WO1999014118A1 - Procede de mise sur orbite geostationnaire d'un satellite artificiel - Google Patents

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    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B64G1/2427—Transfer orbits

Definitions

  • the present invention relates to a method of placing an artificial satellite into geostationary orbit.
  • the last stage (or upper stage) of the launcher must place the satellite (s) directly on the geostationary orbit, then it must join an orbit called "cemetery", located, for example, about 300 km above from the geostationary orbit, where it is passive so as not to create space debris.
  • cemetery located, for example, about 300 km above from the geostationary orbit, where it is passive so as not to create space debris.
  • the upper floor after having separated the satellite (s), the upper floor must be turned back on (at least once) to join the cemetery orbit.
  • One of the scenarios for this is to provide a first pulse of 5.5 m / s, wait around 12 hours, provide a second pulse of 5.5 m / s, and then passivate the floor.
  • the object of the present invention is to avoid these drawbacks.
  • the method of placing in geostationary orbit an artificial satellite injected into said orbit by a space launcher is remarkable, according to the invention, by: a) the assembly consisting of the last stage of said launcher and the satellite to be injected into the geostationary orbit is first of all sent directly to a circular orbit, called a cemetery, close to the geostationary orbit but sufficiently distant from the latter to avoid possible interference with space objects on the geostationary orbit, b) the satellite is separated from said last stage, which remains in said cemetery orbit, and c) the satellite joins the geostationary orbit from said cemetery orbit.
  • the launcher rather than the launcher (last stage or upper composite thereof) placing the satellite directly on the geostationary orbit, it sends it to the so-called cemetery orbit.
  • the upper stage of the launcher drops the satellite which joins the geostationary orbit on its own (but the effort required is very modest for the satellite, and having an initial orbit different from its final orbit can facilitate its final positioning ).
  • the launcher drops its carrying structure directly onto the cemetery orbit (it therefore does not have to remain attached to the upper stage).
  • the upper floor (or top floor) being directly on the cemetery orbit, it is no longer necessary to switch it back on: all that remains is to passivate it.
  • said cemetery orbit is at an altitude distant from a few tens to a few hundred kilometers from the geostationary orbit, in particular situated approximately 300 kilometers above the geostationary orbit.
  • the perigee of the satellite is brought to the altitude of the geostationary orbit by means of a first pulse; - we wait around 12 hours for the satellite to reach the perigee of its new orbit, and
  • said first and second pulses can then be equal to 5.5 m / s and are retro-pulses in the case of a cemetery orbit located above the geostationary orbit.
  • Figures 1 to 4 illustrate, very schematically, the different stages of the method of placing in geostationary orbit an artificial satellite according to one invention.
  • the upper composite L of the launcher, with its satellite (s) S is injected into an orbit C called a cemetery at, for example, 300 km above the geostationary orbit G, that is to say say in an orbit to avoid interference with space objects in the geostationary orbit.
  • an orbit C called a cemetery at, for example, 300 km above the geostationary orbit G, that is to say say in an orbit to avoid interference with space objects in the geostationary orbit.
  • the latter is located approximately 36,000 km from the ground.
  • this step breaks down into several phases: - PI: a first propelled phase, starting from Earth T,
  • the upper composite L drops its satellite (s) S (figure 2). It should be noted that any satellite carrying structures can be dropped onto the cemetery orbit C, without any other precaution than not striking the launcher or the satellites. Once its mission is complete, the upper composite L is passive (in particular by draining its fluids) to avoid any risk of explosion.

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Abstract

La présente invention concerne un procédé de mise sur orbite géostationnaire d'un satellite artificiel injecté sur ladite orbite par un lanceur spatial. Selon l'invention, le procédé est caractérisé par: l'ensemble constitué par le dernier étage (L) dudit lanceur et le statellite (S) à injecter sur l'orbite géostationnaire (G) est tout d'abord envoyé directement sur une orbite circulaire (C), dite cimetière, proche de l'orbite géostationnaire (G), mais suffisamment éloignée de cette dernière pour éviter d'éventuelles interférences avec des objets spatiaux se trouvant sur l'orbite géostationnaire (G), le satellite (S) est séparé dudit dernier étage (L), lequel demeure sur ladite orbite cimetière (C), et le satellite (S) rejoint l'orbite géostationnaire (G) à partir de ladite orbite cimetière (C).

