使用高度偏心轨道和大气制动方法发射卫星的方法技术

发射器将主卫星实际上直接地发射到最终轨道（１５）上。由同一个发射器承载的辅卫星最初被转移到一个待命轨道（１２ｂｉｓ）上，该轨道非常椭圆化，其半主轴位于初始轨道平面内（１２）。待命轨道（１２ｂｉｓ）的倾斜角和近地点在待命轨道（１２ｂｉｓ）的远地点（１９）附近被改变，从而将辅卫星发射到过渡轨道（１４）上。（*该技术在2017年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及在非共面轨道上同时发射卫星的方法和系统，其中主卫星被放在发射器上，该发射器适合于将所述的主卫星实际上直接发射到主最终轨道，其中主最终轨道的轨道参数具有主偏心率值、主倾斜角值和主远地点值。而且其中至少有一颗辅卫星被放在发射器上，该发射器将被发射到具有辅偏心率值、辅倾斜角和辅远地点值的轨道参数的辅最终轨道上，这些轨道参数明显地不同于主轨道参数的对应值，主轨道参数由发射器提供并被应用于与辅卫星同时发射的主卫星。两颗或多颗卫星的发射通常在共面或相同偏心率的轨道上进行。在某些情况下，例如H-2发射器的第二次发射，在主卫星被放置到低的圆形轨道上之后，在启动发射器的最后一个阶段之前，发射器的最后一个阶段被二次启动以将辅卫星发射到与地球相对位置保持不变的转移轨道上。在这种情况下，被放置到同一发射器上的两颗卫星的轨道差不多仍然保持共面。不利的是，还有很多将卫星发射到不共面轨道上的需求。特别是将主卫星发射到倾斜和最好是极面的低圆形轨道上，将辅卫星发射到与地球相对位置保持不变的轨道上，或实际上将众多卫星发射到倾斜角明显不同(如0°，55°，65°)的轨道上的情况。实际上，因为用常规方法改变低轨道的倾斜角的代价是非常昂贵的，所以从来不认为这种类型的任务是可行的。例如，从日同步极面轨道转移到赤道低圆形轨道需要的速度增量为11km/s，该值就与将一个探测器从地球发射到太阳轨道所需要的增量值一样大。当发射单颗卫星时，已利用了天体力学的优点，天体力学定律提供了改变卫星轨道倾斜角所需增加的速度随着转移轨道远地点的增加而递减的规律。实际上，PROTON发射器已利用了该特性，它将单颗卫星发射到地球同步轨道上卫星被放到超级同步轨道上，并在位于50,000km到90,000km高度范围远地点对倾斜角进行修正(大约为50°)，从而可优化所需提供的总体速度增加值。在这种情况下，需要的速度增加值为每秒几百米(m/s)那样小。轨道的偏心率越大，所需要的速度增加值越小。而且，轨道远地点的增加超过36,000km时不需要大的速度增加。可利用来自月球的万有引力帮助改变倾斜角。从而，在与本专利技术专利申请同一天登记的以欧洲公司(societe Europeene)的名义发动机的法国专利申请中，有关于利用来自月球的万有引力帮助将卫星同时发射到非共面轨道的方法如系统的描述。在那种情况下，能够使轨道倾斜率改变所需的速度增加值由来自月球的万有引力帮助来提供。然而，万有引力作用的应用将使调整从7天延长到28天。不利的是，还有需要能使转移时间更短的情况，此时不是通过来自月球的万有引力帮助而是通过推动进程方式实现速度的增加将是更可取的。本专利技术试图寻找用低成本使卫星可能被同时发射到非共面轨道上的方法。更具体地讲，本专利技术试图寻找将卫星发射到轨道上装载的推动系统所使用的能量值显著地减少的方法，但卫星并不被所有卫星的发射器直接地发射到与其最终轨道靠近的轨道上，在没有来自月球的万有引力帮助的情况下完成发射。通过将卫星同时发射到非共面轨道上的方法来实现这些目标，其中主卫星被放置到发射器上，该发射器适合于将所述的主卫星实际上直接地发射到主最终轨道上，其中主最终轨道的轨道参数具有主偏心率值，主倾斜角值和主远地点值。而且其中至少有一颗辅卫星被放在发射器上，该发射器将被发射到具有辅偏心率值，辅倾斜角值和辅远地点值的轨道参数的辅最终轨道上。这些轨道参数明显地不同于主轨道参数的对应值，主轨道参数由发射器提供并被应用于与辅卫星同时发射的主卫星。本方法的特征在于，将辅卫星放在其轨道上，进行第一调整整以将其转移到更高的椭圆形待命轨道上，该轨道具有典型地位于50,000km到400,000km范围的远地点，及位于原始轨道平面内的半主轴；在第二次调整期间(位于待命轨道远地点的临近区域)，待命轨道的倾斜角和近地点被改变以将辅卫星发射到过渡轨道；进行第三次调整实现过渡轨道的中途修正；并进行第四次调整，其中包括在过渡轨道的近地点附近应用大气制动的至少一个步骤，降代过渡轨道远地点的高度，在过渡轨道远地点对辅卫星施加推力的过程中进行第五次调整从而升高其近地点并将过渡轨道转移到所说的由倾斜的低轨道构成的辅最终轨道。确定待命轨道的TA周期从而使所述的待命轨道的远地点可从地球站上看到，而且从地球站控制在待命轨道远地点附近进行的第二次调整。用于过渡轨道中途修正的第三次调整使中间轨道的近地点能定位在80km到140km范围之内的高度。包括使用大气制动至少一个步骤的第四次调整，以这样的方式利用辅卫星的高度控制，使所述卫星的制动轴与其速度矢量实际上是一致的。具体实施中，第四次调整包括一系列实施大气制整动的步骤，从而在每一步骤中降低过渡轨道的远地点高度。本专利技术还提供将多个辅卫星同时发射到由低高度轨道而且实际上是不同倾斜角的低圆形轨道构成的最终轨道上，同时将一颗主卫星放置到由低倾斜角地球同步转移轨道，或由超级地球同步转移轨道构成的主最终轨道上的方法。该方法的特征在于第二次调整期间，待命轨道的半轨道(half-orbit)位置处的中途修正在每个辅卫星上分开进行，其目的在于使每个辅卫星在待命轨道的远地点对准不同变化的倾斜角，并且在第三次调整期间，为了使每个处于过渡轨道的每颗辅卫星调整每个过渡轨道的每个近地点高度而进行第二次中途修正。在一变化例中，本专利技术还提供将多个辅卫星同时发射到由低高度轨道构成的最终轨道上，同时将主卫星放置到由低倾斜角地球同步转移轨道或超级地球同步转移轨道构成的主最终轨道上的方法。该方法特征在于，在第一次调整期间，通过提供非常小的速度增量，辅卫星被转移到稍微不同的超级同步待命轨道上，在第二次调整期间，所有的辅卫星进行相同的倾斜角变化从而将它们发射到周期不同的相似的过渡轨道上，导致各个辅卫星经过中间轨道的近地点的次数不同，从而在第五次调整的后期，各种辅卫星被发射到由倾斜低轨道构成的同一最终轨道上，虽然它们处在相位互相不同但紧挨道的轨道上。本专利技术还提供了一套用于实施上述方法的卫星发射系统，其特征在于它包含发射器，部置在适用于将所述的主卫星实际上直接发射到主最终轨道的发射器上的主卫星；及至少一颗辅卫星，它们被设计成能被发射到不同于所述主最终轨道的辅最终轨道上，而且其中辅卫星装配有星载计算机和一套化学助推系统，该系统由一个安装在所述辅卫星上的主助推器组成，和姿态控制助推器。按照具体的特征，所述的辅卫星包括一个星球传感器，一个可变场地球传感器，包括在星载计算机中能计算推进向量和地球卫星方向及太阳卫星方向间夹角天体位置推算表，从而在调整的同时确定辅整卫星的姿态。而且，所述的辅卫星可能进一步包括陀螺，它控制姿态控制助推器，姿态控制助推器使辅卫星的星体旋转从而使主助推器对准目标方向。本专利技术还提供了实施上述所提到方法的发射系统，其特征在于它包含一个发射器，部置在适用于将所述的主卫星实际上直接发射到主最终轨道上的发射器上的主卫星，及至少一颗辅卫星，它们被设计成能被发射到不同于所述的主最终轨道的辅最终轨道上，而且其中辅卫星装配有星载计算机和一套电力助推系统，该电力助推系统包括至少一个安装在所述的辅卫星上高级特性的脉冲电力助推器，该电力助推器可以是离子型的，电弧喷气发动机型的，或封闭电子漂移型的。在具体实施例中，本文档来自技高网...

