RU2111901C1 - Method for separation of satellites and moving apart in orbit at group launch by one rocket - Google Patents
Method for separation of satellites and moving apart in orbit at group launch by one rocket Download PDFInfo
- Publication number
- RU2111901C1 RU2111901C1 RU94023659A RU94023659A RU2111901C1 RU 2111901 C1 RU2111901 C1 RU 2111901C1 RU 94023659 A RU94023659 A RU 94023659A RU 94023659 A RU94023659 A RU 94023659A RU 2111901 C1 RU2111901 C1 RU 2111901C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- satellites
- rocket
- separation
- longitudinal axis
- satellite
- Prior art date
Links
- 238000000926 separation method Methods 0.000 title claims abstract description 40
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 13
- 239000013598 vector Substances 0.000 claims description 8
- 230000008520 organization Effects 0.000 abstract 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 abstract 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000009395 breeding Methods 0.000 description 1
- 230000001488 breeding effect Effects 0.000 description 1
- 238000011109 contamination Methods 0.000 description 1
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
- B64G1/1085—Swarms and constellations
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/242—Orbits and trajectories
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
- B64G1/643—Interstage or payload connectors for arranging multiple satellites in a single launcher
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Radio Relay Systems (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космонавтике, более конкретно к способам формирования спутниковых систем при групповом запуске спутников одной ракетой. The invention relates to astronautics, and more particularly to methods for forming satellite systems in a group launch of satellites with a single rocket.
Известен способ формирования спутниковых систем, при котором разведение спутников по орбите осуществляют с применением многократных пространственных маневров последней ступени ракеты или специального космического аппарата [1] . A known method of forming satellite systems, in which the separation of satellites in orbit is carried out using multiple spatial maneuvers of the last stage of a rocket or a special spacecraft [1].
Для создания глобальных спутниковых систем такой способ энергетически нецелесообразен, так как он требует многократного разгона и маневра ракеты и космического аппарата. To create global satellite systems, this method is energetically impractical, since it requires multiple acceleration and maneuver of the rocket and spacecraft.
Наиболее близким аналогом изобретения является способ отделения спутников и разведения их на орбите при групповом запуске одной ракетой, включающий выведение ракеты со спутниками на орбиту, поворот ее продольной осью на пассивном участке траектории выведения до совмещения с плоскостью, перпендикулярной вектору орбитальной скорости, снятия части одинаковых для всех спутников кинематических связей, перемещение спутников в связанном с ракетой движении до увеличения зазоров между ними и отделение спутников от ракеты [2]. The closest analogue of the invention is a method for separating satellites and launching them in orbit during a group launch with one rocket, including launching a rocket with satellites into orbit, turning its longitudinal axis on a passive section of the launch path to align it with a plane perpendicular to the orbital velocity vector, removing parts of the same for all satellites of kinematic connections, the movement of satellites in rocket-related motion to increase the gaps between them and the separation of satellites from the rocket [2].
Недостатком известного способа отделения спутников является сложность осуществления группового отделения в свободном движении нескольких крупногабаритных, плотно скомпонованных спутников в направлении, перпендикулярном продольной оси ракеты, без их соударения. The disadvantage of this method of separation of satellites is the difficulty of group separation in the free movement of several large, tightly arranged satellites in the direction perpendicular to the longitudinal axis of the rocket, without their collision.
Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности формирования орбитальной группировки с наперед заданными параметрами путем получения различных орбитальных скоростей спутников с исключением соударений в процессе их отделения и дальнейшего разведения на орбите при групповом запуске одной ракетой. The technical result of the invention is to enable the formation of an orbital constellation with predetermined parameters by obtaining various orbital speeds of the satellites with the exception of collisions in the process of separation and further breeding in orbit during group launch with one rocket.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе задают положение спутников на ракете и выбирают направления скоростей их отделения с нулевой суммой проекций этих скоростей на любое направление в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, производят разворот ракеты относительно продольной оси до положения между векторами скоростей отделения спутников и орбитальной скоростью, обеспечивающего разность относительных скоростей спутников, определяемую условиями формирования орбитальной группировки, а после увеличения зазоров между спутниками до величин обеспечивающих их безударное отделение, одновременно отделяют все спутники от ракеты в радиальных направлениях со скоростями, одинаковыми по величине и углу наклона, преимущественно 90o, относительно продольной оси ракеты.The specified technical result is achieved by the fact that in the known method the position of the satellites on the rocket is set, and the directions of their separation speeds are selected with zero sum of projections of these speeds in any direction in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the rocket, the rocket is rotated relative to the longitudinal axis to a position between the separation velocity vectors satellites and orbital velocity, providing a difference in the relative speeds of satellites, determined by the conditions of formation of the orbital constellation, and p After increasing the gaps between the satellites to the values ensuring their shock-free separation, all satellites are simultaneously separated from the rocket in radial directions with velocities identical in magnitude and angle of inclination, mainly 90 o , relative to the longitudinal axis of the rocket.
