RU2583507C1

RU2583507C1 - Method for simultaneously putting group of satellites into non-coplanar orbits (versions)

Info

Publication number: RU2583507C1
Application number: RU2015103678/11A
Authority: RU
Inventors: Сергей Михайлович Будыка; Олег Сергеевич Измалкин; Андрей Вячеславович Васильев; Александра Анатольевна Дмитриева
Original assignee: Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Priority date: 2015-02-05
Filing date: 2015-02-05
Publication date: 2016-05-10

Abstract

FIELD: space.

SUBSTANCE: group of inventions relates to formation of artificial earth satellite (AES) systems with non-coplanar orbits. Method involves simultaneously launching AES group with launch vehicle (LV). LV is fitted with hypersonic aircraft (HSA) taken to a ballistic trajectory, in apogee of which HSA is separated from LV. After separation of first AES, HSA performs a manoeuvre in atmosphere to ballistic trajectory in orbit plane of second AES, which is separated in apogee of said trajectory. After separation from HSA and/or from LV, coplanar removal of satellite to desired orbit is carried out. Use of multiple HSA for multiple groups of AES is possible.

EFFECT: technical result of group of inventions is fast launch of multiple AES to non-coplanar orbits.

5 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области космической техники при формировании орбит систем искусственных спутников Земли, запускаемых одной ракетой-носителем. Объектом изобретения является способ одновременного выведения группы спутников на некомпланарные орбиты, в соответствии с которым ракета-носитель (РН) выводит гиперзвуковой летательный аппарат (ГЛА) на баллистическую траекторию, после отделения от ракеты-носителя ГЛА доставляет размещенные на нем спутники в заданные точки траектории, из которых осуществляется компланарное выведение спутников на заданные орбиты с помощью двигательных установок (ДУ) и систем управления спутников.The invention relates to the field of space technology in the formation of orbits of systems of artificial Earth satellites launched by a single launch vehicle. The object of the invention is a method for simultaneously launching a group of satellites into non-coplanar orbits, in accordance with which the launch vehicle (LV) displays a hypersonic aircraft (GLA) onto a ballistic trajectory, after separation from the launch vehicle, the GLA delivers the satellites placed on it to predetermined path points, from which the satellites are coplanarly propelled to predetermined orbits using propulsion systems (DU) and satellite control systems.

Одновременные запуски двух или нескольких спутников одним носителем обычно обеспечивают выведение этих спутников на компланарные орбиты с близкими значениями эксцентриситета.Simultaneous launches of two or more satellites by one carrier usually provide the launch of these satellites into coplanar orbits with close eccentricity values.

В то же время существует важное требование, которое заключается в необходимости выведения различных спутников на некомпланарные орбиты, в частности выведение нескольких спутников на орбиты с сильно отличающимися величинами наклонения или на орбиты с одинаковым наклонением и различными долготами восходящего узла. Как известно, маневр поворота плоскости орбиты является наиболее энергоемким среди возможных видов орбитальных маневров космических аппаратов, требующим даже при небольших значениях угла поворота весьма значительных затрат характеристической скорости. Маневр поворота плоскости орбиты может быть реализован с помощью силы тяги двигателей (ракетодинамический маневр), с использованием тяги двигателей и аэродинамических сил при погружении в плотные слои атмосферы (аэродинамический маневр), с использованием тяги двигателей и гравитационного притяжения Луны.At the same time, there is an important requirement that it is necessary to launch various satellites into non-coplanar orbits, in particular, launch several satellites into orbits with very different inclination values or into orbits with the same inclination and different longitudes of the ascending node. As you know, the orbital rotation maneuver is the most energy-intensive among the possible types of orbital maneuvers of spacecraft, requiring even a significant cost of the characteristic speed even with small values of the angle of rotation. A maneuver of rotation of the orbit plane can be implemented using the engine thrust force (rocket dynamic maneuver), using the engine thrust and aerodynamic forces when immersed in dense atmospheric layers (aerodynamic maneuver), using the engine thrust and the gravitational attraction of the moon.