Description

Procédé de mise sur orbite géostationnaire d'un satellite artificiel.
La présente invention concerne un procédé de mise sur orbite géostationnaire d'un satellite artificiel.
Lorsqu'un satellite est destiné à être placé sur une orbite haute dite "géostationnaire" ou "géosynchrone" (avec une période de révolution de 24 heures, égale à celle de la Terre) , la mise à poste du satellite sur ladite orbite est généralement effectuée après lancement du satellite en orbite de transfert géostationnaire, c'est- à-dire qu'il rejoint ensuite par ses propres moyens l'or- bite géostationnaire proprement dite. Cette solution constitue, jusqu'à présent, le meilleur compromis techni- co-économique, tant pour les lanceurs que pour les satellites .
Toutefois, de nouveaux lanceurs, plus puissants, offrent actuellement la possibilité de lancer les satellites directement en orbite géostationnaire. Par ailleurs, le développement de la propulsion électrique sur les satellites compromet la possibilité, pour ceux- ci, de faire par eux-mêmes le transfert vers leur orbite finale, car les niveaux de poussée des propulseurs électriques sont très faibles.
A moyen terme, il est donc probable que la procédure standard soit d'effectuer un lancement direct en orbite géostationnaire. Dans ce cas, le dernier étage (ou étage supérieur) du lanceur doit placer le ou les satellites directement sur l'orbite géostationnaire, puis il doit rejoindre une orbite dite "cimetière", située, par exemple, à environ 300 km au-dessus de l'orbite géostationnaire, où il est passive pour ne pas créer de débris spatiaux. Toutefois, cela pose de nombreux problèmes.
Tout d'abord, dans le cas de lancement double, il semble exclu de larguer la structure porteuse sur l'orbite géostationnaire. Il faudra donc la garder solidaire de 1 ' étage supérieur pour 1 ' évacuer ensuite vers 1 ' orbite cimetière en même temps que ledit étage supérieur.
Par ailleurs, après avoir séparé le ou les satellites, l'étage supérieur doit être rallumé (au moins une fois) pour rejoindre l'orbite cimetière. L'un des scénarios pour cela (transfert de Hohman) consiste à fournir une première impulsion de 5,5 m/s, à attendre environ 12 heures, à fournir une seconde impulsion de 5,5 m/s, puis à passiver l'étage. Il existe bien sûr des scénarios moins longs, mais tous exigent de rallumer l'étage supérieur au moins une fois et de fournir au moins une impulsion égale ou supérieure à 11 m/s.
En outre, en cas de problème majeur après envoi de l'étage supérieur sur l'orbite géostationnaire, ce der- nier peut rester "coincé" sur cette orbite (voire même exploser et créer des débris nuisibles pour les satellites géostationnaires) .
La présente invention a pour but d'éviter ces inconvénients . A cet effet, le procédé de mise sur orbite géostationnaire d'un satellite artificiel injecté sur ladite orbite par un lanceur spatial, est remarquable, selon l'invention, par : a) l'ensemble constitué par le dernier étage dudit lanceur et le satellite à injecter sur l'orbite géostationnaire est tout d'abord envoyé directement sur une orbite circulaire, dite cimetière, proche de l'orbite géostationnaire, mais suffisamment éloignée de cette dernière pour éviter d'éventuelles interférences avec des objets spatiaux se trouvant sur l'orbite géostationnaire, b) le satellite est séparé dudit dernier étage, lequel demeure sur ladite orbite cimetière, et c) le satellite rejoint l'orbite géostationnaire à partir de ladite orbite cimetière. Ainsi, plutôt que le lanceur (dernier étage ou composite supérieur de celui-ci) place directement le satellite sur l'orbite géostationnaire, il l'envoie sur l'orbite dite cimetière. L'étage supérieur du lanceur largue le satellite qui rejoint par ses propres moyens l'orbite géostationnaire (mais l'effort à fournir est très modeste pour le satellite, et avoir une orbite initiale différente de son orbite finale peut faciliter sa mise à poste définitive) . En cas de lancement double, le lanceur lar- gue sa structure porteuse directement sur l'orbite cimetière (elle n'a donc pas à rester solidaire de l'étage supérieur). Par ailleurs, l'étage supérieur (ou dernier étage) étant directement sur l'orbite cimetière, il n'est plus nécessaire de le rallumer : il ne reste plus qu'à le passiver.
De préférence, ladite orbite cimetière est à une altitude éloignée de quelques dizaines à quelques centaines de kilomètres de l'orbite géostationnaire, notamment située à environ 300 kilomètres au-dessus de l'orbite géostationnaire.
De plus, avantageusement, dans l'étape c) :
- on amène tout d'abord le périgée du satellite à l'altitude de l'orbite géostationnaire grâce à une première impulsion ; - on attend environ 12 heures que le satellite rejoigne le périgée de sa nouvelle orbite, et
- on amène l'apogée de l'orbite du satellite à l'altitude de l'orbite géostationnaire grâce à une seconde impulsion. De plus, lesdites première et seconde impulsions peuvent valoir alors 5,5 m/s et sont des rétroimpulsions dans le cas d'une orbite cimetière située au-dessus de l'orbite géostationnaire.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Les figures 1 à 4 illustrent, de façon très schématique, les différentes étapes du procédé de mise sur orbite géostationnaire d'un satellite artificiel, selon 1 ' invention. Tout d'abord, le composite supérieur L du lanceur, avec son ou ses satellites S, est injecté sur une orbite C dite cimetière à, par exemple, 300 km au-dessus de l'orbite géostationnaire G, c'est-à-dire sur une orbite permettant d'éviter toute interférence avec des objets spatiaux se trouvant sur l'orbite géostationnaire. Pour mémoire, on rappelle que cette dernière se situe à environ 36 000 km du sol terrestre.
En regard de la figure 1, cette étape se décompose en plusieurs phases : - PI : une première phase propulsée, à partir de la Terre T,
- P2 : une phase balistique,
- P3 : une seconde phase propulsée (circularisation sur l'orbite cimetière). Sur l'orbite cimetière C, le composite supérieur L largue son ou ses satellites S (figure 2). On notera que les éventuelles structures porteuses des satellites peuvent être larguées sur l'orbite cimetière C, sans autre précaution que de ne pas heurter le lanceur ou les satel- lites. Une fois sa mission terminée, le composite supérieur L est passive (notamment par vidange de ses fluides) pour éviter tout risque d'explosion.
Chaque satellite S doit ensuite rejoindre l'orbite géostationnaire G par ses propres moyens (figure 3), mais cela ne nécessite qu'un effort très modeste.
A titre d'exemple non limitatif, si l'on fait l'hypothèse d'un transfert de Hohman depuis une orbite cimetière C située, par exemple, à 300 km au-dessus de l'orbite géostationnaire G, on obtient le scénario suivant : - tout d'abord, on abaisse de 300 km (par exemple) le périgée de l'orbite du ou des satellites (c'est-à-dire que 1 ' on place le périgée à 1 ' altitude de 1 ' orbite géostationnaire G) grâce à une retroimpulsion RI de, par exemple, 5,5 m/s (première phase propulsée du satellite, soit désorbitation) ,
- on attend environ 12 heures (une demi-période de l'orbite) que le satellite rejoigne le périgée de sa nouvelle orbite G, - on abaisse de 300 km l'apogée de l'orbite du satellite (c'est-à-dire que l'on place le satellite sur l'orbite géostationnaire G) grâce à une retroimpulsion R2 de 5,5 m/s (seconde phase propulsée du satellite, soit circularisation) , - le satellite S est alors sur l'orbite géostationnaire G et peut entamer sa mise à poste (figure 4).

