RU2619486C2 - Method of launching spacecrafts into geostationaty orbit using electric propulsion engines - Google Patents

Method of launching spacecrafts into geostationaty orbit using electric propulsion engines Download PDF

Info

Publication number
RU2619486C2
RU2619486C2 RU2015133049A RU2015133049A RU2619486C2 RU 2619486 C2 RU2619486 C2 RU 2619486C2 RU 2015133049 A RU2015133049 A RU 2015133049A RU 2015133049 A RU2015133049 A RU 2015133049A RU 2619486 C2 RU2619486 C2 RU 2619486C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
orbit
spacecraft
inclination
height
engines
Prior art date
Application number
RU2015133049A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2015133049A (en
Inventor
Алексей Анатольевич Внуков
Валерий Александрович Кириллов
Андрей Викторович Яковлев
Василий Владимирович Попов
Юрий Григорьевич Выгонский
Original Assignee
Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" filed Critical Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва"
Priority to RU2015133049A priority Critical patent/RU2619486C2/en
Publication of RU2015133049A publication Critical patent/RU2015133049A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2619486C2 publication Critical patent/RU2619486C2/en

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
    • F03H1/0006—Details applicable to different types of plasma thrusters

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: method comprises launching spacecraft (SC) into exchange orbit with an apogee altitude of more than the altitude of the geostationary orbit (GSO) and a pericentre altitude below the GSO. The final launching of spacecraft is carried out in two stages, at the first stage the inclination of the exchange orbit is reduced by means of electric propulsion engines of high thrust (e.g., electrothermal ones), providing its natural evolution for the settlement period. Then the pericentre altitude of the exchange orbit is increased, ensuring that the spacecraft misses the inner radiation zone. At the second stage the spacecraft is launched into GSO using electric propulsion engines of low thrust (e.g., ion or plasma ones). Inertial orientation of the spacecraft remains unchanged throughout the second stage. The drift speed of the spacecraft is changed in the desired direction and the final launching is combined by the eccentricity to longitude reduction along with the changes in the eccentricity of the orbit.
EFFECT: reduction in time and resources connected with the preparation for the arming operation and launching spacecraft into orbit of normal operation.
4 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике, в частности к выведению космических аппаратов на геостационарную орбиту.The invention relates to space technology, in particular to the launch of spacecraft into geostationary orbit.

Известен «Способ выведения искусственных спутников в качестве основной и попутной полезных нагрузок на геостационарную орбиту и устройство для его осуществления» (патент RU 2254265, B64G 1/00, 1/10), заключающийся в размещении полезных нагрузок (ПН) на средстве выведения (СВ), запуске ракеты-носителя (РН) со СВ, отделении СВ от РН и выведении СВ на геостационарную орбиту, где от СВ отделяют указанные ПН.The well-known "Method of launching artificial satellites as the main and associated payloads in the geostationary orbit and a device for its implementation" (patent RU 2254265, B64G 1/00, 1/10), which consists in placing payloads (PN) on the launch vehicle (SV ), launching the launch vehicle (LV) from the SV, separating the SV from the LV and launching the SV into a geostationary orbit, where the indicated MVs are separated from the SV.

Недостатком этого способа является необходимость разрабатывать и изготавливать дополнительное средство выведения, при этом масса полезного груза на целевой орбите уменьшается на величину сухой массы средства выведения.The disadvantage of this method is the need to develop and manufacture an additional launch vehicle, while the mass of the payload in the target orbit decreases by the dry weight of the launch vehicle.

Также известен способ выведения на геостационарную орбиту, сущность которого раскрыта в патенте «Spacecraft transfer orbit techniques» (US 8763957, B64G 1/10). Способ заключается в выведении космического аппарата на геопереходную орбиту, обеспечиваемую ракетой-носителем (с высотой апогея, равной высоте геостационарной орбиты, и высотой перигея существенно ниже высоты геостационарной орбиты и наклонением, отличным от наклонения геостационарной орбиты), с последующей выдачей одного или нескольких апогейных импульсов с помощью химической двигательной установки с целью перевода космического аппарата с геопереходной на геостационарную орбиту.Also known is a method of launching into a geostationary orbit, the essence of which is disclosed in the patent “Spacecraft transfer orbit techniques” (US 8763957, B64G 1/10). The method consists in launching a spacecraft into a geo-transitional orbit provided by a launch vehicle (with an apogee height equal to the height of the geostationary orbit and a perigee height significantly lower than the height of the geostationary orbit and an inclination different from the inclination of the geostationary orbit), followed by the generation of one or more apogee pulses using a chemical propulsion system to transfer the spacecraft from a geo-transitional to a geostationary orbit.