При этом отделение спутников могут производить после прекращения связанного с ракетой движение и фиксации их в положении, обеспечивающем необходимые для одновременного безударного отделения зазоры. In this case, the separation of satellites can produce after the termination of the movement associated with the rocket and fixing them in a position that provides the necessary gaps for simultaneous shock-free separation.
Сущность изобретения поясняется чертежами. The invention is illustrated by drawings.
На фиг. 1 показано оптимальное расположение двух спутников на ракете относительно вектора орбитальной скорости ракеты в момент их отделения, где (и далее для фиг. 2 и 3) обозначено: 1с - 4с - номера спутников;
Vотд - скорость отделения спутника; Vорб - орбитальная скорость ракеты; Vорб(j)с - орбитальная скорость j -го спутника.In FIG. 1 shows the optimal location of two satellites on a rocket relative to the rocket’s orbital velocity vector at the time of separation, where (hereinafter for FIGS. 2 and 3) are indicated: 1s - 4s — satellite numbers;
V dec - satellite separation rate; V orb is the orbital velocity of the rocket; V orb (j) s is the orbital velocity of the jth satellite.
На фиг. 2 показано оптимальное расположение трех спутников на ракете относительно вектора орбитальной скорости ракеты в момент их отделения, при этом:
Vорб1с = Vорб;
Vорб2с = Vорб - Vотд•cos30o;
Vорб3с = Vорб + Vотд•cos30o.In FIG. 2 shows the optimal location of the three satellites on the rocket relative to the vector of the orbital velocity of the rocket at the time of separation, while:
V orb1s = V orb ;
V = V orb2s orb - V dep • cos30 o;
Orb3s V = V + V dep orb • cos30 o.
На фиг. 3 показано оптимальное расположение четырех спутников на ракете относительно вектора орбитальной скорости ракеты в момент их отделения. Угол 18o15' обеспечивает одинаковую разность скоростей отделения пар спутников 2с - 1с, 3с - 4с, 4с - 2с, при этом:
Vорб1с = Vорб-Vотд•cos18o15';
Vорб2с = Vорб-Vорб•sin18o15';
и т.д.In FIG. Figure 3 shows the optimal arrangement of four satellites on the rocket relative to the rocket's orbital velocity vector at the time of separation. The angle of 18 o 15 'provides the same difference in the separation speeds of the pairs of satellites 2s - 1s, 3s - 4s, 4s - 2s, while:
V = V orb1s orb -V • cos18 o fin 15 ';
V orb2s = V orb -V orb • sin18 o 15 ';
etc.
На фиг. 4, 5 показаны основные приемы и этапы отделения спутника от ракеты. In FIG. 4, 5, the basic techniques and stages of separating a satellite from a rocket are shown.
Способ согласно предлагаемому изобретению осуществятся следующим образом. The method according to the invention is carried out as follows.
Так как при значительных габаритах и плотной компоновке спутников на ракете под головным обтекателем становится проблематичным отделение спутников без соударения в направлении, перпендикулярном продольной оси ракеты, то целесообразно начальный этап отделения спутников, до достижения между ними достаточных зазоров, осуществлять путем введения жестких кинематических связей, определяющих необходимый закон движения. Since with the large dimensions and tight arrangement of the satellites on the rocket under the head fairing, it becomes problematic to separate the satellites without collision in the direction perpendicular to the longitudinal axis of the rocket, it is advisable to start the separation of satellites, until they have sufficient gaps between them, by introducing hard kinematic relations that determine necessary law of motion.
Это можно достичь следующими способами. This can be achieved in the following ways.
