RU2219109C2 - Способ выведения нескольких спутников на некомпланарные орбиты с использованием силы лунного притяжения - Google Patents
Способ выведения нескольких спутников на некомпланарные орбиты с использованием силы лунного притяжения Download PDFInfo
- Publication number
- RU2219109C2 RU2219109C2 RU97121988/11A RU97121988A RU2219109C2 RU 2219109 C2 RU2219109 C2 RU 2219109C2 RU 97121988/11 A RU97121988/11 A RU 97121988/11A RU 97121988 A RU97121988 A RU 97121988A RU 2219109 C2 RU2219109 C2 RU 2219109C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- satellite
- orbit
- orbital
- final
- maneuver
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract 13
- 238000002347 injection Methods 0.000 title abstract 3
- 239000007924 injection Substances 0.000 title abstract 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 title 1
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims abstract 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 claims abstract 3
- PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N Glycerine Chemical compound OCC(O)CO PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 9
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims 4
- 238000010891 electric arc Methods 0.000 claims 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 claims 1
- 230000008685 targeting Effects 0.000 claims 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 abstract 2
Images
Classifications
-
- 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
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/242—Orbits and trajectories
- B64G1/2427—Transfer orbits
-
- 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
- B64G1/244—Spacecraft control systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способам осуществления активно-гравитационных маневров искусственных спутников, одновременно выводимых на начальные орбиты одной ракетой-носителем. Предлагаемый способ состоит в выведении одного или нескольких вторых спутников на их конечные орбиты после отделения от ракеты-носителя первого спутника. Это выведение включает в себя первый орбитальный маневр перевода спутника на высокоэллиптическую орбиту с апогеем 50000-400000 км. Большая полуось данной орбиты перекрывает тороидальное пространство, образованное движением сферы гравитационного влияния Луны по ее орбите. Второй орбитальный маневр состоит в переводе спутника в перигее указанной орбиты на сфазированную переходную лунную орбиту ожидания. Третий маневр включает коррекцию параметров входа спутника в сферу гравитационного влияния Луны. Четвертый маневр включает изменение высоты перигея и наклонения промежуточной орбиты второго спутника вследствие гравитационного облета Луны, а пятый маневр завершает перевод второго спутника на его конечную орбиту. Орбита, на которую выводят указанный первый спутник, при его отделении от ракеты-носителя может быть низкой гелиосинхронной орбитой или орбитой перехода к геостационарной (супергеостационарной) орбите с малым наклонением. Конечные орбиты вторых спутников могут являться низкими круговыми орбитами различных наклонений. Для выполнения орбитальных маневров и ориентации используют химические и/или электроракетные двигатели на спутниках, а также маховики (гироскопы). Изобретение направлено на повышение экономичности группового запуска спутников на некомпланарные орбиты. 10 з.п.ф-лы, 1 табл., 7 ил.