Ракетодинамический маневр при большой тяговооруженности может быть одноимпульсным (с поворотом плоскости в одной точке исходной орбиты без изменения ее формы) и трехимпульсным (с поворотом плоскости в апогее промежуточной орбиты). Трехимпульсная схема при достаточно больших углах поворота плоскости орбиты уменьшает суммарные затраты характеристической скорости, однако значительно увеличивает время маневра по сравнению с одноимпульсной. Применение при повороте плоскости орбиты двигателей малой тяги уменьшает относительные затраты топлива на совершение маневра, однако в этом случае время маневра возрастает до очень больших величин, неприемлемых для маневров с ограничением на время их осуществления.Rocket-dynamic maneuver with high thrust-to-weight ratio can be single-pulse (with rotation of the plane at one point of the original orbit without changing its shape) and three-pulse (with rotation of the plane at the peak of the intermediate orbit). The three-pulse circuit at sufficiently large angles of rotation of the orbital plane reduces the total cost of the characteristic speed, but significantly increases the maneuver time compared to single-pulse. The use of small thrust engines when turning the orbit plane of the orbit reduces the relative fuel costs of maneuvering, however, in this case, the maneuver time increases to very large values, unacceptable for maneuvers with a limitation on the time of their implementation.

Известен способ одновременного выведения нескольких спутников на некомпланарные орбиты с использованием сильно эксцентрических орбит и атмосферного торможения, представленный патентом RU 2220886. С помощью ракеты-носителя (РН) выводят один из спутников на конечную орбиту с заданным наклонением, установленный на эту же РН по меньшей мере еще один спутник выводят одновременно с первым на орбиту первого спутника, после чего переводят второй спутник на вторую орбиту с заданным наклонением. Для выведения на заданную конечную орбиту второго спутника осуществляют в процессе первого орбитального маневра перевод второго спутника на сильно эллиптическую орбиту ожидания, апогей которой обычно имеет величину от 50000 км до 400000 км и большая полуось которой располагается в исходной орбитальной плоскости, в процессе второго орбитального маневра осуществляют (находясь в непосредственной близости от апогея орбиты ожидания) изменение наклонения орбиты ожидания и изменение ее перигея для того, чтобы вывести второй спутник на промежуточную орбиту, затем осуществляют третий орбитальный маневр на участке траектории промежуточной орбиты, после чего осуществляют четвертый орбитальный маневр, содержащий по меньшей мере один этап, использующий торможение в верхних слоях атмосферы в окрестности перигея промежуточной орбиты таким образом, чтобы уменьшить высоту апогея промежуточной орбиты, и затем осуществляют пятый орбитальный маневр, в процессе которого второму спутнику в апогее его промежуточной орбиты сообщается импульс количества движения таким образом, чтобы увеличить высоту перигея его орбиты и перевести промежуточную орбиту во вторую конечную орбиту, представляющую собой низкую наклонную орбиту.There is a method of simultaneously launching several satellites into non-coplanar orbits using strongly eccentric orbits and atmospheric braking, presented by patent RU 2220886. Using a launch vehicle (LV), one of the satellites is brought into the final orbit with a given inclination, installed on the same LV at least another satellite is launched simultaneously with the first into the orbit of the first satellite, after which the second satellite is transferred to the second orbit with a given inclination. In order to launch the second satellite into a given final orbit, the second satellite is transferred into a highly elliptical waiting orbit during the first orbital maneuver, the apogee of which usually has a value from 50,000 km to 400,000 km and whose semimajor axis is located in the original orbital plane, during the second orbital maneuver (being in the immediate vicinity of the apogee of the waiting orbit) a change in the inclination of the waiting orbit and a change in its perigee in order to bring the second satellite in between orbit, then a third orbital maneuver is performed on the portion of the trajectory of the intermediate orbit, after which a fourth orbital maneuver is carried out, comprising at least one stage using braking in the upper atmosphere near the perigee of the intermediate orbit in such a way as to reduce the height of the apogee of the intermediate orbit, and then the fifth orbital maneuver is carried out, during which the second satellite at the peak of its intermediate orbit is informed of the momentum of the momentum in such a way as to increase it its orbit perigee altitude of an intermediate orbit and transfer to a second final orbit, which is a lower inclined orbit.