Недостатком этого способа является высокий расход топлива химической двигательной установки вследствие ее малого удельного импульса, что приводит к почти двукратному превышению стартовой массы космического аппарата над массой космического аппарата на геостационарной орбите и, соответственно, сужению номенклатуры подходящих для выведения такого аппарата ракет-носителей, а также высокая токсичность топлива для химических реактивных двигательных установок, что ведет к усложнению обслуживания космического аппарата на полигоне запуска и к удорожанию услуг по запуску такого космического аппарата на орбиту.The disadvantage of this method is the high fuel consumption of the chemical propulsion system due to its small specific impulse, which leads to an almost twofold excess of the starting mass of the spacecraft over the mass of the spacecraft in geostationary orbit and, accordingly, the narrowing of the range of launch vehicles suitable for launching such an apparatus, as well as high fuel toxicity for chemical jet propulsion systems, which complicates the maintenance of the spacecraft at the launch site but also increase the cost of services for the launch of the spacecraft into orbit.

Кроме того, известен способ выведения космического аппарата на заданную орбиту с использованием двигателей малой тяги, сущность которого раскрыта в патенте «Optimal transfer orbit trajectory using electric propulsion» (EP 0673833, B64G 1/00, B64G 1/24, B64G 1/26, B64G 1/40). Способ заключается в выведении космического аппарата на переходную орбиту с перигеем ниже высоты геостационарной орбиты, апогеем выше высоты геостационарной орбиты, наклонением, равным наклонению геостационарной орбиты, и периодом обращения, равным периоду обращения по геостационарной орбите, с последующей ориентацией космического аппарата в инерциальном пространстве таким образом, чтобы вектор тяги электрореактивного двигателя малой тяги в апогее переходной орбиты был направлен вдоль вектора скорости космического аппарата, а в перигее переходной орбиты - против вектора скорости космического аппарата. Электрореактивный двигатель включается в начале этапа довыведения и не выключается до достижения космическим аппаратом геостационарной орбиты.In addition, there is a method of launching a spacecraft into a given orbit using small thrust engines, the essence of which is disclosed in the patent "Optimal transfer orbit trajectory using electric propulsion" (EP 0673833, B64G 1/00, B64G 1/24, B64G 1/26, B64G 1/40). The method consists in putting the spacecraft into transitional orbit with a perigee below the height of the geostationary orbit, apogee above the height of the geostationary orbit, an inclination equal to the inclination of the geostationary orbit, and a period of revolution equal to the period of revolution in the geostationary orbit, with the subsequent orientation of the spacecraft in inertial space in this way so that the thrust vector of an electric thruster in the apogee of the transitional orbit is directed along the velocity vector of the spacecraft, and in rigee transitional orbit - against the velocity vector of the spacecraft. The electro-jet engine turns on at the beginning of the completion phase and does not turn off until the spacecraft reaches the geostationary orbit.

Недостатком этого способа является небольшая скорость увеличения высоты перигея переходной орбиты, вызванная малой тягой электрореактивного двигателя, что приводит к длительному нахождению космического аппарата в зоне радиационных поясов Земли и связанному с этим увеличению деградации характеристик бортовой аппаратуры космического аппарата, а также требование совпадение плоскости орбиты с плоскостью экватора Земли, что является неразрешимой задачей для большинства эксплуатируемых в настоящее время ракет-носителей.The disadvantage of this method is the low rate of increase in the height of the perigee of the transitional orbit, caused by the low thrust of the electric jet engine, which leads to a long stay of the spacecraft in the zone of the radiation belts of the Earth and the associated increase in the degradation of the characteristics of the onboard equipment of the spacecraft, as well as the requirement that the orbit plane coincides with equator of the Earth, which is an insoluble task for most currently launched launch vehicles.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу выведения космического аппарата на геостационарную орбиту является способ выведения космического аппарата на заданную орбиту с использованием комбинации химических и электрических реактивных двигателей, сущность которого раскрыта в патенте «Practical orbit raising system and method for geosynchronous satellites» (US 7113851, G01N 15/00, B64G 1/26, B64G 1/40, B64G 1/00, G05D 1/08, G06F 19/00, B64G 1/24). Способ заключается в выведении космического аппарата на переходную орбиту с перигеем существенно ниже высоты геостационарной орбиты, апогеем выше высоты геостационарной орбиты, наклонением, отличным от наклонения геостационарной орбиты, и периодом обращения меньше периода обращения по геостационарной орбите, с последующим довыведением космического аппарата на геостационарную орбиту, причем этап довыведения разделен на две фазы: во время первой фазы с помощью химических или комбинации химических и электрических реактивных двигателей поднимают перигей орбиты до высоты, исключающей попадания космического аппарата в зону поясов Ван-Аллена (радиационных поясов Земли), а во время второй фазы, с помощью электрических или комбинации электрических и химических реактивных двигателей осуществляют остальные операции по выведению космического аппарата на геостационарную орбиту (изменяют наклонение орбиты, поднимают перигей до высоты геостационарной орбиты, опускают апогей до высоты геостационарной орбиты).The closest in technical essence to the proposed method of putting a spacecraft into geostationary orbit is a method of putting a spacecraft into a given orbit using a combination of chemical and electric jet engines, the essence of which is disclosed in the patent "Practical orbit raising system and method for geosynchronous satellites" (US 7113851 , G01N 15/00, B64G 1/26, B64G 1/40, B64G 1/00, G05D 1/08, G06F 19/00, B64G 1/24). The method consists in putting the spacecraft into transitional orbit with a perigee substantially lower than the height of the geostationary orbit, apogee above the height of the geostationary orbit, an inclination different from the inclination of the geostationary orbit, and a period of revolution less than the period of revolution in the geostationary orbit, followed by bringing the spacecraft into geostationary orbit, followed by moreover, the finishing stage is divided into two phases: during the first phase using chemical or a combination of chemical and electric jet engines th lift the perigee of the orbit to a height that excludes the spacecraft from entering the zone of the Van Allen belts (radiation belts of the Earth), and during the second phase, with the help of electric or a combination of electric and chemical rocket engines, carry out the remaining operations to put the spacecraft into geostationary orbit ( change the inclination of the orbit, raise the perigee to the height of the geostationary orbit, lower the apogee to the height of the geostationary orbit).