Description
Текст описания в факсимильном виде (см. графическую часть) Тщ
Claims (11)
1. Способ одновременного выведения нескольких спутников на некомпланарные орбиты, заключающийся в том, что первый спутник (В) устанавливают на ракету-носитель, предназначенную для непосредственного выведения первого спутника (В) на первую конечную орбиту, характеризуемую первыми орбитальными параметрами: первой величиной эксцентриситета, первой величиной наклонения и первой высотой апогея, устанавливают на эту же ракету-носитель по меньшей мере один второй спутник (А), предназначенный для выведения на вторую конечную орбиту, характеризуемую вторыми орбитальными параметрами: второй величиной эксцентриситета, второй величиной наклонения и второй высотой апогея, значения которых существенно отличаются от соответствующих значений первых орбитальных параметров, обеспечиваемых ракетой-носителем и предназначенных для первого спутника (В), выводимого одновременно со вторым спутником (А) на указанную первую конечную орбиту или орбиту свободного дрейфа к ней, отличающийся тем, что выведение на конечную орбиту второго спутника (А) осуществляют в процессе выполнения орбитальных маневров, первый из которых включает переход второго спутника (А) на сильно вытянутую эллиптическую орбиту ожидания, апогей которой имеет высоту от 50000 до 400000 км, а большая полуось ориентирована таким образом, чтобы перекрыть тороидальное пространство, образованное движением сферы гравитационного влияния Луны по ее орбите, второй орбитальный маневр включает перевод второго спутника в перигее указанной сильно вытянутой орбиты ожидания на переходную лунную орбиту, причем период обращения (ТA) спутника по орбите ожидания определяется выражением
nTA+0,5·TLTO=tp1,
где tLTO - период обращения по лунной переходной орбите;
tp1 - время между окончанием участка выведения и приходом Луны в намеченную точку;
n - целое число, не превышающее 4 и обозначающее количество оборотов второго спутника по указанной орбите ожидания,
третий орбитальный маневр включает коррекцию, проводимую на активном участке выведения второго спутника на указанную лунную переходную орбиту и обеспечивающую точные параметры его входа в сферу гравитационного влияния Луны для осуществления ее гравитационного облета, четвертый орбитальный маневр включает изменение высоты перигея и наклонения промежуточной орбиты сближения второго спутника (А) со своей второй конечной орбитой вследствие гравитационного облета Луны в сфере ее гравитационного влияния и пятый орбитальный маневр включает точный перевод второго спутника на его вторую конечную орбиту.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что первая конечная орбита, на которую выводят первый спутник (В), является низкой наклонной гелиосинхронной орбитой, при этом пятый орбитальный маневр выполняют в перигее промежуточной орбиты второго спутника (А), сформированной на выходе из сферы гравитационного влияния Луны, снижая высоту апогея этой промежуточной орбиты или придавая ей круговую форму для преобразования данной орбиты в указанную вторую конечную орбиту, представляющую собой геостационарную орбиту.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что первая конечная орбита, на которую выводят первый спутник (В), является слабонаклонной орбитой перехода к геостационарной или супергеостационарной орбитам, при этом в ходе выполнения третьего орбитального маневра корректирующий импульс на указанном активном участке выбирают таким, чтобы параметры входа в сферу гравитационного влияния Луны обеспечивали по завершении гравитационного облета Луны и выходе из сферы ее гравитационного влияния высоту перигея указанной промежуточной орбиты второго спутника (А) от 80 до 170 км, а в пятом орбитальном маневре осуществляют при фиксированной высоте перигея промежуточной орбиты второго спутника (А), сформированной на выходе из сферы гравитационного влияния Луны, по меньшей мере одно атмосферное торможение для уменьшения высоты апогея этой промежуточной орбиты, после чего посредством орбитального маневра в апогее данной орбиты увеличивают высоту ее перигея, чтобы преобразовать данную промежуточную орбиту в указанную вторую конечную орбиту, представляющую собой низкую наклонную орбиту или низкую круговую наклонную орбиту.
4. Способ по п.3, отличающийся тем, что при одновременном выведении нескольких вторых спутников (А, С, D, Е) на конечные орбиты, представляющие собой низкие круговые орбиты с различными наклонениями, первый спутник (В) выводят на первую конечную орбиту, представляющую собой слабонаклонную переходную к геостационарной или супергеостационарной орбиту, а третий орбитальный маневр осуществляют путем выполнения серии коррекций на указанном активном участке выведения вторых спутников так, чтобы вывести различные вторые спутники в различные точки входа в сферу гравитационного влияния Луны и получить тем самым в результате атмосферного торможения в ходе пятого орбитального маневра различные наклонения указанных конечных орбит вторых спутников (А, С, D, Е).
5. Способ по п.1, отличающийся тем, что второй спутник (А, С, D, E) оборудуют бортовым компьютером и системой создания тяги на химическом топливе, содержащей установленный на борту главный ракетный двигатель, а также ракетные двигатели управления пространственной ориентацией этого спутника.