В рассмотренном случае приращение скорости, позволяющее обеспечить изменение наклонения орбиты второго спутника, а также формирование параметров конечной орбиты осуществляется, в том числе, при помощи воздействия земного притяжения и торможения верхних слоях атмосферы. Ограничение рассмотренного способа состоит в том, что он не позволяет оперативно построить группировку спутников с некомпланарными орбитами. Для осуществления изменения наклонения орбиты спутника может быть использована помощь лунного притяжения. В патенте RU 2219109 описываются способ и система одновременного выведения нескольких спутников на некомпланарные орбиты с использованием лунного гравитационного воздействия. С помощью ракеты-носителя (РН) выводят один из спутников на конечную орбиту с заданным наклонением, установленный на эту же РН по меньшей мере один второй спутник выводят одновременно с первым на орбиту первого спутника, после чего выводят второй спутник на конечную орбиту второго 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.In the case under consideration, a velocity increment, which allows for a change in the inclination of the orbit of the second satellite, as well as the formation of the parameters of the final orbit, is carried out, inter alia, by the influence of gravity and braking of the upper atmosphere. The limitation of the considered method is that it does not allow to quickly build a constellation of satellites with non-coplanar orbits. To effect a change in the inclination of the satellite’s orbit, lunar attraction can be used. Patent RU 2219109 describes a method and system for simultaneously launching several satellites into non-coplanar orbits using lunar gravity. Using a launch vehicle (LV), one of the satellites is brought into the final orbit with a given inclination; at least one second satellite installed on the same LV is launched simultaneously with the first into the orbit of the first satellite, after which the second satellite is put into the final orbit of the second satellite. This launch includes the first orbital maneuver of transferring a satellite into a highly elliptical orbit with the apogee of 50,000-400,000 km. The semimajor axis of this orbit overlaps the toroidal space formed by the movement of the sphere of the gravitational influence of the moon in its orbit. The second orbital maneuver consists in transferring the satellite at the perigee of the indicated orbit to the phased transitional lunar orbit of expectation. The third maneuver involves the correction of the satellite entry parameters into the sphere of the gravitational influence of the moon. The fourth maneuver involves changing the height of the perigee and the inclination of the intermediate orbit of the second satellite due to the gravitational flyby of the moon, and the fifth maneuver completes the transfer of the second satellite to its final orbit.

В рассмотренном способе приращение скорости, позволяющее обеспечить изменение наклонения орбиты второго спутника, формируется при помощи воздействия лунного притяжения. Однако использование этой гравитационной реакции удлиняет маневр, продолжительность которого в этом случае составляет от 7 до 28 суток.In the considered method, the increment of speed, which allows to provide a change in the inclination of the orbit of the second satellite, is formed by the influence of lunar attraction. However, the use of this gravitational reaction lengthens the maneuver, the duration of which in this case is from 7 to 28 days.

Цель предлагаемого изобретения состоит в обеспечении возможности оперативного запуска нескольких спутников, предназначенных для выведения на некомпланарные орбиты.The purpose of the invention is to enable the operational launch of several satellites intended for launch in non-coplanar orbits.

