Wenn man mit klassischen Verfahren eine direkte Passage von einer geostationären Transfer-Umlaufbahn GTO in eine geostationäre Umlaufbahn GSO mittels eines elektrischen Antriebs durchführen wollte, wäre es im Gegensatz dazu notwendig, mehrere Durchgänge durch die Van-Allen-Gürtel durchzuführen, was sehr nachteilig ist.
Das erfindungsgemäße Verfahren erlaubt nicht nur, eine einzige Trägerrakete einzusetzen, um zwei verschiedene Satelliten auf nicht-koplanare Umlaufbahnen zu setzen, sondern erlaubt auch, zusätzlich zu einem auf einer geostationären Umlaufbahn platzierten Satelliten B eine Konstellation von Satelliten A, C, D, E zu befördern, welche simultan auf Umlaufbahnen unterschiedlicher Inklination platziert werden. In diesem Fall werden sie Satelliten A, C, D, E auf eine Mond-Transfer-Umlaufbahn befördert, welche im wesentlichen äquatorial ist. Eine Mittelkurskorrektur, welche für jeden Satelliten A, C, D, E separat durchgeführt wird, ermöglicht, für jeden Satelliten einen unterschiedlichen Eintrittspunkt in die Einflusssphäre des Mondes anzustreben, was eine unterschiedliche Inklinationsänderung erzeugt.
Eine zweite Mittelkurskorrektur auf der Rückkehr-Umlaufbahn-Hälfte ermöglicht, die Höhe jedes Perigäums anzupassen. Die Umlaufbahn wird durch atmosphärische Abbremsung und durch Korrekturimpulse wie im Fall des Satelliten A, welcher gemäß dem in der 3 veranschaulichten Verfahren in Stellung gebracht wird, zirkularisiert.
Es kann in allgemeiner Weise angemerkt werden, dass zum Übergehen von einer geostationären Transfer-Umlaufbahn in eine zirkulare, niedrige Umlaufbahn gemäß der Erfindung die Passage von einer geostationären Transfer-Umlaufbahn in eine Mond-Transfer-Umlaufbahn zu einer von der Trägerrakete bereitzustellenden Geschwindigkeitserhöhung führt, welche, wie dies bereits unterstrichen worden ist, sehr gering ist, im Bereich von 700 m/s, obwohl die Steigerung der Höhe des Apogäums wesentlich ist (von 36.000 km auf etwa 360.00 oder 380.000 km).
Ferner ist es für ein Umwandeln einer elliptischen Umlaufbahn in eine niedrige, zirkulare Umlaufbahn nicht notwendig, für eine wesentliche Steigerung der Abbremsung zu sorgen. Die atmosphärische Abbremsung im Perigäum ermöglicht durch sukzessive Passagen durch die obere Atmosphäre, die Höhe des Apogäums mit einem minimalen Aufwand an Ergol (welcher nur notwendig ist, um einige Korrekturimpulse durchzuführen) zu reduzieren. Ferner ist kein besonderer thermische Schutz notwendig, sofern der thermische Fluss auf 6 kW/m² während der Passage durch die Atmosphäre begrenzt ist.
Es wird nun unter Bezugnahme auf die 4 ein Beispiel des Satellitenbeförderungssystems, welches eine Ausführung der Erfindung ermöglicht, beschrieben.
Eine herkömmliche Trägerrakete, die nicht in den Zeichnungen wiedergegeben wurde, wird mit einem ersten Satelliten B und wenigstens einem zweiten Satelliten A, von dem ein Beispiel in der 4 wiedergegeben ist, verbunden. Die Trägerrakete ist dazu ausgelegt, den ersten Satelliten B auf seine endgültige Umlaufbahn praktisch direkt zu platzieren, wobei der Satellit B wirklich herkömmlich sein kann und nur Antriebsmittel umfasst, welche darauf ausgerichtet sind, kleine Korrekturimpulse der Trajektorie bereitzustellen.
Der zweite Satellit A, der diverse Manöver nach der Abtrennung von der Trägerrakete vor dem Erreichen seiner endgültigen Umlaufbahn ausführen können muss, weist einen mit einem Zeitgeber 212 verbundenen Bordrechner 211 und Informationsverarbeitungsmittel 213 auf, welche mit Speicher ausgestattet sind und welche ermöglichen, die astronomischen Ephemeriden zu bestimmen, um ein automatisches Pilotieren zu ermöglichen.
