Патент на изобретение №2207306

(54) СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ГЕОСТАЦИОНАРНУЮ ОРБИТУ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ

(57) Реферат:

Использование: в космической технике. Сущность изобретения: способ выведения космического аппарата (КА) на геостационарную (ГСО) орбиту с использованием двигателей малой тяги состоит в выведении космического аппарата с двигателем большой тяги на начальную эллиптическую орбиту с высотой перигея ниже высоты геостационарной орбиты, высотой апогея выше высоты геостационарной орбиты и величиной наклонения плоскости орбиты, также отличной от величины наклонения геостационарной орбиты. Величины угловых секторов работы двигателей малой тяги в области апогея и перигея и максимальную величину угла отклонения вектора тяги по рысканию выбирают постоянными на всем этапе выведения. Высота апогея определяется формулой
H_a[км]=f(i[град.])=51517,7+127,252i-3,95566i²+0,365229i³-0,00401338i⁴+1,0184210^-5i⁵10000,
где i – наклонение переходной высокоэллиптической орбиты. Технический результат заключается в том, что выведение КА на геостационарную орбиту позволяет минимизировать продолжительность выведения КА и затраты на управление выведением КА на ГСО. 2 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для довыведения космических аппаратов (КА) с переходных высокоэллиптических орбит на геостационарную орбиту (ГСО).

Известен способ выведения КА на квазикруговую конечную орбиту, в качестве которой можно рассматривать и ГСО, с некоторой исходной квазикруговой орбиты отделения КА от носителя [1]. Данный способ выведения заключается в следующем. После отделения КА от носителя и перехода его в полетную конфигурацию осуществляют единственное включение двигательной установки малой тяги (ДУ МТ) на разгон в непрерывном режиме. При этом траектория КА представляет из себя постепенно раскручивающуюся спираль. В процессе раскрутки происходит также изменение наклонения плоскости текущей орбиты посредством отклонения вектора тяги по углу рыскания. Причем величину угла отклонения вектора тяги по рысканию изменяют в зависимости от текущей высоты орбиты и ее наклонения к плоскости экватора таким образом, чтобы высота и наклонение ГСО достигались одновременно.

Недостатками данного способа выведения являются значительная продолжительность выведения КА на ГСО и необходимость непрерывного расчета угла отклонения вектора тяги по рысканию. Требование непрерывного расчета угла отклонения вектора тяги по рысканию в течение продолжительного времени приводит к необходимости применять сложную систему управления, осуществлять постоянный контроль параметров текущей орбиты с помощью наземных средств, что увеличивает стоимость всего КА и процесса его выведения.

Наиболее близким по технической сути является способ выведения на заданную орбиту, в том числе ГСО, космического аппарата с использованием двигателей, обладающих большим удельным импульсом и малой тягой, приведенный в [2] , когда ГСО формируют путем непрерывной работы ДУ в течение всего этапа выведения. Причем в области апогея вектор тяги ориентируют таким образом, чтобы осуществлять как подъем высоты перигея, так и изменять наклонение орбиты, а в области перигея таким образом, чтобы уменьшать высоту апогея и изменять наклонение орбиты. При этом величину максимального угла отклонения вектора тяги по рысканию для изменения наклонения плоскости орбиты изменяют от витка к витку и выбирают таким образом, чтобы достижение заданного наклонения рабочей орбиты совпало с достижением высот апогея и перигея заданных конечных значений. Благодаря этому осуществляют индивидуальный контроль высоты перигея и апогея в предварительно определенных постоянных направлениях.

Недостатком такого способа выведения является необходимость расчета нового значения угла отклонения вектора тяги по рысканию и, следовательно, сложность и дороговизна системы управления, а также сложность в управлении КА, требующей постоянного контроля баллистических параметров текущей орбиты КА на каждом витке и ввод их в бортовую систему управления, что может быть затруднено из-за ограниченного числа наземных измерительных пунктов (НИП).

Задачей изобретения является упрощение и удешевление системы управления и самого процесса управления выведением КА на геостационарную орбиту, а также минимизация продолжительности времени выведения, что также уменьшает стоимость выведения.

Задача решается тем, что в способе выведения космического аппарата на геостационарную орбиту с использованием двигателей малой тяги, состоящем в выведении космического аппарата с помощью средств выведения с двигателем большой тяги на начальную эллиптическую орбиту с высотой перигея ниже высоты геостационарной орбиты, высотой апогея выше высоты геостационарной орбиты и величиной наклонения плоскости орбиты, также отличной от наклонения геостационарной орбиты, и включающем участки торможения в области перигея и разгона с изменением наклонения орбиты в области апогея, величины угловых секторов работы ДУ МТ в области апогея и перигея и максимальную величину угла отклонения вектора тяги по рысканию выбирают постоянными для всего этапа выведения, при этом высота апогея переходной высокоэллиптической орбиты при высоте ее перигея _п5000 км лежит в диапазоне, определяемом формулой:
Н_а[км]=f(i[град.])=51517,7+127,252i-3,95566i²+0,365229i³-0,00401338i⁴+1,0184210^-5i⁵10000,
где i – наклонение переходной высокоэллиптической орбиты.