Поставленная цель достигается при помощи способа одновременного выведения группы спутников на некомпланарные орбиты, заключающегося в выведении с помощью ракеты-носителя (РН) полезной нагрузки (ПН) на баллистическую траекторию, отличающегося тем, что в качестве ПН на РН устанавливают гиперзвуковой летательный аппарат (ГЛА) с размещенными на нем двумя или более спутниками, выводят РН на баллистическую траекторию, в апогее которой производят отделение ГЛА от РН, после достижения безопасного расстояния между ГЛА и РН производят отделение первого спутника от ГЛА и осуществляют компланарное выведение спутника на заданную орбиту с помощью двигательной установки (ДУ) и системы управления (СУ) спутника, после отделения первого спутника ГЛА переводят в атмосферу Земли по баллистической траектории, после чего по сигналу системы управления (СУ) включают двигатель ГЛА для компенсации силы лобового сопротивления, поворачивают ГЛА на угол атаки, соответствующий максимальному качеству, и расчетный угол крена, при котором за счет аэродинамической подъемной силы аппарат совершает маневр, обеспечивающий совпадение вектора скорости ГЛА с плоскостью орбиты второго спутника, после чего ГЛА выводят из атмосферы, отключают двигатель и осуществляют движение в плоскости орбиты второго спутника по баллистической траектории до момента достижения апогея, с последующим отделением второго спутника и компланарным выведением второго спутника на заданную орбиту.This goal is achieved by the method of simultaneously launching a group of satellites into non-coplanar orbits, which consists in launching a payload (LV) onto a ballistic trajectory using a launch vehicle (LV), characterized in that a hypersonic aircraft (GLA) is installed on the LV as a launch vehicle with two or more satellites placed on it, the LV is launched onto a ballistic trajectory, at the apogee of which the GLA is separated from the LV, after reaching a safe distance between the GLA and the LV they are separated of the first satellite from the GLA and carry out the coplanar satellite launch into a given orbit using the propulsion system (DU) and the satellite control system (CS), after separation of the first satellite, the GLA is transferred to the Earth’s atmosphere along a ballistic trajectory, after which they include the signal from the control system (CS) GLA engine to compensate for drag force, rotate the GLA by the angle of attack corresponding to the maximum quality, and the estimated angle of heel, at which the apparatus makes ma Heur, ensuring the coincidence of the velocity vector of the GLA with the orbital plane of the second satellite, after which the GLA is taken out of the atmosphere, the engine is turned off, and they move along the ballistic trajectory in the orbit plane of the second satellite until the apogee is reached, followed by separation of the second satellite and coplanar output of the second satellite to the given orbit.

Для пояснения способа представлены следующие графические материалы:To explain the method presents the following graphic materials:

- на фигуре 1 представлен схематический вид траектории движения ГЛА при изменении плоскости орбиты в атмосфере, где 1 - поверхность Земли, 2 - условная граница атмосферы, 3 - перелет спутника на конечную орбиту;- figure 1 shows a schematic view of the trajectory of the GLA when changing the orbit plane in the atmosphere, where 1 is the Earth’s surface, 2 is the conditional boundary of the atmosphere, 3 is the satellite’s flight into the final orbit;

- на фигуре 2 представлен схематический вид формирования орбит спутников с одинаковым наклонением и различными значениями долгот восходящего узла.- figure 2 presents a schematic view of the formation of the orbits of satellites with the same inclination and different values of the longitudes of the ascending node.

РН выводит ГЛА на высоту 80-150 км в зависимости от условий решаемой задачи, сообщая скорость 4000-7000 м/с. Отделение ГЛА от РН происходит в апогее баллистической траектории. После достижения безопасного расстояния между ГЛА и РН производят отделение первого спутника от ГЛА в т. А (см. фиг. 1) и последующий перелет спутника на конечную орбиту (поз. 3), высота которой, в общем случае, больше высоты апогея баллистической траектории, в котором производят отделение спутника. Для перевода на конечную орбиту предусмотрена двигательная установка спутника, включение которой происходит по сигналу бортовой СУ.The LV displays the GLA to an altitude of 80-150 km, depending on the conditions of the problem being solved, reporting a speed of 4000-7000 m / s. The separation of GLA from the LV takes place at the climax of a ballistic trajectory. After reaching a safe distance between the GLA and the LV, the first satellite is separated from the GLA in t. A (see Fig. 1) and the next flight of the satellite into the final orbit (item 3), the height of which, in the general case, is greater than the height of the apogee of the ballistic trajectory , in which the separation of the satellite. To transfer to the final orbit, a satellite propulsion system is provided, the inclusion of which occurs according to the signal of the onboard CS.