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de mise sur orbite géostationnaire d'un satellite artificiel injecté sur ladite orbite par un lanceur spatial, caractérisé par : a) l'ensemble constitué par le dernier étage (L) dudit lanceur et le satellite (S) à injecter sur l'orbite géostationnaire (G) est tout d'abord envoyé directement sur une orbite circulaire (C) , dite cimetière, proche de l'orbite géostationnaire (G), mais suffisamment éloignée de cette dernière pour éviter d'éventuelles interférences avec des objets spatiaux se trouvant sur l'orbite géostationnaire (G), b) le satellite (S) est séparé dudit dernier étage (L), lequel demeure sur ladite orbite cimetière (C) , et c) le satellite (S) rejoint l'orbite géostationnaire (G) à partir de ladite orbite cimetière (C) .
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite orbite cimetière (C) est à une altitude éloignée de quelques dizaines à quelques centaines de kilomètres de l'orbite géostationnaire (G).
3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que ladite orbite cimetière (C) est située à environ 300 kilomètres au-dessus de l'orbite géo- stationnaire (G) .
4. Procédé selon 1 ' une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que dans l'étape c) :
- on amène tout d'abord le périgée du satellite (S) à l'altitude de l'orbite géostationnaire (G) grâce à une première impulsion (RI) ;
- on attend environ 12 heures que le satellite (S) rejoigne le périgée de sa nouvelle orbite, et - on amène l'apogée de l'orbite du satellite à l'altitude de l'orbite géostationnaire (G) grâce à une seconde impulsion (R2) .
5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que lesdites première et seconde impulsions (RI, R2) valent 5,5 m/s.
6. Procédé selon la revendication 4 ou la revendication 5 et la revendication 3, caractérisé en ce que lesdites première et seconde impul- sions (RI, R2 ) sont des rétroimpulsions .
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US09/297,180 US6182928B1 (en) 1997-09-12 1998-09-10 Method for placing an artificial satellite on a geostationary orbit
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2902762A1 (fr) * 2006-06-27 2007-12-28 Eads Astrium Sas Soc Par Actio Procede de mise en orbite operationnelle d'un satellite artificiel et dispositif de propulsion associe.
CN102351047A (zh) * 2011-07-16 2012-02-15 北京理工大学 一种基于地日平衡点观测与跟踪小天体的位置选择方法

