Способ вывода искусственного спутника на геостационарную орбиту

 

Изобретение относится к космической технике, в частности к выведению полезных нагрузок на геостационарную орбиту. Согласно изобретению спутник (S) выводится с помощью последней ступени (L) ракеты-носителя на круговую орбиту захоронения (C). Эта орбита близка геостационарной (G), но достаточно удалена от последней (на ~300 км) для того, чтобы избежать возможного контакта с геостационарными космическими объектами. Затем спутник отделяют от указанной последней ступени (L) и переводят преимущественно с помощью его собственной двигательной установки на геостационарную орбиту (G). Для перехода может использоваться двухимпульсная, например гоманова, схема (R₁, R₂), в которой суммарное изменение орбитальной скорости составляет ~11 м/с. Изобретение исключает засорение геостационарной орбиты отработавшими двигательными ступенями, одновременно обеспечивая рациональную энергетику выведения на эту орбиту спутника. 5 з.п.ф-лы, 4 ил.

Настоящее изобретение относится к способу вывода искусственного спутника на геостационарную орбиту.

Когда стоит задача о выводе искусственного спутника на высоко расположенную над Землей орбиту, называемую "геостационарная" или "геосинхронная" (с периодом вращения, равным периоду вращения Земли вокруг своей оси за 24 часа), то вывод спутника на эту орбиту, как правило, осуществляется после того, как спутник выведен на промежуточную относительно геостационарной орбиту, то есть собственно геостационарной орбиты аппарат достигает с этой промежуточной орбиты с использованием своих собственных средств для передвижения. До настоящего времени такое решение считалось наилучшим компромиссом между технической и экономической сторонами проблемы как в вопросах использования ракетоносителей, так и самих искусственных спутников.

Однако современные более мощные средства для запуска спутников в настоящее время позволяют выводить их непосредственно на геостационарную орбиту. С другой стороны, использование электротяговых устройств на спутниках ввиду очень малых значений тягового усилия этих двигателей не позволяет самим спутникам переходить на конечную орбиту.

Следует ожидать, что в недалеком будущем будет разработана стандартная технология прямого запуска спутника на геостационарную орбиту. В этом случае последняя (или верхняя) ступень ракеты-носителя должна доставлять спутник или спутники непосредственно на геостационарную орбиту, а затем она должна быть переведена на так называемую "орбиту-могильник" (орбиту захоронения), расположенную примерно на 300 км выше геостационарной орбиты, где она должна быть законсервирована с тем, чтобы не стать источником космического мусора. Очевидно, что этот вариант создает много технических затруднений.

Прежде всего, если речь идет о двойном запуске, то возможность выпуска несущей конструкции на геостационарной орбите, видимо, исключается. В результате ее приходится сохранять в состыкованном состоянии с последней ступенью, чтобы затем выпустить на "орбиту-могильник" одновременно с этой последней ступенью.

Кроме того, после отделения одного или нескольких спутников приходится снова включать в работу двигатель последней ступени (по меньшей мере один раз) для перевода ее на "орбиту-могильник". Один из предложенных вариантов перевода (так называемый перевод Омана) состоит в том, что конструкции сообщается первый импульс, приводящий к изменению скорости в 5,5 м/с, выдерживается пауза в 12 часов и сообщается второй импульс с изменением скорости в 5,5 м/с и затем приступают к консервации ступени. Разумеется, были предложены другие, менее продолжительные способы перевода, но во всех способах требуется включение хотя бы один раз маршевого двигателя последней ступени и сообщение ей импульса, меняющего ее скорость не менее чем на 11 м/с.

Кроме решения основной задачи вывода последней ступени на геостационарную орбиту необходимо исключить возможность сохранения последней ступени на этой орбите (не говоря о возможности ее взрыва и создания осколков, угрожающих существованию геостационарных спутников).

Задачей настоящего изобретения является устранение перечисленных недостатков.

Указанная задача решается тем, что способ вывода на геостационарную орбиту искусственного спутника с помощью космической ракеты-носителя согласно изобретению включает следующие этапы: а) сборка из последней ступени этой ракеты-носителя и спутника, предназначенного для вывода на геостационарную орбиту, прежде всего выводится на круговую орбиту, называемую "орбитой-могильником" и близкую к геостационарной, но достаточно от нее удаленную с тем, чтобы не вступать в возможный контакт с находящимися на геостационарной орбите космическими объектами, б) спутник отделяется от последней ступени, которая остается на этой "орбите-могильнике", и в) спутник переходит на геостационарную орбиту с этой "орбиты-могильника".

Таким образом, прежде чем ракета-носитель (ее последняя ступень или оконечная сборка носителя) выведет спутник непосредственно на геостационарную орбиту, она доставляет его на орбиту, называемую "орбита-могильник". Последняя ступень ракеты-носителя выпускает спутник, который с помощью своих собственных средств передвижения переходит на геостационарную орбиту (однако требуемое здесь для перевода спутника усилие очень невелико, и то, что спутник первоначально находится на орбите, отличной от его конечного положения, может облегчить этот перевод). В случае двойного запуска ракета-носитель выпускает свою конструкцию, несущую спутник, непосредственно на "орбите-могильнике" (то есть эта структура не должна быть связана с последней ступенью ракеты). Так как оконечная ступень (или последняя ступень) выводится непосредственно на "орбиту-могильник", то в дальнейшем отпадает необходимость снова включать в работу ее двигатель - остается только ее законсервировать.