После отделения первого спутника ГЛА движется по нисходящей ветке баллистической траектории (участок АВ) с нулевыми углами атаки и крена до момента пересечения условной границы атмосферы Земли (поз. 2), определяемой из условий решаемой задачи и находящейся в пределах 60-100 км. После вхождения ГЛА в атмосферу Земли в т. В по сигналу системы управления ГЛА включают двигатель ГЛА с регулируемой величиной тяги для компенсации силы лобового сопротивления, что позволяет обеспечить компенсацию потерь продольной составляющей скорости ГЛА. Поворот плоскости орбиты (участок ВС) происходит под действием аэродинамических сил. В соответствии с программой управления поворачивают ГЛА на углы атаки и крена, которые обеспечивают необходимое маневрирование аппарата. В программе управления движением ГЛА учитывают ограничения на управляющие зависимости, терминальные условия и режимы движения. Ограничения на управление связаны с технической возможностью обеспечения требуемых значений углов атаки и крена, а также с характеристиками конкретной двигательной установки ГЛА, имеющей ограничение на величину тяги. Ограничения на режимы движения связаны с конструкцией ГЛА, рассчитанной на определенные значения перегрузки, скоростного напора и температуры поверхности. Ограничения на терминальные условия обеспечивают достижение основной цели выполнения маневра: выведение ГЛА на конечную орбиту с требуемыми значениями ее параметров.After the separation of the first satellite, the GLA moves along the descending branch of the ballistic trajectory (section AB) with zero angles of attack and roll until the moment of crossing the conditional boundary of the Earth’s atmosphere (position 2), determined from the conditions of the problem being solved and within 60-100 km. After the GLA enters the Earth’s atmosphere at point B, the GLA control system activates the GLA engine with an adjustable thrust to compensate for drag force, which allows compensation of the longitudinal component of the velocity of the GLA. The rotation of the orbit plane (aircraft section) occurs under the influence of aerodynamic forces. In accordance with the control program, the GLA is turned at the angles of attack and roll, which provide the necessary maneuvering of the apparatus. The GLA motion control program takes into account restrictions on control dependencies, terminal conditions and modes of movement. Restrictions on control are associated with the technical ability to provide the required values of the angles of attack and roll, as well as with the characteristics of a specific propulsion system of the GLA, which has a limit on the amount of thrust. Restrictions on the modes of movement are associated with the design of the GLA, designed for certain values of overload, pressure head and surface temperature. Limitations on terminal conditions ensure that the main goal of the maneuver is achieved: launching the GLA into the final orbit with the required values of its parameters.

После совершения маневра, в соответствии с программой управления, выводят ГЛА из атмосферы, отключают двигатель в т. С и осуществляют движение по баллистической траектории (участок CD) до момента отделения второго спутника в т. D.After completing the maneuver, in accordance with the control program, the GLA is taken out of the atmosphere, the engine is turned off in t. C, and they move along a ballistic trajectory (CD section) until the second satellite is separated in t. D.

Повторяют аналогичные маневры до момента вывода всех спутников на заданные орбиты, после чего ГЛА спускается в атмосферу Земли и его захоранивают в предусмотренном районе падения или возвращают со спасением.Similar maneuvers are repeated until all satellites are put into predetermined orbits, after which the GLA descends into the Earth’s atmosphere and is buried in the intended area of incidence or returned with salvation.

При необходимости увеличения числа спутников, выводимых ГЛА, может быть применен вариант способа одновременного выведения группы спутников на некомпланарные орбиты, заключающегося в выведении с помощью РН полезной нагрузки на баллистическую траекторию, отличающегося тем, что первый спутник и гиперзвуковой летательный аппарат с размещенными на нем одним или более спутниками устанавливают на РН, выводят РН на баллистическую траекторию, в апогее траектории производят отделение первого спутника с последующим компланарным выведением на заданную орбиту, при достижении безопасного расстояния между РН и первым спутником производят отделение ГЛА и аппарат совершает маневр по описанному выше порядку действий. В общем случае рассмотренный способ применим для выведения спутников на некомпланарные орбиты с разным наклонением. Частным случаем является выведение спутников на орбиты с одинаковым наклонением, отличающиеся значениями долгот восходящего узла (см. фиг. 2). Данное условие выполняется при полете ГЛА по параллели Земли или близкой к ней траектории.If it is necessary to increase the number of satellites displayed by the GLA, a variant can be applied of the method of simultaneously launching a group of satellites into non-coplanar orbits, which consists in launching a payload on a ballistic trajectory using the LV, characterized in that the first satellite and hypersonic aircraft are equipped with one or more satellites are installed on the LV, the LV is launched on a ballistic trajectory, at the peak of the trajectory, the first satellite is separated, followed by coplanar launch predetermined orbit, when a safe distance between the LV and the first satellite is reached, the GLA is separated and the device performs a maneuver according to the procedure described above. In the general case, the considered method is applicable for launching satellites into non-coplanar orbits with different inclination. A special case is the launch of satellites into orbits with the same inclination, differing in the values of the longitudes of the ascending node (see Fig. 2). This condition is fulfilled during the flight of the GLA along the Earth’s parallel or a trajectory close to it.