Данный способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту был взят за прототип.This method of launching a spacecraft into geostationary orbit was taken as a prototype.

Недостатком этого способа является необходимость поворота плоскости орбиты с относительно высоким перигеем, что приводит к повышенному расходу топлива химических реактивных двигателей и влечет за собой увеличение стартовой массы космического аппарата и сужение номенклатуры ракет-носителей, способных вывести подобный аппарат на переходную орбиту. Кроме того, двухкомпонентное топливо для химических реактивных двигателей космического аппарата имеет ряд недостатков, а именно:The disadvantage of this method is the need to rotate the orbit plane with a relatively high perigee, which leads to increased fuel consumption of chemical rocket engines and entails an increase in the starting mass of the spacecraft and a narrowing of the range of launch vehicles capable of putting such an apparatus into transitional orbit. In addition, the two-component fuel for chemical rocket engines of the spacecraft has several disadvantages, namely:

- во-первых, обладает высокой токсичностью;- firstly, it has high toxicity;

- во-вторых, требует раздельного хранения компонентов топлива;- secondly, it requires separate storage of fuel components;

- в-третьих, характеризуется значительным перемещением центра масс космического аппарата по мере выработки топлива.- thirdly, it is characterized by a significant displacement of the center of mass of the spacecraft as fuel is generated.

Высокая токсичность компонентов топлива требует осуществления специальных мер по обеспечению безопасности жизнедеятельности персонала и экологической безопасности при заправке космического аппарата топливом.High toxicity of fuel components requires the implementation of special measures to ensure the safety of personnel and environmental safety when refueling a spacecraft with fuel.

Раздельное хранение топлива ведет к увеличению суммарной массы топливных баков по сравнению с однокомпонентным топливом, что снижает массовое совершенство космического аппарата.Separate storage of fuel leads to an increase in the total mass of fuel tanks compared to single-component fuel, which reduces the mass excellence of the spacecraft.

Перемещение центра масс космического аппарата по мере выработки топлива требует установки двигателей коррекции на поворотные устройства, что также снижает массовое совершенство космического аппарата.Moving the center of mass of the spacecraft as the fuel runs out requires the installation of correction engines on rotary devices, which also reduces the mass excellence of the spacecraft.

Кроме того, необходимость обеспечивать поворот плоскости орбиты с помощью электрореактивных двигателей малой тяги ведет к увеличению продолжительности временного интервала между стартом ракеты-носителя с космическим аппаратом и вводом космического аппарата в штатную эксплуатацию.In addition, the need to ensure the rotation of the orbit plane using electric thrusters leads to an increase in the duration of the time interval between the launch of the launch vehicle with the spacecraft and the launch of the spacecraft.