Желательно, чтобы в качестве такой орбиты была выбрана орбита, удаленная от геостационарной на несколько сотен километров, например, чтобы она была выше геостационарной орбиты примерно на 300 км.

Кроме того, преимуществом способа является то, что на этапе в): - за счет первого импульса добиваются смещения перигея орбиты спутника на высоту геостационарной орбиты, - выдерживают паузу примерно в 12 часов, когда спутник достигает перигея своей новой орбиты и - за счет второго импульса перемещают апогей орбиты спутника на высоту геостационарной орбиты.

Указанные первый и второй импульсы приводят к изменению скорости спутника на 5,5 м/с и они являются импульсами против движения аппарата в случае, когда "орбита-могильник" расположена выше геостационарной орбиты.

Способ, соответствующий изобретению, иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1-4 схематично представлены различные этапы способа вывода на геостационарную орбиту искусственного спутника согласно изобретению.

Прежде всего верхняя сборка L ракеты-носителя с одним или несколькими спутниками S выводится на орбиту С, называемую "орбитой-могильником", например на орбиту, имеющую высоту на 300 км выше геостационарной G, то есть на орбиту, где исключен контакт с космическими объектами, находящимися на геостационарной орбите. Напомним, что геостационарная орбита находится на расстоянии примерно 36 000 км от поверхности Земли.

Согласно изображению на фиг. 1 этот этап подразделяется на несколько фаз: P1 - фаза запуска, когда работает двигатель, начиная с Земли Т, P2 - фаза баллистической траектории, P3 - вторая фаза работы двигателя (вывод на круговую "орбиту-могильник").

На "орбите-могильнике" C от сборки L отделяется спутник или спутники S (фиг. 2). Отменим, что структуры, несущие спутники, могут быть выпущены на "орбите-могильнике" C только с тем условием, что они не столкнулись с ракетой-носителем или спутниками. Когда задача, решаемая сборкой L, завершена, сборка L остается в законсервированном состоянии (в частности, она освобождается от всех находящихся в ней газов и жидкостей) с тем, чтобы исключить возможный взрыв.

Каждый спутник S затем должен быть переведен на геостационарную орбиту G с использованием их индивидуальных средств передвижения (фиг. 3), но эта задача требует незначительного расхода энергии.

В качестве примера, не ограничивающего общность изобретения, можно рассмотреть следующую схему, если предположить, что осуществляется перевод по схеме Гомана с "орбиты-могильника", расположенной, например, на 300 км выше геостационарной орбиты:
- прежде всего, например, на 300 км снижается перигей орбиты спутника или спутников (то есть перигей орбиты снижается до высоты геостационарной орбиты G) за счет действия импульса R1, направленного против движения, например, изменение скорости составляет 5,5 м/с (первая фаза включения двигателя спутника или сход с орбиты),
- выдерживается пауза в 12 часов (половина периода движения по орбите), когда спутник достигает перигея своей новой орбиты G,
- снижают на 300 км апогей орбиты спутника (то есть спутник переводится на геостационарную орбиту G) за счет использования обратного импульса R2, меняющего скорость на 5,5 м/с (вторая фаза работы двигателя спутника, то есть завершается формирование его круговой орбиты),
- теперь спутник S находится на геостационарной орбите G и можно приступать к приведению его в рабочее состояние (фиг. 4).

Формула изобретения

1. Способ вывода на геостационарную орбиту искусственного спутника, который запускают с помощью космического транспортного средства, отличающийся тем, что сборку, состоящую из последней ступени (L) указанного транспортного средства и спутника (S), выводимого на геостационарную орбиту (G), прежде всего запускают на круговую орбиту захоронения (С), близкую к геостационарной орбите (G), но достаточно удаленную от последней для того, чтобы избежать возможного контакта с космическими объектами, находящимися на геостационарной орбите (G), затем спутник (S) отделяют от указанной последней ступени (L), которая остается на орбите захоронения (С), и осуществляют переход спутника (S) на геостационарную орбиту (G) с указанной орбиты захоронения (С).

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что указанная орбита захоронения (С) удалена по высоте от геостационарной орбиты (G) на несколько сотен километров.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что указанная орбита захоронения (С) находится на высоте около 300 км над геостационарной орбитой (G).

4. Способ по любому из пп.1 - 3, отличающийся тем, что на этапе перехода спутника (S) на геостационарную орбиту (G) с указанной орбиты захоронения (С) прежде всего переводят перигей орбиты спутника (S) на высоту геостационарной орбиты (G) в результате воздействия первого импульса (R1), затем выдерживают паузу примерно в 12 ч, пока спутник (S) не достигнет перигея своей новой орбиты, и переводят апогей орбиты спутника на высоту геостационарной орбиты (G) в результате воздействия второго импульса (R2).

5. Способ по п.4, отличающийся тем, что указанные первый и второй импульсы (R1, R2) приводят к изменению скорости на 5,5 м/с.

6. Способ по п.4 или 5, отличающийся тем, что указанные первый и второй импульсы (R1, R2) направлены против движения спутника.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4