Der Satellit A ist mit einem Antriebssystem ausgestattet, der vom chemischen oder vom elektrischen Typ sein kann. In der 4 wurde der Fall eines Satelliten A wiedergegeben, der beide Formen von Antriebssystemen aufweist.
Ferner weist der Körper des Satelliten 200 wenigstens einen Xenontank 201 auf, welcher über eine Anordnung von Druckminderern/Filtern/Elektroventilen 202 wenigstens zwei elektrische Antriebe 203 versorgt, welche vom ionischen Typ, vom Typ der geschlossenen Elektronendrift (closed electron drift type) oder auch vom Lichtbogen-Typ sein können. Die Versorgung mit elektrischer Leistung ist durch wenigstens ein Sonnensegel 204 gewährleistet, welches den Satelliten über einen Arm 215 und einen Drehmechanismus 205 versorgt.
Der Satellit kann vorteilhafterweise zwei an zwei entgegengesetzten Flächen befindliche Laserreflektoren 207 aufweisen, welche es ermöglichen, den Abstand des Satelliten sowohl bezüglich der Erde als auch bezüglich des Mondes (der an seiner Oberfläche Laserreflektoren trägt, welche für Raum-Versuche dienen sollten (APOLLO-Mission und LUNAKHOD-Mission)) sehr präzise zu bestimmen, was es ermöglicht, den Korridor der Passage in der Einflusssphäre des Mondes oder ferner den Korridor des Eintritts der atmosphärischen Abbremsung sehr genau anzuvisieren.
Der Satellit kann ferner ein chemisches Antriebssystem (z. B. mit Hydrazin oder Bi-Ergol) erhalten, welches wenigstens einen Antrieb aufweist, dessen Schub (von einigen 100 N) ermöglicht, quasi-impulsive Geschwindigkeitssteigerungen 208 zu realisieren, ein oder mehrere Ergol-Tanks 209 und mit Gyrometern verbundene Stellungssteuerungsantriebe 210.
Der Satellit weist ferner einen Erdsensor variablen Feldes 206 und wenigstens einen Sternsensor 214 (Solarsensor oder Stellarsensor) auf, welche zwei Winkelkoordinaten bereitstellen.
Der Sternsensor 214 und der Erdsensor variablen Feldes 206, welche der in dem Bordrechner 211 enthaltenen Ephemeridentafel zugeordnet sind, erlauben es, die Winkel zwischen dem Schubvektor und den Richtungen Erde-Satellit und Sonne-Satellit zu berechnen und damit die Stellung des Satelliten A während der Manöver zu bestimmen.
Die Gyrometer kontrollieren die Stellungssteuerungsantriebe 210, welche die Rotation des Körpers des zweiten Satelliten gewährleisten, um den Hauptantrieb 208 in die angestrebte Richtung zu orientieren.
Der Bordrechner 211 steuert die zwei Antriebssysteme.
Hinsichtlich des elektrischen Antriebssystems ermöglicht es der Erdhorizont-Sensor variablen Feldes 206 gemäß einer ersten Ausführungsform, die Position der Erde zu erhalten, und Reaktionsräder gewährleisten die Stellung des Satelliten A. Der Bordrechner 211 setzt eine Gesetzmäßigkeit zum Steuern der elektrischen Antriebe 203 ein, welche darin besteht, den Schubvektor senkrecht zur Richtung Erde-Satellit zu stabilisieren.
Gemäß einer anderen Ausführungsform ermöglichen es der Sternsensor 214 und die in dem Bordrechner 211 enthaltene Ephemeridentabelle, die Stellung des Satelliten A zu bestimmen. Reaktionsräder gewährleisten die Stellung des Satelliten. Der Bordrechner 211 setzt eine Gesetzmäßigkeit zum Steuern der elektrischen Antriebe 203 ein, welche darin besteht, den Schubvektor in einer Trägheitsrichtung auszurichten.

