RU97105571A

RU97105571A - Способ и система выведения на заданную орбиту космического аппарата с использованием двигателей, обладающих большим удельным импульсом

Info

Publication number: RU97105571A
Application number: RU97105571/28A
Authority: RU
Inventors: Коппель Кристоф
Original assignee: Сосьете Оропеен де Пропюльсьон
Priority date: 1996-04-05
Filing date: 1997-04-04
Publication date: 1999-03-27

Claims

1. Способ выведения на орбиту, предназначенный для размещения некоторого космического аппарата типа искусственного спутника Земли на некоторой заданной орбите, адаптированной для нормального эксплуатационного функционирования данного космического аппарата, с некоторой исходной эллиптической орбиты отделения данного космического аппарата от носителя, существенно отличающейся, в частности, более эксцентрической, чем упомянутая конечная заданная орбита этого космического аппарата, отличающийся тем, что придают космическому аппарату некоторую спиральную траекторию, образованную множеством промежуточных орбит при единственном включении в непрерывный режим работы имеющейся совокупности двигателей с высоким удельным импульсом, установленных на данном космическом аппарате, производят контроль эволюции упомянутой спиральной траектории таким образом, чтобы на каждом последующем витке, по меньшей мере в первой стадии осуществления данного межорбитального маневра, происходило увеличение высоты перигея орбиты, эволюция в некотором заранее определенном направлении высоты апогея орбиты и уменьшение возможной погрешности наклонения очередной промежуточной орбиты по отношению к конечной заданной орбите данного космического аппарата, а затем, по меньшей мере на протяжении второй фазы упомянутого межорбитального маневра, соответствующие эволюции высот перигея и апогея орбиты контролируются индивидуально в предварительно определенных постоянных направлениях с одновременным уменьшением возможной погрешности наклонения каждой последующей промежуточной орбиты по отношению к конечной заданной орбите, до достижения высотами апогея, перигея и орбитальным наклонением очередной промежуточной орбиты данного космического аппарата величин, определяющих конечную заданную орбиту космического аппарата.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в случае космического аппарата, отделяемого от носителя на некоторой эллиптической орбите, существенно отличающейся от конечной заданной эллиптической орбиты, предназначенной для нормального эксплуатационного функционирования данного космического аппарата, на протяжении первой фазы упомянутого межорбитального маневра и с самого начала режима непрерывного функционирования двигателей на каждом последующем витке этого космического аппарата осуществляют увеличение высоты апогея орбиты и несколько меньшее по величине увеличение высоты перигея соответствующей промежуточной орбиты, а затем, на протяжении второй фазы осуществления упомянутого межорбитального маневра и вплоть до окончания режима непрерывной работы двигателей, на каждом последующем витке космического аппарата осуществляют уменьшение высоты апогея и увеличение высоты перигея соответствующей промежуточной орбиты.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что на протяжении упомянутой первой фазы осуществления межорбитального маневра, в самом начале режима непрерывной работы двигателей коррекции орбиты данного космического аппарата, осуществляют на каждом последующем витке увеличение высоты апогея и увеличение высоты перигея каждой промежуточной орбиты, а затем, на протяжении второй фазы этого межорбитального маневра, до середины этапа непрерывной работы двигателей данного космического аппарата, осуществляют на каждом последующем витке уменьшение высоты апогея и увеличение высоты перигея соответствующей промежуточной орбиты, после чего в процессе осуществления третьей фазы упомянутого маневра перехода с одной орбиты на другую, в том случае, когда эксцентриситет очередной промежуточной орбиты данного космического аппарата достигает эксцентриситета, соответствующего величине эксцентриситета конечной заданной орбиты этого космического аппарата, и на конечном этапе непрерывной работы двигателей этого космического аппарата на каждом последующем витке осуществляют уменьшение высоты апогея, уменьшение высоты перигея и продолжают уменьшать возможную погрешность наклонения соответствующей промежуточной орбиты по отношению к заданной конечной орбите вплоть до достижения высоты апогея, высоты перигея и наклонения соответствующей промежуточной орбиты данного космического аппарата, равных соответствующим параметрам конечной заданной орбиты этого аппарата.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что на первой фазе упомянутого межорбитального маневра и в начале этапа непрерывной работы двигателей коррекции орбиты данного космического аппарата на каждом последующем витке осуществляют уменьшение высоты апогея и увеличение высоты перигея очередной промежуточной орбиты, после чего, в процессе осуществления второй фазы упомянутого межорбитального маневра и в конце этапа непрерывного функционирования двигателей данного космического аппарата, когда эксцентриситет некоторой промежуточной орбиты данного космического аппарата достигнет величины эксцентриситета конечной заданной орбиты данного космического аппарата, на каждом последующем витке осуществляют уменьшение высоты апогея и уменьшение высоты перигея последующей промежуточной орбиты этого космического аппарата.