Задачей изобретения является улучшение массового совершенства космического аппарата, а также повышение экологической безопасности подготовки космического аппарата к запуску с одновременным сокращением интервала между стартом ракеты-носителя с космическим аппаратом и вводом космического аппарата в штатную эксплуатацию.The objective of the invention is to improve the mass excellence of the spacecraft, as well as improving the environmental safety of preparing the spacecraft for launch while reducing the interval between the launch of the launch vehicle with the spacecraft and putting the spacecraft into regular operation.

Поставленная задача решается за счет способа выведения космического аппарата на геостационарную орбиту, заключающегося в том, что космический аппарат, оснащенный электрореактивными двигателями, выводят с помощью средств выведения на переходную орбиту с высотой апогея больше высоты геостационарной орбиты, высотой перигея существенно ниже высоты геостационарной орбиты и ненулевым наклонением, с которой осуществляют довыведение космического аппарата на геостационарную орбиту, при этом для довыведения космического аппарата применяют комбинацию электрореактивных двигателей большой и малой тяги, использующих для работы экологически чистое газообразное рабочее тело, размещаемое в едином топливном баке и не изменяющее положение центра масс космического аппарата в процессе работы двигателей, а процесс довыведения состоит из двух этапов, на первом из которых с помощью электрореактивных двигателей большой тяги уменьшают наклонение переходной орбиты до значения, соответствующего естественной эволюции наклонения орбиты за расчетный период довыведения, и затем увеличивают высоту перигея переходной орбиты до высоты, обеспечивающей непопадание космического аппарата в зону внутреннего радиационного пояса Земли; на втором этапе с помощью электрореактивных двигателей малой тяги выводят космический аппарат на геостационарную орбиту, при этом ориентация космического аппарата в инерциальном пространстве остается неизменной на всем протяжении второго этапа довыведения, причем одновременно с изменением эксцентриситета орбиты изменяют скорость дрейфа космического аппарата в требуемом направлении и совмещают довыведение по эксцентриситету с приведением по долготе.The problem is solved by the method of launching a spacecraft into a geostationary orbit, which consists in the fact that a spacecraft equipped with electroreactive engines is launched by means of launching into a transitional orbit with an apogee height greater than the height of the geostationary orbit, perigee height significantly lower than the height of the geostationary orbit and non-zero the inclination with which the spacecraft is brought into geostationary orbit, while a combination of electric thrusters of large and small thrust, using an environmentally friendly gaseous working fluid for operation, placed in a single fuel tank and not changing the position of the center of mass of the spacecraft during the operation of the engines, and the completion process consists of two stages, the first of which using electroreactive high-thrust engines reduce the inclination of the transitional orbit to a value corresponding to the natural evolution of the inclination of the orbit over the estimated retraction period, and then increase ayut height of perigee of the transfer orbit to a height that provides spacecraft misses in the area of the inner radiation belt of the Earth; at the second stage, the spacecraft is put into geostationary orbit with the help of electric thrusters, while the orientation of the spacecraft in inertial space remains unchanged throughout the second stage of addition, and simultaneously with the change in the eccentricity of the orbit, the speed of the spacecraft drift in the desired direction and combine the addition eccentricity with longitude cast.

Достигаемый технический результат заключается в улучшении массового совершенства путем замены двух баков для двух жидких компонентов топлива единым баком для газообразного рабочего тела, а также в отсутствии необходимости использования поворотных устройств для двигателей коррекции, что влечет за собой снижение стартовой массы космического аппарата и позволяет использовать широкую линейку современных ракет-носителей для запуска подобного космического аппарата. Кроме того, использование экологически чистого топлива для электрореактивных двигателей упрощает работы по обслуживанию космического аппарата на полигоне запуска и повышает экологическую безопасность таких работ, а совмещение довыведения по эксцентриситету с приведением по долготе позволяет минимизировать время между стартом ракеты-носителя с космическим аппаратом и вводом космического аппарата в штатную эксплуатацию.The technical result achieved is to improve mass excellence by replacing two tanks for two liquid fuel components with a single tank for a gaseous working fluid, and also without the need for rotary devices for correction engines, which entails a decrease in the starting mass of the spacecraft and allows the use of a wide range modern launch vehicles to launch such a spacecraft. In addition, the use of environmentally friendly fuels for electric propulsion engines simplifies maintenance work on the spacecraft at the launch site and improves the environmental safety of such operations, and combining the increment in eccentricity with the reduction in longitude minimizes the time between the launch of the launch vehicle with the spacecraft and the launch of the spacecraft in regular operation.