6. Способ по п.1, отличающийся тем, что второй спутник (А, С, D, Е) оборудуют бортовым компьютером и электрической системой создания тяги, содержащей электрические ракетные двигатели с высоким удельным импульсом, которые устанавливают на борту второго спутника и выбирают из числа ионных, электродуговых или с замкнутым дрейфом электронов двигателей.
7. Способ по п.5, отличающийся тем, что второй спутник (А, С, D, Е) оборудуют датчиком ориентации на небесное светило, датчиком ориентации на Землю с изменяемым полем обзора, а также снабжают таблицей эфемерид, которую закладывают в указанный бортовой компьютер и которая дает возможность рассчитывать углы между вектором тяги и направлениями на Землю и на Солнце, обеспечивая определение пространственного положения второго спутника (А, С, D, Е) при орбитальных маневрах.
8. Способ по п.7, отличающийся тем, что второй спутник (А, С, D, E) дополнительно оборудуют гироскопическими датчиками для контроля двигателей управления пространственным положением, которыми производят вращение корпуса второго спутника для ориентации указанного главного двигателя в заданном направлении.
9. Способ по любому из пп.5-8, отличающийся тем, что на корпусе второго спутника (А, С, D, E) устанавливают по меньшей мере два лазерных уголковых отражателя для получения посредством лазерной телеметрии точной информации о фактическом положении второго спутника перед выполнением коррекции на участке траектории при третьем орбитальном маневре.
10. Способ по п.6, отличающийся тем, что второй спутник (А, С, D, Е) оборудуют датчиком земного горизонта с изменяемым полем обзора для получения информации о положении Земли, при этом пространственную ориентацию этого спутника осуществляют с помощью инерционных маховиков, а в бортовом компьютере используют закон управления электрическими ракетными двигателями, заключающийся в стабилизации вектора тяги в направлении, перпендикулярном направлению Земля - спутник.
11. Способ по п.6, отличающийся тем, что второй спутник (А, С, D, Е) оборудуют датчиком ориентации на небесное светило, а также снабжают таблицей эфемерид, которую закладывают в указанный бортовой компьютер для определения пространственного положения этого спутника, причем положением спутника управляют с помощью реактивных маховиков, а электрическими ракетными двигателями управляют с помощью бортового компьютера по закону, заключающемуся в нацеливании вектора тяги двигателей вдоль инерциального направления.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR9616275 | 1996-12-31 | ||
FR9616275A FR2757824B1 (fr) | 1996-12-31 | 1996-12-31 | Procede et systeme de lancement de satellites sur des orbites non coplanaires en utilisant l'assistance gravitationnelle lunaire |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU97121988A RU97121988A (ru) | 1999-10-10 |
RU2219109C2 true RU2219109C2 (ru) | 2003-12-20 |
Family
ID=9499351
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU97121988/11A RU2219109C2 (ru) | 1996-12-31 | 1997-12-26 | Способ выведения нескольких спутников на некомпланарные орбиты с использованием силы лунного притяжения |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6059233A (ru) |
EP (1) | EP0854082B1 (ru) |
JP (1) | JPH10250696A (ru) |
CN (1) | CN1085168C (ru) |
DE (1) | DE69728128T2 (ru) |
FR (1) | FR2757824B1 (ru) |
RU (1) | RU2219109C2 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2520629C1 (ru) * | 2012-11-19 | 2014-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Способ управления выведением космического аппарата на орбиту искусственного спутника планеты |
RU2575556C2 (ru) * | 2014-02-14 | 2016-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты |
RU2614464C2 (ru) * | 2015-09-15 | 2017-03-28 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления космическим аппаратом для облёта луны |