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020130222A1 (en) * 1999-03-11 2002-09-19 Constellation Services International Method of using dwell times in intermediate orbits to optimize orbital transfers and method and apparatus for satellite repair
US6364252B1 (en) * 1999-03-11 2002-04-02 Constellation Services International, Inc. Method of using dwell times in intermediate orbits to optimize orbital transfers and method and apparatus for satellite repair
US6464174B1 (en) * 2000-06-21 2002-10-15 Space Systems/Loral, Inc. Round-trip orbital operation of a spacecraft
US8090312B2 (en) * 2006-10-03 2012-01-03 Raytheon Company System and method for observing a satellite using a satellite in retrograde orbit
US20100250137A1 (en) * 2009-03-25 2010-09-30 Hoots Felix R Analytic Launch Collision Avoidance Methodology
EP2365646A1 (fr) * 2010-03-12 2011-09-14 Inmarsat Global Limited Surveillance d'un pinceau d'antenne de satellite par utilisation d'un satellite de surveillance.
CN102424116B (zh) * 2011-12-08 2013-11-20 中国空间技术研究院 一种静止轨道卫星变轨策略优化方法
FR3024128B1 (fr) * 2014-07-25 2016-07-22 Thales Sa Procede de mise a poste d'un satellite et de test en orbite de sa charge utile
CN104176272A (zh) * 2014-08-06 2014-12-03 上海卫星工程研究所 八杆连接式非接触卫星平台构型
CN109460049B (zh) * 2018-11-14 2021-11-16 北京控制工程研究所 基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法
CN110104222A (zh) * 2019-04-25 2019-08-09 北京控制工程研究所 一种基于混合模式推进的模块化推进服务系统
CN113501147B (zh) * 2021-06-08 2022-11-18 上海宇航系统工程研究所 一种用于球形探测器的连接分离装置

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3995801A (en) * 1974-07-05 1976-12-07 Rca Corporation Method of storing spare satellites in orbit
US5186419A (en) * 1990-01-30 1993-02-16 Scott David R Space transfer vehicle and integrated guidance launch system
EP0640524A1 (fr) * 1993-08-24 1995-03-01 Orbital Sciences Corporation Procédé de mise en orbite d'une charge utile
EP0673833A1 (fr) * 1994-03-25 1995-09-27 Hughes Aircraft Company Trajectoire optimale par orbite de transfert en utilisant la propulsion électrique
WO1997031822A2 (fr) * 1993-11-12 1997-09-04 Scott David R Appareil et techniques d'exploitation de satellites dans l'espace

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB8300747D0 (en) * 1983-01-12 1983-02-16 British Aerospace Co-operative satellites
US5651515A (en) * 1995-01-30 1997-07-29 Agence Spatiale Europeenne Method for re-orbiting a dual-mode propulsion geostationary spacecraft
FR2737184B1 (fr) * 1995-07-26 1997-08-29 Alcatel Espace Systeme d'observation de satellites geostationnaires, utilisation d'un tel systeme et procedes d'observation correspondants

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3995801A (en) * 1974-07-05 1976-12-07 Rca Corporation Method of storing spare satellites in orbit
US5186419A (en) * 1990-01-30 1993-02-16 Scott David R Space transfer vehicle and integrated guidance launch system
EP0640524A1 (fr) * 1993-08-24 1995-03-01 Orbital Sciences Corporation Procédé de mise en orbite d'une charge utile
WO1997031822A2 (fr) * 1993-11-12 1997-09-04 Scott David R Appareil et techniques d'exploitation de satellites dans l'espace
EP0673833A1 (fr) * 1994-03-25 1995-09-27 Hughes Aircraft Company Trajectoire optimale par orbite de transfert en utilisant la propulsion électrique

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2902762A1 (fr) * 2006-06-27 2007-12-28 Eads Astrium Sas Soc Par Actio Procede de mise en orbite operationnelle d'un satellite artificiel et dispositif de propulsion associe.
WO2008001002A1 (fr) * 2006-06-27 2008-01-03 Astrium Sas Procede de mise en orbite operationnelle d'un satellite artificiel et dispositif de propulsion associe
US8136765B2 (en) 2006-06-27 2012-03-20 Astrium Sas Method of launching into operational orbit an artificial satellite and associated propulsion device
CN102351047A (zh) * 2011-07-16 2012-02-15 北京理工大学 一种基于地日平衡点观测与跟踪小天体的位置选择方法

Also Published As

Publication number Publication date
RU2162050C1 (ru) 2001-01-20
UA46135C2 (uk) 2002-05-15
JP2001505164A (ja) 2001-04-17
CN1088674C (zh) 2002-08-07
FR2768399B1 (fr) 1999-11-12
FR2768399A1 (fr) 1999-03-19
US6182928B1 (en) 2001-02-06
CN1239458A (zh) 1999-12-22

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