Способ выведения спутника на геостационарную орбиту

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам выведения спутников на высокие орбиты. Согласно изобретению спутник сперва выводят на траекторию облета Луны и совершают гравитационный маневр в ее сфере действия. В этом маневре изменяют плоскость орбиты спутника. На нисходящей ветви траектории облета Луны сначала осуществляют переход спутника на промежуточную орбиту с высотой перицентра не менее 40000 км над поверхностью Земли. Затем с помощью преимущественно двигателей малой тяги (величиной не более 0,001% земного веса спутника) переводят спутник на геостационарную орбиту. Изобретение направлено на увеличение массы выводимого спутника при его запуске с высокоширотного космодрома. 1 з.п.ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам выведения спутников на геостационарную орбиту.

Известен способ выведения спутника на геостационарную орбиту с использованием двухимпульсного хомановского перехода (см. Г.З. Давлетшин "Активно-гравитационные маневры космических аппаратов", М., "Машиностроение", 1980 г., стр. 115, рис. 2.27, а) с исходной низкой орбиты ИСЗ. Этот способ выведения может быть осуществлен только в том случае, если плоскость исходной орбиты совпадает с плоскостью экватора.

Известны способы выведения спутника на геостационарную орбиту с использованием двух и трехимпульсных переходов, решающих задачу выведения спутника в случае некомпланарности исходной низкой орбиты и геостационарной орбиты (см. Г.З. Давлетшин "Активно-гравитационные маневры космических аппаратов", М., "Машиностроение", 1980 г., стр. 115, рис. 2.27, б). Однако при больших наклонениях исходной орбиты к плоскости экватора (более сорока градусов) затраты характеристической скорости становятся значительными и масса космического аппарата на конечной орбите уменьшается.

Наиболее близким аналогом предлагаемому способу выведения является способ выведения спутника на геостационарную орбиту (см. Г.З. Давлетшин "Активно-гравитационные маневры космических аппаратов", М., "Машиностроение", 1980 г., стр. 115, рис. 2.27 в), при котором его выводят на траекторию облета Луны, воздействуют на него ее гравитационным полем и изменяют при этом плоскость полета спутника, а на нисходящей ветви траектории облета Луны переводят спутник на геостационарную орбиту.

При выведении этим способом спутника на геостационарную орбиту, спутник, как правило, сначала выводится с помощью ракетоносителя на низкую околоземную орбиту, а затем переводится на сильно вытянутую эллиптическую орбиту, по которой он движется к Луне. Соответствующий выбор траектории полета облета Луны в ее гравитационном поле обеспечивает изменение наклонения и перицентрического расстояния орбиты. После облета Луны и выхода из ее сферы действия спутник движется в плоскости экватора по орбите, касающейся конечной геостационарной орбиты. В перицентре этой орбиты на спутник осуществляется второе воздействие реактивной силой, при этом спутник переходит в точку стояния на геостационарной орбите.

Использование гравитационного поля Луны становится энергетически выгодным при запуске спутника с космодрома, географическая широта которого лежит выше сорока градусов. Выигрыш в характеристической скорости при этом составляет около 200...280 м/с, что повышает начальную массу спутника на геостационарной орбите, а следовательно, и массу полезной нагрузки спутника и срок его активного существования. Так при осуществлении запуска спутника с российского космодрома в Плисецке (широта географического расположения 65 градусов) с использованием ракетоносителя среднего класса типа "Союз" возможно получение начальной массы спутника на геостационарной орбите порядка 1000 кг. Однако эта начальная масса в современных условиях не обеспечивает выполнение требований по длительному сроку активного существования спутника в сочетании с выполнением условий по высокой точности удержания спутника в точке стояния на геостационарной орбите с высокой массой полезной нагрузки.

Технической задачей, решаемой предлагаемым способом выведения спутника на геостационарную орбиту, является разработка способа, допускающего выведение спутника с космодрома, расположенного в высокоширотном районе Земли, и с высокой начальной массой спутника на геостационарной орбите.

Эта задача решается следующим образом.

В известном способе выведения спутника на геостационарную орбиту, при котором его выводят на траекторию облета Луны, воздействуют на него ее гравитационным полем и изменяют при этом плоскость полета спутника, а на нисходящей ветви траектории облета Луны переводят спутник на геостационарную орбиту, новым является то, что на нисходящей ветви траектории облета Луны сначала осуществляют переход спутника на промежуточную орбиту с высотой перицентра не менее 40000 км над поверхностью Земли, с которой затем его переводят на геостационарную орбиту.

