RU97121988A - Способ и система выведения нескольких спутников на некопланарные орбиты с использованием силы лунного притяжения - Google Patents

Claims (11)

1. Способ одновременного запуска нескольких спутников на некопланарные 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 величиной 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 величиной апогея, значения которых существенно отличаются от соответствующих значений первых орбитальных параметров, обеспечиваемых ракетой-носителем и предназначенных для первого спутника /В/, запускаемого одновременно со вторым спутником /А/, отличающийся тем, что для выведения на конечную орбиту второго спутника /А/ осуществляют при выполнении первого орбитального маневра переход второго спутника /А/ на сильно эллиптическую орбиту ожидания, апогей которой обычно имеет высоту 50000-400000 км, половина большой оси которой ориентирована таким образом, чтобы перекрыть некоторое тороидальное пространство, образованное сферой гравитационного влияния луны на ее орбите, и период обращения спутника на которой ТА определяется выражением
nTA +0,5. TLTO = tpl,
где ТLТО - период обращения по лунной переходной орбите; tр1 - время между концом запуска и переходом луны в намеченную точку, n - целое число, не превышающее 4 и обозначающее количество раз прохождения второго спутника по сильно эллиптической орбите ожидания,
осуществляют в процессе выполнения второго орбитального маневра в перигее сильно эллиптической орбиты ожидания переход второго спутника на переходную лунную орбиту, осуществляют в процессе выполнения третьего орбитального маневра коррекцию на маршевом или активном участке траектории для точной фиксации параметров входа в сферу гравитационного влияния луны, причем параметры входа определяют таким образом, чтобы при выполнении четвертого орбитального маневра изменения высоты перигея и наклонения промежуточной орбиты, на которой находится второй спутник /А/ и которая приближается к второй конечной орбите, были обеспечены за счет гравитации в сфере гравитационного влияния луны, осуществляют, при выполнении пятого орбитального маневра, точный переход второго спутника на 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, пятый орбитальный маневр выполняют в перигее промежуточной орбиты второго спутника /А/ на выходе из сферы гравитационного влияния луны, для чего снижают высоту апогея этой орбиты или придают этой промежуточной орбите круговую форму для преобразования промежуточной орбиты во 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 слабо наклоненной геостационарной переходной орбитой или супергеостационарной переходной орбитой выполняют третий орбитальный маневр, при этом корректирующий импульс на маршевом или активном участке траектории устанавливают таким, чтобы параметры входа в сферу гравитационного влияния луны после гравитационной реакции в сфере гравитационного влияния луны, обеспечивали перигей промежуточной орбиты второго спутник /А/, который расположен на высоте 80-170 км, затем осуществляют пятый орбитальный маневр фиксированной высоты перигея орбиты, для чего осуществляют по меньшей мере одно атмосферное торможение для уменьшения высоты апогея промежуточной орбиты второго спутника /А/ на выходе из сферы гравитационного влияния луны, затем при помощи орбитального маневра в апогее орбиты, увеличивают высоту перигея, чтобы преобразовать промежуточную орбиту во вторую конечную орбиту, представляющую собой низкую наклонную орбиту или низкую круговую наклонную орбиту.

4. Способ по п.3, отличающийся тем, что для одновременного запуска нескольких вторых спутников /А, С, D, Е/ на конечные орбиты, представляющие собой относительно низкие круговые орбиты с различными наклонениями, причем первый спутник /В/ выводят на первую конечную орбиту, представляющую собой слабо наклоненную геостационарную переходную орбиту или супергеостационарную переходную орбиту, осуществляют третий орбитальный маневр путем выполнения серии различных коррекций на маршевом или активном участке траектории, чтобы вывести различные вторые спутники в различные точки входа в сферу гравитационного влияния луны, для получения различных наклонений, при выполнении пятого орбитального маневра после атмосферного торможения получают несколько относительно низких круговых орбит с различными наклонениями, для различных вторых спутников /А, С, D, Е/.

5. Система одновременного запуска нескольких спутников, отличающаяся тем, что содержит ракету-носитель, первый спутник /В/, установленный на ракете-носителе, предназначенной для непосредственного выведения первого спутника /В/ на первую конечную орбиту, по меньшей мере один второй спутник /А, С, D, Е/, предназначенный для выведения на вторую конечную орбиту, отличную от первой конечной орбиты, причем второй спутник /А, С, D, Е/ оборудован бортовым компьютером /211/ и системой создания тяги на химическом топливе, содержащей главный двигатель /208/, установленный на борту второго спутника, и двигатели управления пространственной ориентацией этого спутника /210/.

6. Система одновременного запуска нескольких спутников, отличающаяся тем, что содержит ракету-носитель, первый спутник /В/, установленный на этой ракете-носителе, предназначенной для непосредственного выведения первого спутника /В/ на первую конечную орбиту, по меньшей мере один второй спутник /А, С, D, Е/, предназначенный для выведения на вторую конечную орбиту, отличную от первой конечной орбиты, причем второй спутник /А, С, D, Е/ оборудован бортовым компьютером /211/ и электрической системой создания тяги, содержащей по меньшей мере электрические ракетные двигатели с высоким удельным импульсом, установленные на борту второго спутника и представляющие собой двигатели ионного типа, электродуговые ракетные двигатели или двигатели с замкнутым дрейфом электронов.

7. Система по п. 5, отличающаяся тем, что второй спутник /А, С, D, Е/ содержит датчик /214/ ориентации на небесное светило, датчик земной ориентации с изменяемым полем обзора /206/ и таблицу эфемеридов, заложенную в бортовом компьютере /211/ и позволяющую рассчитывать углы между вектором тяги и направлениями со спутника на землю и со спутника на солнце, обеспечивающую, возможность определения пространственной ориентации второго спутника в процессе выполнения тех или иных орбитальных маневров.

8. Система по п. 7, отличающаяся тем, что второй спутник /А, С, D, Е/ содержит дополнительно гироскопические датчики угловых скоростей вращения для контроля двигателей управления пространственным положением /210/, которые обеспечивают вращение корпуса второго спутника для ориентации главного двигателя /208/ спутника в заданном направлении.

9. Система по любому из пп. 5-8, отличающаяся тем, что корпус второго спутника /А, С, D, Е/ оборудован по меньшей мере двумя лазерными уголковыми отражателями /207/ для получения точной информации при помощи лазерной телеметрии о фактическом положении второго спутника перед выполнением коррекции на маршевом или активном участке траектории при осуществлении третьего орбитального маневра.

10. Система по п.6, отличающаяся тем, что второй спутник содержит датчик земного горизонта с изменяемым полем обзора /206/, предназначенный для получения информации о положении Земли, и инерционные маховики, предназначенные для обеспечения пространственной ориентации второго спутника, причем в бортовом компьютере /211/ использован закон управления электрическими ракетными двигателями /203/, который состоит в стабилизации вектора тяги в направлении, перпендикулярном направлению со спутника на Землю.

11. Система по п. 6, отличающаяся тем, что второй спутник содержит датчик ориентации на небесное светило /214/, а также таблицу эфемеридов, заложенную в бортовом компьютере /211/ и предназначенную для определения пространственной ориентации второго спутника /А, С, D, Е/, причем в бортовом компьютере /211/ использован закон управления электрическими ракетными двигателями /203/, который состоит в нацеливании вектора тяги вдоль инерциального направления.