Изобретение поясняется чертежами, которые не охватывают и тем более не ограничивают весь объем притязаний данного технического решения, а являются лишь иллюстрирующими материалами частного случая выполнения:The invention is illustrated by drawings, which do not cover and, moreover, do not limit the entire scope of the claims of this technical solution, but are only illustrative materials of a particular case of execution:

На фиг. 1 изображено взаимное положение и форма геостационарной орбиты и переходной орбиты, на которую ракета-носитель выводит космический аппарат.In FIG. 1 shows the relative position and shape of the geostationary orbit and the transitional orbit into which the launch vehicle displays the spacecraft.

На фиг. 2 представлена схема реализации второго этапа работы электрореактивных двигателей большой тяги, при котором обеспечивается подъем перигея переходной орбиты до высоты, гарантирующей непопадание космического аппарата в зону радиационных поясов Земли.In FIG. Figure 2 shows a diagram of the implementation of the second stage of operation of large-thrust electric propulsion engines, which ensures that the perigee of the transitional orbit rises to a height that ensures that the spacecraft does not fall into the zone of the Earth's radiation belts.

На фиг. 3 представлена схема довыведения с использованием электрореактивных двигателей малой тяги.In FIG. 3 is a drawing of a reduction circuit using electric thrusters.

Способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту с помощью электрореактивных двигателей заключается в следующем. На космическом аппарате вместо нескольких (минимум - двух) баков для токсичного жидкого топлива и двухкомпонентного жидкостного реактивного двигателя устанавливают единый бак для экологически чистого рабочего тела (например, ксенона) и электрореактивные двигатели большой (от 1 Н до 400 Н) и малой (до 1 Н) тяги. Затем космический аппарат выводят с помощью средств выведения на переходную орбиту 1 с высотой апогея выше высоты геостационарной орбиты (целесообразно использовать диапазон высот от 36000 км до 61600 км) и высотой перигея ниже высоты геостационарной орбиты 2 (высота перигея зависит от энергетических характеристик средства выведения, но обычно лежит в диапазоне от 185 км до 250 км), при этом наклонение 3 переходной орбиты может быть как равно наклонению геостационарной орбиты, так и отличаться от наклонения геостационарной орбиты. Во время прохождения космическим аппаратом области апогея 4 переходной орбиты с помощью электрореактивных двигателей большой тяги выдают импульс 5, направленный по нормали к плоскости орбиты. С помощью этого импульса уменьшают наклонение переходной орбиты до значения, соответствующего естественной эволюции наклонения геостационарной орбиты за расчетный период довыведения (исходя из значения скорости эволюции наклонения геостационарной орбиты, равного 0,857 год), либо до значения наклонения геостационарной орбиты (0°). В случае невозможности выдать необходимый импульс за время нахождения космического аппарата в области апогея, время работы электрореактивных двигателей большой тяги разбивают на интервалы, при этом максимальный интервал работы электрореактивных двигателей большой тяги обеспечивают на первом витке переходной орбиты.The method of launching a spacecraft into geostationary orbit using electric propulsion engines is as follows. Instead of several (at least two) tanks for toxic liquid fuel and a two-component liquid-propellant engine, a single tank for an environmentally friendly working fluid (for example, xenon) and electro-reactive engines large (from 1 N to 400 N) and small (up to 1) are installed on the spacecraft H) traction. Then, the spacecraft is launched with the help of launch vehicles into transitional orbit 1 with an apogee height above the height of the geostationary orbit (it is advisable to use a height range from 36,000 km to 61,600 km) and a perigee height below the height of the geostationary orbit 2 (the height of the perigee depends on the energy characteristics of the launch vehicle, but usually lies in the range from 185 km to 250 km), while the inclination 3 of the transitional orbit can be equal to the inclination of the geostationary orbit, and may differ from the inclination of the geostationary orbit. During the spacecraft passing through the apogee region 4 of the transitional orbit with the help of electric thrust engines, a pulse 5 is generated, directed normal to the plane of the orbit. With the help of this pulse, the inclination of the transitional orbit is reduced to a value corresponding to the natural evolution of the inclination of the geostationary orbit during the estimated retraction period (based on the rate of evolution of the inclination of the geostationary orbit equal to 0.857 year), or to the inclination of the geostationary orbit (0 °). If it is not possible to give out the necessary impulse during the spacecraft’s stay in the apogee region, the operating time of the large-power thrust engines is divided into intervals, while the maximum operating interval of the heavy-thrust engines is provided at the first orbit of the transition orbit.