Кроме того, при переводе спутника с промежуточной орбиты на геостационарную орбиту на него может быть оказано воздействие реактивной силой величиной не более 0,001% от земного веса спутника.

При использовании предлагаемого способа выведения спутника на геостационарную орбиту повышается начальная масса спутника. Это объясняется главным образом тем, что активные маневры по переводу спутника с нисходящей ветви траектории облета Луны на геостационарную орбиту через промежуточную орбиту с высотой не менее 40000 км, т.е. с высотой, превышающей высоту геостационарной орбиты, проводятся в более слабом гравитационном поле Земли. Особенно эффективно осуществлять перевод спутника с промежуточной орбиты на конечную геостационарную орбиту путем воздействия на спутник реактивной силы с величиной не более 0,001% от земного веса спутника, то есть с применением электрического двигателя с малой тягой. В этом случае, кроме указанного эффекта увеличения массы спутника, значительно расширяются возможности по увеличению допускаемых окон старта с Земли для выведения спутника в заданную точку стояния на геостационарной орбите.

Расчеты показывают, что при использовании предлагаемого способа начальная масса спутника на геостационарной орбите повышается на 10-18%, что дает возможность увеличить срок активного существования спутника и повысить возможности по точности удержания спутника в заданной точке стояния на геостационарной орбите.

Сущность предлагаемого способа иллюстрируется чертежом.

Перед осуществлением выведения спутника в точку стояния на геостационарной орбите прогнозируют движение Луны вокруг Земли и заранее составляют баллистическую программу полета, включающую времена воздействия на спутник реактивных сил, их направление в пространстве и продолжительность действия. Пример осуществления этого расчета приведен как в указанном выше источнике, так и в ряде других источников (см., например, В.В. Ивашкин. "Оптимизация космических маневров", М., "Наука", 1975 г., стр. 357-382).

Рассмотрим последовательно операции предлагаемого способа.

Операцию выведения спутника на траекторию облета Луны, как правило, проводят в несколько этапов. Сначала спутник с поверхности Земли 1 выводят на низкую околоземную орбиту 2 в плоскости начальной орбиты. Далее на спутник воздействуют реактивной силой и сообщают импульс скорости V1, при этом спутник переводится на сильно вытянутую высокоэллиптическую орбиту 3 траектории облета Луны 4. По этой орбите он движется к Луне.

Во время полета в сфере действия Луны на спутник воздействует гравитационное поле Луны, за счет чего изменяется плоскость орбиты спутника. После выхода из сферы действия Луны спутник движется к Земле по нисходящей траектории 5 в экваториальной плоскости.

На нисходящей ветви траектории за счет воздействия на спутник реактивной силы осуществляется переход на промежуточную орбиту 6 с высотой перицентра не менее 40000 км над поверхностью Земли. Затем за счет двух или большего числа воздействий на спутник реактивной силы V2, V3, V4 он переводится на геостационарную орбиту 7.

Перевод спутника с промежуточной орбиты на геостационарную может быть осуществлен за счет воздействия на спутник реактивной силы величиной не более 0,001% от земного веса спутника.

Рассмотрим возможное устройство ракетно-космического блока для реализации этого способа. Он может включать спутник, снабженный для полета необходимыми системами, в том числе двигательной установкой на химическом топливе и двигательной установкой с электрическим ракетным двигателем, разгонный блок, многоступенчатый ракетоноситель.

Выведение на траекторию облета Луны может быть осуществлено при помощи многоступенчатого ракетоносителя. При этом перевод спутника на траекторию облета Луны может быть осуществлен работой последней ступени носителя или специального разгонного блока. Переход на промежуточную орбиту может быть осуществлен с использованием разгонного блока, после чего его целесообразно отделить от спутника, либо с помощью двигательной установки на химическом топливе спутника.

Перевод спутника с промежуточной орбиты на геостационарную осуществляется либо с использованием двигательной установки спутника на химическом топливе, либо с помощью двигательной установки с электрическим двигателем.

Формула изобретения

1. Способ выведения спутника на геостационарную орбиту, при котором его выводят на траекторию облета Луны, воздействуют на спутник ее гравитационным полем и изменяют при этом плоскость полета спутника, а на нисходящей ветви траектории облета Луны переводят спутник на геостационарную орбиту, отличающийся тем, что на нисходящей ветви траектории облета Луны сначала осуществляют переход спутника на промежуточную орбиту с высотой перицентра не менее 40 000 км над поверхностью Земли, с которой затем переводят спутник на геостационарную орбиту.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что при переводе спутника с промежуточной орбиты на геостационарную орбиту на него воздействуют реактивной силой величиной не более 0,001% земного веса спутника.

РИСУНКИ

Рисунок 1