Claims

Verfahren zum simultanen Befördern von Satelliten auf nicht-koplanare Umlaufbahnen, gemäß dem ein erster Satellit (B) an einer Trägerrakete angeordnet wird, welche dazu angepasst ist, den ersten Satelliten (B) praktisch direkt auf eine erste endgültige Umlaufbahn zu platzieren, die erste Orbital-Parameter mit einem ersten Exzentrizitätswert, einem ersten Inklinationswert und einem ersten Apogäumswert aufweist, und an der Trägerrakete wenigstens ein zweiter Satellit (A, C, D, E) anordnet wird, der auf einer zweiten endgültigen Umlaufbahn angeordnet werden soll, die zweite Orbital-Parameter mit einem zweiten Exzentrizitätswert, einem zweiten Inklinationswert und einem zweiten Apogäumswert aufweist, welche sich wesentlich von den entsprechenden Werten der ersten Orbital-Parameter unterscheiden, welche durch die Trägerrakete gegeben sind und auf den ersten, simultan mit dem zweiten Satelliten (A, C, D, E) beförderten Satelliten (B) bezogen sind, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Satellit (A, C, D, E) für das In-Stellung-Bringen des zweiten Satelliten (A, C, D, E) während eines ersten Manövers auf eine stark elliptische Warte-Umlaufbahn gebracht wird, deren Apogäum sich typischerweise zwischen 50 000 km und 400 000 km befindet, deren große Halbachse derart angeordnet ist, dass sie den durch die Einflusssphäre des Mondes auf seiner Umlaufbahn gebildeten Torus schneidet, und deren Periode T_A gemäß der Formel berechnet ist: nTA + 0,5TLTO = tpl mit n ganzzahlig ≤ 4, wobei T_LTO die Periode der Mond-Transfer-Umlaufbahn ist, t_pl die Zeit zwischen dem Ende der Beförderung und der Passage des Mondes am angestrebten Punkt ist und n die Anzahl der Male, kleiner als 4, die die stark elliptische Warte-Umlaufbahn von dem zweiten Satelliten durchlaufen wird, ist, der zweite Satellit während eines zweiten Manövers am Perigäum der stark elliptischen Umlaufbahn auf die Mond-Transfer-Umlaufbahn gebracht wird, während eines dritten Manövers eine Mittelkurskorrektur durchgeführt wird, um die Eintrittsparameter in die Einflusssphäre des Mondes genau festzulegen, wobei die Eintrittsparameter derart bestimmt sind, dass während eines vierten Manövers Änderungen der Höhe des Perigäums und der Inklination einer intermediären Umlaufbahn, auf der sich der zweite Satellit (A, C, D, E) befindet, und welche darauf abzielen, sich der zweiten, endgültigen Umlaufbahn zu nähern, hauptsächlich durch Gravitationswirkung in der Einflusssphäre des Mondes erhalten werden, und ein fünftes Manöver durchgeführt wird, welches ermöglicht, den zweiten Satelliten mit Präzision in die zweite endgültige Umlaufbahn zu platzieren.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die erste endgültige Umlaufbahn, auf die der erste Satellit (B) befördert wird, durch eine Umlaufbahn niedriger Höhe gebildet ist, welche wie eine heliosynchrone Umlaufbahn geneigt ist, und dass das fünfte Manöver am Perigäum der intermediären Umlaufbahn des zweiten Satelliten (A, C, D, E) beim Verlassen der Einflusssphäre des Mondes durchgeführt wird und aus dem Herabsetzen des Apogäums oder dem Zirkularisieren der intermediären Umlaufbahn besteht, um die intermediäre Umlaufbahn in die zweite endgültige Umlaufbahn umzuwandeln, welche durch eine geostationäre Umlaufbahn gebildet wird.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die erste endgültige Umlaufbahn, auf die der erste Satellit (B) befördert wird, durch eine schwach geneigte, geostationäre Transfer-Umlaufbahn oder eine supergeostationäre Transfer-Umlaufbahn gebildet ist, und dass während des dritten Manövers die Mittelkurskorrektur derart ist, dass die Eintrittsparameter in die Einflusssphäre des Mondes ermöglichen, dass sich das Perigäum der intermediären Umlaufbahn, auf der sich der zweite Satellit (A, C, D, E) befindet, nach der Gravitationsreaktion in der Einflusssphäre des Mondes in einer Höhe von 80 bis 170 km befindet, und dass das fünfte Manöver, bei festgelegter Höhe des Perigäums, darin besteht, wenigstens eine atmosphärische Abbremsung durchzuführen, um das Apogäum der intermediären Umlaufbahn des zweiten Satelliten (A, C, D, E) bei Austritt aus der Einflusssphäre des Mondes abzusenken, dann, durch ein Manöver im Apogäum, das Perigäum derart anzuheben, dass die intermediäre Umlaufbahn in die zweite endgültige Umlaufbahn umgewandelt wird, welche durch eine geneigte Umlaufbahn niedriger Höhe oder eine zirkulare, niedrige geneigte Umlaufbahn gebildet ist.