После завершения изменения наклонения орбиты, при прохождении космическим аппаратом области апогея переходной орбиты 1, с помощью электрореактивных двигателей большой тяги выдают импульс 6, совпадающий по направлению с вектором орбитальной скорости 7 космического аппарата. С помощью этого импульса обеспечивают подъем перигея 8 переходной орбиты, при этом величина подъема высоты перигея зависит от высоты апогея переходной орбиты 1 и обеспечивает формирование орбиты 9 с периодом обращения, равным периоду обращения по геостационарной орбите 2, с одновременным гарантированным непопаданием космического аппарата в зону внутреннего радиационного пояса 10 Земли. Минимальная высота перигея 8 переходной орбиты, обеспечивающая непопадание космического аппарата в зону внутреннего радиационного пояса 10 Земли равна 10000 км, при этом высота апогея переходной орбиты 1, обеспечивающая равенство периодов обращения переходной и геостационарной орбит составляет 61600 км.After completion of the change in the inclination of the orbit, when the spacecraft passes through the apogee region of the transitional orbit 1, pulse 6 is emitted with the help of electric thrust engines, which coincides in direction with the orbital velocity vector 7 of the spacecraft. Using this impulse, the perigee 8 of the transitional orbit is lifted, while the perigee altitude rise depends on the height of the apogee of the transitional orbit 1 and provides the formation of orbit 9 with a period of revolution equal to the period of revolution in the geostationary orbit 2, with simultaneous guaranteed that the spacecraft does not fall into the inner zone radiation belt 10 of the Earth. The minimum altitude of perigee 8 of the transitional orbit, which ensures that the spacecraft does not fall into the zone of the Earth’s internal radiation belt 10, is 10,000 km, while the height of the apogee of transitional orbit 1, which ensures the equality of the periods of revolution of the transitional and geostationary orbits, is 61600 km.

После завершения формирования орбиты 9 с высотой апогея больше высоты геостационарной орбиты, высотой перигея меньше высоты геостационарной орбиты 2, но больше высоты радиационных поясов Земли, наклонением орбиты, равным естественной эволюции наклонения орбиты за расчетный период довыведения либо наклонению геостационарной орбиты, и периодом обращения, равным периоду обращения по геостационарной орбите, космический аппарат ориентируют в инерциальном пространстве таким образом, чтобы вектор тяги 11 электрореактивных двигателей малой тяги совпадал с вектором скорости 7 космического аппарата в апогее переходной орбиты, и обеспечивают продолжительную работу электрореактивных двигателей малой тяги с тем, чтобы в процессе довыведения перигей 12 орбиты постепенно повышался, а апогей 13 - понижался. Одновременно с изменением эксцентриситета орбиты изменяют скорость дрейфа космического аппарата в требуемом направлении (изменяя период обращения космического аппарата вокруг Земли, например, для восточного полушария в соответствии с формулой D=360(1440/Р-1,00273791)(°/сутки), где Р - период обращения космического аппарата вокруг Земли) и совмещают довыведение по эксцентриситету с приведением по долготе.After completion of the formation of orbit 9 with an apogee height greater than the height of the geostationary orbit, perigee height less than the height of the geostationary orbit 2, but greater than the height of the Earth’s radiation belts, orbital inclination equal to the natural evolution of the orbital inclination during the calculated extension period or the inclination of the geostationary orbit, and the orbital period equal to the period of revolution in a geostationary orbit, the spacecraft is oriented in inertial space so that the thrust vector 11 of small electric propulsion engines the thrust coincided with the velocity vector 7 of the spacecraft at the peak of the transitional orbit, and ensure continuous operation of the low-thrust electric propulsion engines so that during the completion of the perigee 12 the orbits gradually increase and the peak of 13 decreases. Along with the change in the eccentricity of the orbit, the drift velocity of the spacecraft in the desired direction is changed (by changing the period of revolution of the spacecraft around the Earth, for example, for the eastern hemisphere in accordance with the formula D = 360 (1440 / Р-1,00273791) (° / day), where P is the period of revolution of the spacecraft around the Earth) and combine the increment in eccentricity with the reduction in longitude.

Для дальнейшего сокращения интервала между запуском ракеты-носителя с космическим аппаратом и вводом космического аппарата в штатную эксплуатацию возможно совмещение этапов изменения наклонения переходной орбиты и увеличения высоты перигея переходной орбиты. Для этого совмещают по времени выдачу импульса изменения наклонения орбиты и импульса повышения перигея орбиты.To further reduce the interval between the launch of the launch vehicle with the spacecraft and the commissioning of the spacecraft in regular operation, it is possible to combine the stages of changing the inclination of the transitional orbit and increasing the height of the perigee of the transitional orbit. To do this, combine the time issuing an impulse to change the inclination of the orbit and an impulse to increase the perigee of the orbit.