RU2614446C2 (ru) * | 2015-09-15 | 2017-03-28 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления космическим аппаратом для облёта луны |
RU2734705C1 (ru) * | 2020-01-21 | 2020-10-22 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Способ управления космическим кораблем при полёте к луне |
Families Citing this family (34)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1998033704A2 (en) * | 1997-02-04 | 1998-08-06 | Belbruno Edward A | Computer implemented procedure for ballistic capture transfer |
AU738202B2 (en) * | 1997-04-24 | 2001-09-13 | Galaxy Development, Llc. | Satellite inclination changes using weak stability boundaries |
US6257526B1 (en) * | 1998-11-09 | 2001-07-10 | Hughes Electronics Corporation | Satellite system and method of deploying same |
US6327523B2 (en) * | 1999-01-21 | 2001-12-04 | Hughes Electronics Corporation | Overhead system of inclined eccentric geosynchronous orbitting satellites |
US6550720B2 (en) * | 1999-07-09 | 2003-04-22 | Aeroastro | Aerobraking orbit transfer vehicle |
US6511020B2 (en) | 2000-01-07 | 2003-01-28 | The Boeing Company | Method for limiting interference between satellite communications systems |
US7184761B1 (en) * | 2000-03-27 | 2007-02-27 | The Directv Group, Inc. | Satellite communications system |
US7369809B1 (en) | 2000-10-30 | 2008-05-06 | The Directv Group, Inc. | System and method for continuous broadcast service from non-geostationary orbits |
US7114682B1 (en) | 2004-02-18 | 2006-10-03 | Kistler Walter P | System and method for transportation and storage of cargo in space |
US7219858B2 (en) * | 2004-07-06 | 2007-05-22 | The Johns Hopkins University | Method for deploying multiple spacecraft |
JP4097086B2 (ja) * | 2005-01-06 | 2008-06-04 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | 複数の宇宙機を異なる軌道に投入する方法 |
US7156348B1 (en) | 2005-03-11 | 2007-01-02 | Kistler Walter P | Platform and system for propellant tank storage and transfer in space |
US7118077B1 (en) | 2005-03-11 | 2006-10-10 | Kistler Walter P | Platform and system for mass storage and transfer in space |
US7689358B2 (en) * | 2006-04-25 | 2010-03-30 | Northrop Grumman Corporation | Delta-V-free satellite cloud cluster flying |
CN101660909B (zh) * | 2009-09-15 | 2011-01-05 | 中国科学院国家天文台 | 利用影像数据确定撞月点位置的方法 |
CN102351047B (zh) * | 2011-07-16 | 2014-04-16 | 北京理工大学 | 一种基于地日平衡点观测与跟踪小天体的位置选择方法 |
US8655589B2 (en) * | 2012-01-25 | 2014-02-18 | Mitsubishi Electric Research Laboratories, Inc. | System and method for controlling motion of spacecrafts |
EP2629166B1 (en) * | 2012-02-17 | 2016-08-17 | The Boeing Company | An unmanned aerial vehicle harvesting energy in updraft |
US9114893B2 (en) * | 2012-07-26 | 2015-08-25 | Mitsubishi Electric Research Laboratories, Inc. | System and method for estimating states of spacecraft in planet-moon environment |
US8768622B2 (en) * | 2012-09-14 | 2014-07-01 | The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy | System and method for maneuver plan for satellites flying in proximity using apocentral coordinate system |
CN103029851B (zh) * | 2012-11-30 | 2015-04-22 | 北京控制工程研究所 | 一种参数自整定伪速率调制器 |
US9284068B2 (en) * | 2014-04-08 | 2016-03-15 | The Boeing Company | Fast-low energy transfer to Earth-Moon Lagrange point L2 |
FR3020348B1 (fr) | 2014-04-24 | 2016-05-13 | Snecma | Procede de deploiement d'une constellation de satellites |
CN104608940A (zh) * | 2014-12-22 | 2015-05-13 | 汪宇 | 引力场曲率驱动引擎的方法 |
US10009101B2 (en) | 2015-03-17 | 2018-06-26 | The Boeing Company | Laser communications following an atmospheric event |
US10313010B2 (en) * | 2015-03-17 | 2019-06-04 | The Boeing Company | Laser communications in super-geosynchronous earth orbit |