1. Отделение каждого спутника производить поворотом около оси, не проходящей через центр масс спутника, с потерей кинематической связи с осью на угле поворота, когда вектор скорости отделения центра масс достигнет положения, перпендикулярного продольной оси ракеты, как показано на фиг. 4, где приняты обозначения:
ЦМ - центр масс спутника;
Vотд - линейная скорость отделения спутника;
ω - угловая скорость отделения спутника;
α - угол связанного движения спутника;
ПОР - продольная ось ракеты;
Pп - сила толкающего устройства при повороте относительно оси 0;
Позиция 1 спутника - исходное положение спутника на ракете;
Позиция 2 спутника - положение на момент потери кинематической связи с осью поворота 0;
Позиция 3 спутника - свободное движение спутника.1. Separation of each satellite is performed by rotation around an axis that does not pass through the center of mass of the satellite, with the loss of kinematic connection with the axis at the angle of rotation, when the velocity vector of separation of the center of mass reaches a position perpendicular to the longitudinal axis of the rocket, as shown in FIG. 4, where the designations are accepted:
CM - the center of mass of the satellite;
V dec - the linear velocity of separation of the satellite;
ω is the angular velocity of separation of the satellite;
α is the angle of the satellite’s associated motion;
POR - the longitudinal axis of the rocket;
P p - the force of the pushing device when turning relative to axis 0;
Соударение спутников в связанном движении исключается заданным законом движения спутников, обеспечивающим увеличение расстояния между ними за счет наличия жестких кинематических связей. Дальнейшее движение спутников будет свободным с движением центров масс перпендикулярно продольной оси ракеты со скоростью Vотд в радиальных плоскостях и вращением спутников около центров масс с угловой скоростью ω . Расхождение спутников в свободном движении исключает их соударение.The collision of satellites in the associated motion is excluded by the specified law of satellite motion, which provides an increase in the distance between them due to the presence of rigid kinematic connections. Further movement of the satellites will be free with the movement of the centers of mass perpendicular to the longitudinal axis of the rocket with a velocity of V det in radial planes and the rotation of the satellites near the centers of mass with an angular velocity of ω. The divergence of satellites in free motion excludes their collision.
2. Отделение каждого спутника производить одновременно от синхронно повернутых на 90o поворотных платформ, зафиксированных в повернутом положении, как показано на фиг. 5, где помимо уже указанных приняты обозначения:
H - направление перемещения каретки при синхронном повороте платформы П на 90o;
P0 - сила толкающих устройств при отделении спутника от платформы;
Позиция 2 спутника - положение спутника после поворота платформы П на угол 90o и фиксации перед отделением спутника;
Позиция 3 спутника - свободное движение спутника.2. Separate each satellite at the same time from rotary platforms synchronously rotated 90 ° , fixed in the rotated position, as shown in FIG. 5, where in addition to the already indicated designations:
H is the direction of movement of the carriage during the synchronous rotation of the platform P by 90 o ;
P 0 is the force of the pushing devices when the satellite is separated from the platform;
Расхождение спутников в связанном и свободном движении исключает их соударение, причем ракета до отделения спутников совершает один маневр поворота продольной оси на 90o и один поворот около продольной оси с фиксацией ракеты в положении, обеспечивающем максимальную разницу орбитальных скоростей спутников между собой, что не требует значительных энергетических затрат и упрощает логику функционирования системы управления ракетой.The divergence of the satellites in the associated and free movement excludes their collision, and the rocket before separation of the satellites performs one maneuver of rotation of the longitudinal axis by 90 o and one turn about the longitudinal axis with the fixation of the rocket in a position that provides the maximum difference in the satellite’s orbital speeds between themselves, which does not require significant energy costs and simplifies the logic of the functioning of the missile control system.
Процесс отделения спутников является кратковременным (до 1 с) с минимальным воздействием на ракету, в связи с одновременным их отделением с одинаковыми скоростями. Это позволяет сохранить управляемость ракеты для последующего увода ее с орбиты спутников. The process of separation of satellites is short-term (up to 1 s) with minimal impact on the rocket, in connection with their simultaneous separation at the same speeds. This allows you to maintain control of the rocket for its subsequent withdrawal from satellite orbit.
Система отделения всех спутников одинакова по конструкции и энергетическим возможностям, что существенно упрощает конструкцию устройства отделения, ее наземную отработку и эксплуатацию и в целом повышает надежность функционирования системы отделения спутников. The separation system of all satellites is the same in design and energy capabilities, which greatly simplifies the design of the separation device, its ground development and operation, and generally increases the reliability of the satellite separation system.