В случае малой длительности довыведения, а также при отсутствии расчетов длительности этапа довыведения космического аппарата с помощью электрореактивных двигателей малой тяги возможно уменьшение наклонения переходной орбиты до значения наклонения геостационарной орбиты.In the case of a short extension time, as well as in the absence of calculations of the duration of the spacecraft completion stage using electric thrusters, it is possible to reduce the inclination of the transitional orbit to the inclination of the geostationary orbit.

В качестве электрореактивных двигателей большой тяги могут быть использованы один или несколько электронагревных реактивных двигателей, а в качестве электрореактивных двигателей малой тяги - один или несколько ионных или стационарных плазменных двигателей.One or more electric heating jet engines can be used as electric thrusters for large thrust, and one or several ionic or stationary plasma engines can be used as electric thrusters for small thrust.

Claims (4)

1. Способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту, заключающийся в том, что космический аппарат, оснащенный электрореактивными двигателями, выводят с помощью средств выведения на переходную орбиту с высотой апогея больше высоты геостационарной орбиты, высотой перигея существенно ниже высоты геостационарной орбиты и ненулевым наклонением, с которой осуществляют довыведение космического аппарата на геостационарную орбиту, отличающийся тем, что для довыведения космического аппарата применяют комбинацию электрореактивных двигателей большой и малой тяги, использующих для работы экологически чистое газообразное рабочее тело, размещаемое в едином топливном баке и не изменяющее положение центра масс космического аппарата в процессе работы двигателей, причём процесс довыведения состоит из двух этапов, на первом из которых с помощью электрореактивных двигателей большой тяги уменьшают наклонение переходной орбиты до значения, соответствующего естественной эволюции наклонения орбиты за расчетный период довыведения, а затем увеличивают высоту перигея переходной орбиты до высоты, обеспечивающей непопадание космического аппарата в зону внутреннего радиационного пояса Земли, на втором этапе с помощью электрореактивных двигателей малой тяги выводят космический аппарат на геостационарную орбиту, при этом ориентация космического аппарата в инерциальном пространстве остается неизменной на всем протяжении второго этапа довыведения, причем одновременно с изменением эксцентриситета орбиты изменяют скорость дрейфа космического аппарата в требуемом направлении и совмещают довыведение по эксцентриситету с приведением по долготе.1. A method of launching a spacecraft into a geostationary orbit, which consists in the fact that a spacecraft equipped with electroreactive engines is launched by means of launching into a transitional orbit with an apogee height greater than the height of the geostationary orbit, perigee height significantly lower than the height of the geostationary orbit and non-zero inclination, s which carry out the addition of the spacecraft into a geostationary orbit, characterized in that for the addition of the spacecraft use a combination of electroreact of large and small thrust engines using an environmentally friendly gaseous working fluid for operation, placed in a single fuel tank and not changing the position of the center of mass of the spacecraft during the operation of the engines, the addition process consists of two stages, in the first of which using electric jet engines large thrusts reduce the inclination of the transitional orbit to a value corresponding to the natural evolution of the inclination of the orbit during the estimated retraction period, and then increase the height of the perigee the transitional orbit to a height that ensures that the spacecraft does not fall into the zone of the Earth’s internal radiation belt, at the second stage, the spacecraft is put into geostationary orbit with the help of electric thrusters, while the orientation of the spacecraft in inertial space remains unchanged throughout the second stage of completion, simultaneously with a change in the eccentricity of the orbit, they change the drift velocity of the spacecraft in the required direction and combine about eccentricity with reduction in longitude. 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что на первом этапе довыведения космического аппарата совмещают по времени выдачу импульса изменения наклонения орбиты и импульса повышения перигея орбиты.2. The method according to p. 1, characterized in that at the first stage of completing the spacecraft, the generation of an impulse for changing the inclination of the orbit and an impulse for increasing the perigee of the orbit is combined in time. 3. Способ по п. 1 или 2, отличающийся тем, что на первом этапе довыведения с помощью электрореактивных двигателей большой тяги уменьшают наклонение переходной орбиты до значения наклонения геостационарной орбиты. 3. The method according to p. 1 or 2, characterized in that at the first stage of completion with the help of electric thrusters reduce the inclination of the transitional orbit to the inclination of the geostationary orbit. 4. Способ по п. 1 или 2, отличающийся тем, что в качестве электрореактивного двигателя большой тяги используют один или несколько электронагревных реактивных двигателей, а в качестве электрореактивных двигателей малой тяги - один или несколько ионных или стационарных плазменных двигателей.4. The method according to p. 1 or 2, characterized in that one or more electric heating jet engines are used as an electric thrust engine, and one or more ion or stationary plasma engines are used as electric thrust engines.
RU2015133049A 2015-08-07 2015-08-07 Method of launching spacecrafts into geostationaty orbit using electric propulsion engines RU2619486C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015133049A RU2619486C2 (en) 2015-08-07 2015-08-07 Method of launching spacecrafts into geostationaty orbit using electric propulsion engines