US9919813B2 (en) | 2015-04-15 | 2018-03-20 | The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy | Control system and method for a plane change for satellite operations |
CN107992682A (zh) * | 2017-12-05 | 2018-05-04 | 北京理工大学 | 一种行星际多体系统小行星探测最优多脉冲转移方法 |
CN108494471B (zh) * | 2018-02-12 | 2020-10-30 | 北京中科深链空间科技有限公司 | 一种天基深空中继卫星的发射方法 |
US11377237B1 (en) | 2019-05-01 | 2022-07-05 | United Launch Alliance, L.L.C. | Orbital rendezvous techniques |
KR102464559B1 (ko) * | 2021-04-14 | 2022-11-09 | 한국항공우주연구원 | 궤도 천이 장치 |
CN113978768B (zh) * | 2021-10-28 | 2024-01-05 | 中国西安卫星测控中心 | 利用月球引力辅助部署Retro-GEO轨道设计方法 |
US20230356861A1 (en) * | 2022-05-06 | 2023-11-09 | Atomos Nuclear and Space Corporation | Aero-braking assisted ascending node plane changes using differential j2 precession |
CN115373423A (zh) * | 2022-09-20 | 2022-11-22 | 长光卫星技术股份有限公司 | 一种用于商业卫星的编队捕获方法 |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
UST100604I4 (en) * | 1979-01-29 | 1981-05-05 | Method of placing a spacecraft into final earth orbit or earth escape trajectory | |
US3907225A (en) * | 1973-12-17 | 1975-09-23 | Tru Inc | Spacecraft for deploying objects into selected flight paths |
DE2642061C2 (de) * | 1976-09-18 | 1983-11-24 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Lageregelungs- und Bahnänderungsverfahren für einen dreiachsenstabilisierbaren Satelliten, insbesondere für einen geostationären Satelliten und Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens |
US4504031A (en) * | 1979-11-01 | 1985-03-12 | The Boeing Company | Aerodynamic braking and recovery method for a space vehicle |
FR2637565B1 (fr) * | 1988-10-06 | 1991-01-11 | Aerospatiale | Systeme de controle actif selon trois axes de l'attitude d'un satellite geostationnaire |
US5263666A (en) * | 1988-12-16 | 1993-11-23 | General Electric Co. | Spacecraft with increased stationkeeping fuel load |
FR2650135B1 (fr) * | 1989-07-19 | 1994-05-20 | Centre Nal Etudes Spatiales | Satellite et procede de mise en orbite par assistance gravitationnelle |
US5417049A (en) * | 1990-04-19 | 1995-05-23 | Trw Inc. | Satellite propulsion and power system |
US5199672A (en) * | 1990-05-25 | 1993-04-06 | Orbital Sciences Corporation | Method and apparatus for deploying a satellite network |
US5158249A (en) * | 1990-10-12 | 1992-10-27 | Ball Corporation | Orbital systems for cislunar travel |
US5562266A (en) * | 1992-10-29 | 1996-10-08 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Rate gyro calibration method and apparatus for a three-axis stabilized satellite |
US5393017A (en) * | 1993-01-25 | 1995-02-28 | Lockheed Missiles & Space Company, Inc. | Technique for dispensing earth satellites into multi-planar orbits |
US5395076A (en) * | 1993-03-19 | 1995-03-07 | Martin Marietta Corporation | Spacecraft velocity change maneuvers by variable arcjets |
US5681011A (en) * | 1993-08-24 | 1997-10-28 | Orbital Sciences Corporation | Method for injecting payloads into orbit |
IT1261940B (it) * | 1993-09-24 | 1996-06-04 | Alenia Spazio Spa | Sistema per telecomunicazioni e telerilevamento via satellite basato sull'uso di orbite eliosincrone ellittiche di breve periodo. |
US5411226A (en) * | 1993-10-13 | 1995-05-02 | Martin Marietta Corporation | Spacecraft adapter and dispenser |
-
1996
- 1996-12-31 FR FR9616275A patent/FR2757824B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1997
- 1997-12-22 DE DE69728128T patent/DE69728128T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1997-12-22 EP EP97403109A patent/EP0854082B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1997-12-26 RU RU97121988/11A patent/RU2219109C2/ru not_active IP Right Cessation
- 1997-12-30 CN CN97126277A patent/CN1085168C/zh not_active Expired - Fee Related
- 1997-12-30 US US09/000,896 patent/US6059233A/en not_active Expired - Fee Related
-
1998