【技术保护点】
将卫星同时发射到非共面轨道上的方法，其中主卫星（Ｂ）被放置到发射器上，该发射器适用于将所述的主卫星（Ｂ）实际上直接地发射到具有主偏心率值，主倾斜角值和主远地点值等主轨道参数的最终主轨道（１５）上，而且其中至少一颗辅卫星（Ａ）被放置到发射器上，该发射器将被发射到具有辅偏心率值，辅倾斜角值和辅远地点值等辅轨道参数的最终辅轨道上，这些轨道参数基本上不同于由发射器提供的并被应用到主卫星（Ｂ）的主轨道参数的相应值，主卫星（Ｂ）与辅卫星（Ａ）被同时发射。该方法特征在于，将辅卫星（Ａ） 发射到其轨道上，进行第一次调整将卫星（Ａ）在第一次调整期间转移到非常椭圆化的待命轨道上，待命轨道的远地点（１９）的典型定位值在５０，０００ｋｍ～４００，０００ｋｍ之间，而且待命轨道的半主轴位于初始轨道平面（１２）内，在待命轨道（１２ｂｉｓ）的远地点（１９）附近进行的第二次调整期间，改变待命轨道（１２ｂｉｓ）的倾斜角和近地点将辅卫星（Ａ）发射到过滤轨道（１４）上；为中途校正（５ｂ）过渡轨道（１４）进行的第三次调整，它包括在过渡轨道近地点（６ａ，６ｂ）附近利用大气制动的至少一个步骤；执行第四次调整，以降低过渡轨道（１４，１４ａ，１４ｂ，１４ｃ）的远地点高度（１９，１９ａ，１９ｂ，１９ｃ）；执行第五次调整，其间在过渡轨道（１４ｃ）的远地点（１９ｃ）向辅卫星（Ａ）提供脉冲从而提高其近地点，并将过渡轨道（１４ｃ）转移到所述的由倾斜低轨道构成的最终辅轨道（１１）上。...

【技术特征摘要】
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【专利技术属性】
技术研发人员：克里斯托福考贝尔，多米尼克瓦伦蒂安，
申请(专利权)人：航空发动机的结构和研究公司，
类型：发明
国别省市：FR[法国]