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015133049A RU2619486C2 (en) 2015-08-07 2015-08-07 Method of launching spacecrafts into geostationaty orbit using electric propulsion engines

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015133049A RU2015133049A (en) 2017-02-09
RU2619486C2 true RU2619486C2 (en) 2017-05-16

Family

ID=58453642

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015133049A RU2619486C2 (en) 2015-08-07 2015-08-07 Method of launching spacecrafts into geostationaty orbit using electric propulsion engines

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2619486C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2759360C1 (en) * 2020-07-28 2021-11-12 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" Method for controlling the movement of a space object when approaching another space object

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108255062B (en) * 2018-01-22 2021-01-05 集美大学 Power positioning energy-saving thrust distribution method based on improved differential evolution mechanism

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2569162A1 (en) * 1977-11-25 1986-02-21 Ford Aerospace & Communication Method of putting satellites and space vehicles into orbit
US6543723B1 (en) * 2001-09-04 2003-04-08 Space Systems/Loral, Inc. Electric orbit raising with variable thrust
US7113851B1 (en) * 1999-06-09 2006-09-26 Walter Gelon Practical orbit raising system and method for geosynchronous satellites
RU2404091C1 (en) * 2009-06-23 2010-11-20 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет) (МАИ) Method for interorbit transportation of payloads
RU2408506C1 (en) * 2009-07-27 2011-01-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Method of orbiting spacecraft from transfer orbit to geostationary orbit

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2569162A1 (en) * 1977-11-25 1986-02-21 Ford Aerospace & Communication Method of putting satellites and space vehicles into orbit
US7113851B1 (en) * 1999-06-09 2006-09-26 Walter Gelon Practical orbit raising system and method for geosynchronous satellites
US6543723B1 (en) * 2001-09-04 2003-04-08 Space Systems/Loral, Inc. Electric orbit raising with variable thrust
RU2404091C1 (en) * 2009-06-23 2010-11-20 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет) (МАИ) Method for interorbit transportation of payloads
RU2408506C1 (en) * 2009-07-27 2011-01-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Method of orbiting spacecraft from transfer orbit to geostationary orbit

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2759360C1 (en) * 2020-07-28 2021-11-12 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" Method for controlling the movement of a space object when approaching another space object

Also Published As

Publication number Publication date
RU2015133049A (en) 2017-02-09

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
Pocha An Introduction to Mission Design for Geostationary Satellites
RU2219109C2 (en) Method of injection of several satellites into noncomplanar orbits by means of lunar gravity force
US9533774B1 (en) Highly inclined elliptical orbit launch and orbit acquisition techniques
US10202207B1 (en) Highly inclined elliptical orbit de-orbit techniques
CN105511493B (en) A kind of low rail constellation dispositions method based on martian atmosphere auxiliary
Gorbunova et al. Analytical control laws of the heliocentric motion of the solar sail spacecraft
RU2619486C2 (en) Method of launching spacecrafts into geostationaty orbit using electric propulsion engines
Baranov et al. Ballistic aspects of large-size space debris flyby at low Earth near-circular orbits
Guo et al. New Horizons mission design for the Pluto-Kuiper Belt mission
Rowen et al. The NASA optical communications and sensor demonstration program: proximity operations
Cao et al. Navigation of Chang’E-2 asteroid exploration mission and the minimum distance estimation during its fly-by of Toutatis
Boucher Electrical propulsion for control of stationary satellites
Huang et al. Characteristic analysis and design of near moon abort trajectory for manned lunar landing mission
KR102465592B1 (en) Ejecting Method for Small(Cube) Space Explorer using Method for Entering Geostationary Orbit of Satellites by using Lunar Flyby
Milligan et al. SMART-1 electric propulsion: an operational perspective
RU2456217C2 (en) Method of controlling space rockets
Abilleira 2011 Mars Science Laboratory Mission Design Overview
Joffre et al. Mars Sample Return: Mission analysis for an ESA Earth Return Orbiter
US3294344A (en) Changing the orientation and velocity of a spinning body traversing a path
BARADELL et al. Lateral-range and hypersonic lift-drag-ratio requirements for efficient ferry service from a near-earth manned space station
RU2698838C1 (en) Head of space carrier rocket and method of launching spacecrafts
Wood The Evolution of Deep Space Navigation: 2012–2014
RU2404091C1 (en) Method for interorbit transportation of payloads
Mingotti et al. Hybrid Propulsion Transfers for Mars Science Missions