Выведение спутника на заданную орбиту после отделения от ГЛА может осуществляется специальной ДУ (разгонным блоком), отделяемой от спутника по достижении заданной орбиты.The satellite can be launched into a given orbit after separation from the GLA by a special remote control unit (booster block), which is separated from the satellite upon reaching a given orbit.

Для создания нескольких групп спутников с различными параметрами траекторий движения на РН устанавливают два и более ГЛА.To create several groups of satellites with different parameters of the motion paths on the LV, two or more GLA are installed.

Рассмотренный способ позволяет осуществить выведение спутников на низкие круговые некомпланарные орбиты за время, варьируемое в пределах одного-двух часов. Таким образом, применением указанного способа выведения обеспечивается возможность оперативного запуска нескольких спутников на некомпланарные орбиты.The considered method makes it possible to launch satellites into low circular non-coplanar orbits in a time that varies within one to two hours. Thus, using the indicated launch method, it is possible to quickly launch several satellites into non-coplanar orbits.

Claims

1. A method for simultaneously launching a group of satellites into non-coplanar orbits, which consists in launching a payload (ST) onto a ballistic trajectory using a launch vehicle (LV), characterized in that a hypersonic flying vehicle (GLA) is installed on the LV with by two or more satellites, they launch the LV to a ballistic trajectory, at the apogee of the trajectory separate the GLA from the LV, after reaching a safe distance between the GLA and the LV, the first satellite is separated from the GLA and mplanar satellite launch into a given orbit using a propulsion system and satellite control system, after separation of the first GLA satellite, they are transferred to the Earth’s atmosphere along a ballistic trajectory, after which, according to the control system signal, the GLA engine is turned on to compensate drag force, the GLA is rotated by the angle of attack corresponding maximum quality, and the estimated angle of heel, at which due to the aerodynamic lifting force the apparatus performs a maneuver, ensuring the coincidence of the GL velocity vector And with the orbit plane of the second satellite, after which the GLA is taken out of the atmosphere, the engine is turned off and the ballistic trajectory is moved along the ballistic path in the orbit plane of the second satellite until the apogee is reached, followed by separation of the second satellite from the GLA and coplanar launch of the second satellite into a given orbit.

2. The method according to p. 1, characterized in that when the GLA is flying along a parallel to the Earth or a trajectory close to it, the satellites are put into orbits with the same inclination and different longitudes of the ascending node.

3. The method according to p. 1, characterized in that to create several groups of satellites with different parameters of the motion paths on the launch vehicle, two or more GLA are installed.

4. The method according to p. 1, characterized in that the satellite is put into a predetermined orbit after separation from the GLA by a special propulsion system or an upper stage, separated from the satellite upon reaching a predetermined orbit.

5. A method for simultaneously launching a group of satellites into non-coplanar orbits, which consists of launching a satellite with a ballistic trajectory onto a ballistic trajectory, characterized in that the first satellite and the GLA with one or more satellites placed on it are mounted on the LV, the LV is launched on a ballistic trajectory, at the apogee the trajectories separate the first satellite, followed by coplanar orbiting into a given orbit, when a safe distance between the LV and the first satellite is reached, the GLA is separated, the GLA is transferred to the Ze whether carried out maneuver plane rotation orbit of the second satellite, SFA outputted from the atmosphere, followed by separation from the second satellite and HVA excretion coplanar second satellite into the desired orbit.