При отделении отсутствует воздействие на спутники струи маршевого двигателя ракеты, что исключает возможное загрязнение оптических приборов и оптических поверхностей конструкции спутников. During separation, there is no impact on the satellites of the rocket propulsion jet, which eliminates the possible contamination of optical instruments and optical surfaces of the satellite structure.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94023659A RU2111901C1 (en) | 1994-06-22 | 1994-06-22 | Method for separation of satellites and moving apart in orbit at group launch by one rocket |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94023659A RU2111901C1 (en) | 1994-06-22 | 1994-06-22 | Method for separation of satellites and moving apart in orbit at group launch by one rocket |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU94023659A RU94023659A (en) | 1996-08-27 |
| RU2111901C1 true RU2111901C1 (en) | 1998-05-27 |
Family
ID=20157573
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU94023659A RU2111901C1 (en) | 1994-06-22 | 1994-06-22 | Method for separation of satellites and moving apart in orbit at group launch by one rocket |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2111901C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10730644B2 (en) | 2016-12-01 | 2020-08-04 | The Boeing Company | Systems and methods for multi-spacecraft distributed ascent and sequential raising with relative phasing |
| EP3854699A1 (en) * | 2020-01-21 | 2021-07-28 | Space Systems/Loral, LLC | Smallsat payload configuration |
| US11254453B2 (en) | 2016-11-14 | 2022-02-22 | Space Systems/Loral, Llc | Smallsat payload configuration |
| RU2817623C2 (en) * | 2018-09-24 | 2024-04-17 | Индиан Спейс Рисерч Организейшн | System and method for launching multiple satellites from launcher rocket |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP6291471B2 (en) * | 2015-12-21 | 2018-03-14 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | Formation method of satellite constellation |
| CN112752715B (en) * | 2018-09-24 | 2024-08-06 | 印度空间研究组织 | System and method for launching multiple satellites from a launch vehicle |
| CN113978764B (en) * | 2021-11-30 | 2023-07-21 | 长光卫星技术股份有限公司 | Anti-collision satellite-rocket separation method suitable for batch networking satellite orbit |
-
1994
- 1994-06-22 RU RU94023659A patent/RU2111901C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11254453B2 (en) | 2016-11-14 | 2022-02-22 | Space Systems/Loral, Llc | Smallsat payload configuration |
| US10730644B2 (en) | 2016-12-01 | 2020-08-04 | The Boeing Company | Systems and methods for multi-spacecraft distributed ascent and sequential raising with relative phasing |
| EA037965B1 (en) * | 2016-12-01 | 2021-06-16 | Зе Боинг Компани | Systems and methods for multi-spacecraft distributed ascent |
| RU2817623C2 (en) * | 2018-09-24 | 2024-04-17 | Индиан Спейс Рисерч Организейшн | System and method for launching multiple satellites from launcher rocket |
| EP3854699A1 (en) * | 2020-01-21 | 2021-07-28 | Space Systems/Loral, LLC | Smallsat payload configuration |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU94023659A (en) | 1996-08-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2220886C2 (en) | Method of simultaneous injection of several satellites into non-coplanar orbits with use of heavily eccentric orbits and atmospheric braking | |
| US5765784A (en) | System and method for deploying multiple probes | |
| US4306692A (en) | Attitude acquisition maneuver for a bias momentum spacecraft | |
| EP0382858B1 (en) | Method and apparatus for changing orbit of artificial satellite | |
| Biesbroek et al. | Ways to the Moon | |
| Gaias et al. | The autonomous vision approach navigation and target identification (AVANTI) experiment: objectives and design | |
| RU2111901C1 (en) | Method for separation of satellites and moving apart in orbit at group launch by one rocket | |
| JP2006188149A (en) | Method of putting two or more spacecrafts into different orbits | |
| US4618112A (en) | Spacecraft angular momentum stabilization system and method | |
| US5393017A (en) | Technique for dispensing earth satellites into multi-planar orbits | |
| US5568904A (en) | Steered perigee velocity augmentation | |
| Beard et al. | Finite thrust control for satellite formation flying with state constraints | |
| JPWO2021193411A5 (en) | ||
| US5251855A (en) | Spacecraft propulsion system thruster firing system | |
| Nazirov et al. | Gravitational maneuvers as a way to direct small asteroids to trajectory of a rendezvous with dangerous near-Earth objects | |
| JP7395023B2 (en) | Satellite constellations, airborne object monitoring systems, tilted orbit satellite systems, tilted orbit satellites and hybrid constellations | |
| RU2289533C1 (en) | Method of injection of spacecraft into inter-planetary trajectory | |
| JP2516879B2 (en) | How to launch multiple satellites | |
| Oh et al. | Near-eigenaxis rotation control law design for moving-to-rest maneuver | |
| Colmenarejo et al. | GNC aspects for active debris removal | |
| Uo et al. | Attitude control challenges and solutions for Hayabusa spacecraft | |
| RU2208557C1 (en) | Method of injection of spacecraft into preset orbit by means of thrusters | |
| RU2207306C1 (en) | Method of injection of spacecraft into geostationary orbit by means of low-thrust engines | |
| RU2029220C1 (en) | Method of guiding of several objects into upper atmosphere with the aid of unguided rocket | |
| RU2205139C2 (en) | Method of control of manned spacecraft uncoupled from non-oriented space object flying in near-round orbit |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090623 |