Verfahren nach Anspruch 3, zum simultanen Befördern einer Mehrzahl zweiter Satelliten (A, C, D, E) auf endgültige Umlaufbahnen, welche durch Umlaufbahnen niedriger Höhe, insbesondere zirkulare, niedrige Umlaufbahnen verschiedener Inklinationen, gebildet sind, wohingegen der erste Satellit (B) in einer ersten endgültigen Umlaufbahn platziert wird, welche durch eine schwach geneigte, geostationäre Transfer-Umlaufbahn oder eine supergeostationäre Transfer-Umlaufbahn gebildet ist, dadurch gekennzeichnet, dass während des dritten Manövers eine Serie verschiedener Mittelkurskorrekturen durchgeführt wird, um die verschiedenen zweiten Satelliten auf verschiedene Eintrittspunkte in die Einflusssphäre des Mondes derart zu platzieren, um auf verschiedene Inklinationen abzuzielen und daraufhin in dem fünften Manöver nach atmosphärischer Abbremsung eine Serie von Umlaufbahnen niedriger Höhen, insbesondere zirkulare, niedrige Umlaufbahnen verschiedener Neigungen, für die verschiedenen Satelliten der Mehrzahl zweiter Satelliten (A, C, D, E) zu erhalten.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Satellit (A, C, D, E) mit einem Bordrechner (211) und mit einem chemischen Antriebssystem, das einen Hauptantrieb (208), der an Bord des zweiten Satelliten (A, C, D, E) angeordnet ist, und Stellungssteuerungsantriebe (210) aufweist, ausgestattet ist.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Satellit (A, C, D, E) mit einem Bordrechner (211) und ferner mit einem elektrischen Antriebssystem ausgestattet ist, welches wenigstens elektrische Antriebe hoher spezifischer Impulse aufweist, welche an Bord des zweiten Satelliten (A, C, D, E) angeordnet sind, wobei die elektrischen Antriebe vom ionischen Typ, vom Lichtbogen-Typ oder vom Typ der geschlossenen Elektronendrift sein können.
Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Satellit (A, C, D, E) einen Sternsensor (214), einen Erdsensor (206) variablen Feldes und eine in dem Bordrechner (211) enthaltene Ephemeridentafel aufweist, welche ermöglicht, die Winkel zwischen dem Schubvektor und den Richtungen Erde-Satellit und Sonne-Satellit zu berechnen, und somit die Stellung des zweiten Satelliten (A, C, D, E) während der Manöver zu bestimmen.
Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Satellit (A, C, D, E) ferner Gyrometer aufweist, welche die Stellungssteuerungsantriebe (210) steuern, welche die Rotation des Körpers des zweiten Satelliten zum Orientieren des Hauptantriebes (208) in die angestebte Richtung gewährleisten.
Verfahren nach einem der Ansprüche 5 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass der Körper des zweiten Satelliten (A, C, D, E) mit wenigstens zwei Laser-Retroreflektoren (207) ausgestattet ist, welche ermöglichen, die Position des zweiten Satelliten (A, C, D, E) vor den Manövern der Mittelkurskorrektur des dritten Manövers auf sehr präzise Weise durch Laser-Telemetrie zu erhalten.
Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Satellit (A, C, D, E) einen Erdhorizont-Sensor (206) variablen Feldes, um die Position der Erde zu erhalten, und Reaktionsräder oder kinetische Räder, um die Stellung dieses zweiten Satelliten sicherzustellen, aufweist, und dass der Bordrechner (211) eine Gesetzmäßigkeit zum Steuern der elektrischen Antriebe (203) einsetzt, welche darin besteht, den Schubvektor senkrecht zur Richtung Erde-Satellit zu stabilisieren.
Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Satellit (A, C, D, E) einen Sternsensor (214) sowie eine in dem Bordrechner (211) enthaltene Ephemeridentafel zum Bestimmen der Stellung des zweiten Satelliten und Reaktionsräder zum Sicherstellen der Stellung dieses zweiten Satelliten aufweist, und dass der Bordrechner (211) eine Gesetzmäßigkeit zum Steuern der elektrischen Antriebe (203) einsetzt, welche darin besteht, den Schubvektor in einer Trägheitsrichtung auszurichten.