5. Система выведения на заданную орбиту космического аппарата типа искусственного спутника Земли, причем указанная орбита соответствующим образом адаптирована к нормальному эксплуатационному функционированию космического аппарата, с некоторой исходной эллиптической орбиты отделения космического аппарата от его носителя, отличающейся от упомянутой конечной заданной орбиты и представляющей, в частности, эксцентриситет, отличный от эксцентриситета конечной заданной орбиты данного космического аппарата, отличающаяся тем, что эта система содержит: совокупность платформ (13), установленных на данном космическом аппарате (11); совокупность двигателей (12, 12'), установленных на упомянутых платформах и обладающих высоким удельным импульсом, превышающим 5000 H•c/кг, и относительно небольшой тягой, не превышающей 10 Н, предназначенных для создания полной тяги, приложенной к данному космическому аппарату; устройство управления (120), предназначенное для включения двигателей коррекции орбиты данного космического аппарата в режим непрерывного функционирования после его отделения от носителя с возможностью обеспечения для указанного космического аппарата достигнуть при помощи некоторой спиральной траектории с возможными прерываниями упомянутого непрерывного функционирования двигателей, некоторой конечной заданной орбиты и завершить процесс непрерывного функционирования двигателей после того, как высота апогея и высота перигея очередной промежуточной орбиты данного космического аппарата окажутся равными соответствующим высотам конечной заданной орбиты; устройство управления (121, 122, 131) ориентацией вектора полной тяги, содержащее по меньшей мере некоторые первые средства, предназначенные для формирования в процессе первой фазы непрерывного функционирования системы двигателей данного космического аппарата некоторой первой команды ориентации вектора полной тяги двигателей этого аппарата, приводящей на каждом последующем витке данного космического аппарата и для каждой последующей промежуточной орбиты к увеличению высоты апогея, к несколько меньшему по величине увеличению высоты перигея и к некоторому уменьшению возможной погрешности наклонения очередной промежуточной орбиты по отношению к конечной заданной орбите, и по меньшей мере одни вторые средства, предназначенные для формирования в процессе некоторой второй фазы осуществления непрерывной работы двигателей коррекции орбиты данного космического аппарата некоторой второй команды ориентации вектора полной тяги двигателей этого аппарата, приводящей на каждом последующем витке и для каждой последующей промежуточной орбиты данного космического аппарата к уменьшению высоты апогея, к увеличению высоты перигея и к уменьшению возможной погрешности наклонения соответствующей промежуточной орбиты по отношению к конечной заданной орбите данного космического аппарата.

6. Система по п.5, отличающаяся тем, что упомянутая система двигателей (12, 12'), имеющих высокий удельный импульс, содержит двигатели плазменного типа с замкнутым отклонением или дрейфом электронов, ионные двигатели или двигатели типа "Аркджет".

7. Система по любому из пп.5 - 6, отличающаяся тем, что упомянутые первые и вторые средства, предназначенные для формирования первой и второй команд управления ориентацией вектора полной тяги двигателей данного космического аппарата содержат совокупность датчиков (15, 18а, 18b, 19), обеспечивающих возможность проверять или контролировать угловое положение данного космического аппарата (11).

8. Система по любому из пп.5 - 7, отличающаяся тем, что упомянутые первые средства упомянутого устройства управления ориентацией вектора полной тяги содержат средства позиционирования вектора полной тяги в местной горизонтальной плоскости, ориентированной главным образом в направлении вектора орбитальной скорости данного космического аппарата.

9. Система по п. 5, отличающаяся тем, что упомянутые вторые средства упомянутого устройства управления ориентацией вектора полной тяги двигателей данного космического аппарата содержат средства позиционирования вектора полной тяги вокруг апогея в местной горизонтальной плоскости, ориентированной главным образом в направлении орбитальной скорости данного космического аппарата, и средства позиционирования этого вектора полной тяги вокруг перигея данной орбиты в направлении, противоположном направлению вектора орбитальной скорости этого космического аппарата, и в плоскости, строго перпендикулярной плоскости его орбиты.

10. Система по п.5, отличающаяся тем, что упомянутые первые средства и упомянутые вторые средства упомянутого устройства управления ориентацией вектора полной тяги двигателей данного космического аппарата содержат средства позиционирования вектора тяги в некоторой плоскости, проходящей через некоторые фиксированные или квазификсированные направления в пространстве и проходящей через квазиперпендикуляр к касательной плоскости данной орбиты.

11. Система по п.9, отличающаяся тем, что упомянутые средства позиционирования вектора полной тяги двигателей данного космического аппарата вокруг апогея его орбиты ориентируют вектор полной тяги строго на оскуляторный или касающийся полуэллипс, центрированный в апогее данной орбиты.

12. Система по п.9, отличающаяся тем, что упомянутые средства позиционирования вектора полной тяги двигателей данного космического аппарата вокруг перигея его орбиты ориентируют этот вектор полной тяги строго на оскуляторный или соприкасающийся полуэллипс, центрированный на перигее данной орбиты.

13. Система по любому из пп.5 - 12, отличающаяся тем, что содержит некоторые средства ориентации вектора полной тяги двигателей данного космического аппарата, образованные собственными средствами этого космического аппарата, такими, например, как маховики (17) системы контроля углового положения этого аппарата.

14. Система по любому из пп.5 - 12, отличающаяся тем, что содержит средства ориентации вектора полной тяги двигателей данного космического аппарата, образованные по меньшей мере некоторыми из упомянутых опорных платформ совокупности этих двигатели (12, 12'), которые в данном случае являются ориентируемыми.

15. Система по п. 14, отличающаяся тем, что упомянутые ориентируемые платформы (13) имеют возможность поворота на угол, превышающий 10^o по меньшей мере относительно одной оси.

16. Система по п.14, отличающаяся тем, что содержит средства ориентации вектора полной тяги двигателей данного космического аппарата, содержащие специальные средства дифференциального нацеливания упомянутых ориентируемых платформ (13) и специальные средства автоматического управления тягой каждого двигателя (12, 12') на уровне некоторой предварительно определенной величины, что обеспечивает возможность реализовать полную тягу, вектор которой проходит через центр масс (20) данного космического аппарата, имея при этом некоторую составляющую вне орбитальной плоскости.

17. Система по любому из пп.5 - 16, отличающаяся тем, что упомянутые двигатели (12, 12') имеют высокий удельный импульс и дополнительно образуют средства контроля углового положения и орбиты данного космического аппарата типа спутника.