- 1998-01-05 JP JP10000388A patent/JPH10250696A/ja active Pending
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ДАВЛЕТШИН Г.З. Активно-гравитационные маневры космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1980, с. 115. * |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2520629C1 (ru) * | 2012-11-19 | 2014-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Способ управления выведением космического аппарата на орбиту искусственного спутника планеты |
RU2575556C2 (ru) * | 2014-02-14 | 2016-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты |
RU2614464C2 (ru) * | 2015-09-15 | 2017-03-28 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления космическим аппаратом для облёта луны |
RU2614446C2 (ru) * | 2015-09-15 | 2017-03-28 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления космическим аппаратом для облёта луны |
RU2734705C1 (ru) * | 2020-01-21 | 2020-10-22 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Способ управления космическим кораблем при полёте к луне |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP0854082A1 (fr) | 1998-07-22 |
JPH10250696A (ja) | 1998-09-22 |
US6059233A (en) | 2000-05-09 |
FR2757824B1 (fr) | 1999-03-26 |
FR2757824A1 (fr) | 1998-07-03 |
EP0854082B1 (fr) | 2004-03-17 |
DE69728128T2 (de) | 2004-08-05 |
CN1199697A (zh) | 1998-11-25 |
CN1085168C (zh) | 2002-05-22 |
DE69728128D1 (de) | 2004-04-22 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2219109C2 (ru) | Способ выведения нескольких спутников на некомпланарные орбиты с использованием силы лунного притяжения | |
RU2220886C2 (ru) | Способ одновременного выведения нескольких спутников на не являющиеся компланарными орбиты с использованием сильно эксцентрических орбит и атмосферного торможения | |
RU97121988A (ru) | Способ и система выведения нескольких спутников на некопланарные орбиты с использованием силы лунного притяжения | |
RU97121993A (ru) | Способ и система одновременного выведения нескольких спутников на не являющиеся копланарными орбиты с использованием сильно эксцентрических орбит и атмосферного торможения | |
US6341749B1 (en) | Method of simultaneously reducing inclination and eccentricity for geostationary orbit transfer | |
JPH02306900A (ja) | 静止通信衛生を軌道に乗せる方法 | |
JPH115599A (ja) | 宇宙船姿勢制御装置及びその方法 | |
Campbell et al. | Introduction to space sciences and spacecraft applications | |
Wood | The evolution of deep space navigation: 1999–2004 | |
Boucher | Electrical propulsion for control of stationary satellites | |
Wood | The Evolution of Deep Space Navigation: 2006–2009 | |
Wood | The Evolution of Deep Space Navigation: 2009–2012 | |
Kachmar et al. | Space navigation applications | |
Uesugi et al. | MUSES-A double lunar swingby mission | |
Benzeniar | In-orbit results from the attitude determination and control system of ALSAT-2B | |
RU2058915C1 (ru) | Способ управления движением космического аппарата | |
Scheeres et al. | Issues of landing on near earth asteroids | |
Swan et al. | Martian landing sites for the Voyager mission | |
Bangert et al. | Preparation of Papers for IFAC Conferences & Symposia: Guidance, Navigation, and Control for Future Miniature Satellite Formations: Current Limitations and Impending Advancements | |
Scull et al. | The role of automatic control in future interplanetary spaceflight | |
Vetrella et al. | The Tethered Satellite System as a new remote sensing platform | |
Miller et al. | Near Earth Asteroid Rendezvous orbit phase trajectory design | |
Porcelli | Suboptimal, two-burn, midlevel thrust, LEO-GEO transfer: Practical control schemes | |
Major | Navigation in Space | |
Xu et al. | Deimos Encounter Trajectory Design for Piggyback Spacecraft Launched for Martian Surface Reconnaissance |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20071227 |