Использование переходной орбиты с указанными значениями высот перигея и апогея позволяет минимизировать продолжительность выведения КА с ДУ МТ на ГСО и, следовательно, затраты на управление выведением КА на ГСО, увеличить его рабочий ресурс и, следовательно, получаемую от эксплуатации КА прибыль.

На фиг. 1 представлена схема рабочих участков ДУ МТ при выведении КА с эллиптической переходной орбиты на геостационарную орбиту, а на фиг.2 – зависимость верхней и нижней границ высоты апогея высокоэллиптической переходной орбиты от ее наклонения.

На фиг. 1 позициями 1 и 2 обозначены соответственно точки перигея и апогея переходной орбиты, позицией 3 обозначен участок работы ДУ МТ КА в области перигея 1 на понижение высоты апогея, а позицией 4 – участок работы ДУ МТ КА в области апогея 2 на повышение высоты перигея и изменение наклонения орбиты. Позициями 5 обозначены пассивные участки траектории.

На фиг. 2 позицией 1 обозначена верхняя граница значений высоты апогея высокоэллиптической переходной орбиты, а позицией 2 – ее нижняя граница.

Способ выведения осуществляется следующим образом.

После вывода КА с ДУ МТ на высокоэллиптическую переходную орбиту с высотой перигея Н_п5000 км и высотой апогея, лежащей в диапазоне высот, определяемых формулой:
Н_а[км]=f(i[град.])=51517,7+127,252i-3,95566i²+0,365229i³-0,00401338i⁴+1,0184210^-5i⁵10000,
где коэффициенты в формуле имеют соответствующую размеренность и являются безразмерными,
величина 10000 определяет верхнюю и нижнюю границы диапазона возможных значений H_a,
i – наклонение переходной высокоэллиптической орбиты,
с помощью разгонного блока (РБ) с двигательной установкой большой тяги КА отделяется от разгонного блока, после чего осуществляют его выведение на геостационарную орбиту путем включения ДУ МТ на торможение в области перигея для понижения высоты апогея на угловом секторе истинной аномалии = ₁, где ₁90^{, и разгон в области апогея для подъема высоты перигея на угловом секторе истинной аномалии = 180₂, где ₂90. Также в области апогея осуществляется изменение наклонения плоскости орбиты путем отклонения вектора тяги F по рысканию на некоторый угол ||90. При этом значения углов ₁, ₂ и максимальное значение принимают постоянными на всем этапе выведения. В результате этого высоты апогея, перегея и величина наклонения плоскости орбиты к экватору достигают значений геостационарной орбиты одновременно естественным образом, т.е. без специального управления каждым параметром орбиты отдельно со стороны системы управления. Благодаря постоянству заданных угловых величин ₁, ₂ и , функцией системы управления является лишь своевременное включение ДУ МТ и отслеживание достижения заданных заранее величин управляющих углов в зависимости от . Это не требует перерасчета величины угла отклонения вектора тяги по рысканию для каждой промежуточной орбиты, что упрощает и значит удешевляет систему управления. Кроме этого, не требуется постоянный баллистический контроль параметров текущей орбиты с целью перерасчета величины угла отклонения вектора тяги по рысканию , что также снижает затраты на управление выведением КА на заданную рабочую орбиту. Кроме этого, выведение КА на промежуточную орбиту с высотами перигея и апогея, лежащими в указанном выше диапазоне, позволяет минимизировать продолжительность выведения КА с ДУ МТ на ГСО с помощью данного способа выведения, что позволяет минимизировать затраты на управление выведением КА на ГСО, увеличить его рабочий ресурс и, следовательно, получаемую от эксплуатации КА прибыль.}

Источники информации
1. В.Н.Лебедев. Расчет движения космического аппарата с малой тягой. Математические методы в динамике космических аппаратов. Выпуск 5, ВЦ АН СССР, М., 1968 г., с.47-50.

2. Заявка RU 97105571, 6 В 64 G 1/00, приоритет 05.04.96, опубл. 04.04.97.

Формула изобретения

Способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту с использованием двигателей малой тяги, состоящий в выведении космического аппарата с помощью средств выведения с двигателем большой тяги на начальную эллиптическую орбиту с высотой перигея ниже высоты геостационарной орбиты, высотой апогея выше высоты геостационарной орбиты и величиной наклонения плоскости орбиты, отличной от величины наклонения геостационарной орбиты, и включающий участки торможения в области перигея и участки разгона с изменением наклонения орбиты в области апогея, отличающийся тем, что величины угловых секторов работы двигателей малой тяги в области апогея и перигея и максимальную величину угла отклонения вектора тяги по рысканию выбирают постоянными на всем этапе выведения, при этом высоту перигея переходной высокоэллиптической орбиты выбирают равной или менее 5000 км, а высоту апогея переходной высокоэллиптической орбиты принимают равной величине, значение которой лежит в диапазоне, определяемом формулой
H_a[км]=f(i[град.])=51517,7+127,252i-3,95566i²+0,365229i³-0,00401338i⁴+1,0184210^-5i⁵10000,
где i – наклонение переходной высокоэллиптической орбиты.

РИСУНКИ

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 30.11.2005

Извещение опубликовано: 20.11.2006 БИ: 32/2006