專利名稱：使用高度偏心軌道和大氣制動(dòng)方法發(fā)射衛(wèi)星的方法和系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及在非共面軌道上同時(shí)發(fā)射衛(wèi)星的方法和系統(tǒng)，其中主衛(wèi)星被放在發(fā)射器上，該發(fā)射器適合于將所述的主衛(wèi)星實(shí)際上直接發(fā)射到主最終軌道，其中主最終軌道的軌道參數(shù)具有主偏心率值、主傾斜角值和主遠(yuǎn)地點(diǎn)值。而且其中至少有一顆輔衛(wèi)星被放在發(fā)射器上，該發(fā)射器將被發(fā)射到具有輔偏心率值、輔傾斜角和輔遠(yuǎn)地點(diǎn)值的軌道參數(shù)的輔最終軌道上，這些軌道參數(shù)明顯地不同于主軌道參數(shù)的對(duì)應(yīng)值，主軌道參數(shù)由發(fā)射器提供并被應(yīng)用于與輔衛(wèi)星同時(shí)發(fā)射的主衛(wèi)星。
兩顆或多顆衛(wèi)星的發(fā)射通常在共面或相同偏心率的軌道上進(jìn)行。
在某些情況下，例如H-2發(fā)射器的第二次發(fā)射，在主衛(wèi)星被放置到低的圓形軌道上之后，在啟動(dòng)發(fā)射器的最后一個(gè)階段之前，發(fā)射器的最后一個(gè)階段被二次啟動(dòng)以將輔衛(wèi)星發(fā)射到與地球相對(duì)位置保持不變的轉(zhuǎn)移軌道上。在這種情況下，被放置到同一發(fā)射器上的兩顆衛(wèi)星的軌道差不多仍然保持共面。
不利的是，還有很多將衛(wèi)星發(fā)射到不共面軌道上的需求。特別是將主衛(wèi)星發(fā)射到傾斜和最好是極面的低圓形軌道上，將輔衛(wèi)星發(fā)射到與地球相對(duì)位置保持不變的軌道上，或?qū)嶋H上將眾多衛(wèi)星發(fā)射到傾斜角明顯不同(如0°，55°，65°)的軌道上的情況。
實(shí)際上，因?yàn)橛贸Ｒ?guī)方法改變低軌道的傾斜角的代價(jià)是非常昂貴的，所以從來(lái)不認(rèn)為這種類型的任務(wù)是可行的。例如，從日同步極面軌道轉(zhuǎn)移到赤道低圓形軌道需要的速度增量為11km/s，該值就與將一個(gè)探測(cè)器從地球發(fā)射到太陽(yáng)軌道所需要的增量值一樣大。
當(dāng)發(fā)射單顆衛(wèi)星時(shí)，已利用了天體力學(xué)的優(yōu)點(diǎn)，天體力學(xué)定律提供了改變衛(wèi)星軌道傾斜角所需增加的速度隨著轉(zhuǎn)移軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)的增加而遞減的規(guī)律。
實(shí)際上，PROTON發(fā)射器已利用了該特性，它將單顆衛(wèi)星發(fā)射到地球同步軌道上衛(wèi)星被放到超級(jí)同步軌道上，并在位于50,000km到90,000km高度范圍遠(yuǎn)地點(diǎn)對(duì)傾斜角進(jìn)行修正(大約為50°)，從而可優(yōu)化所需提供的總體速度增加值。在這種情況下，需要的速度增加值為每秒幾百米(m/s)那樣小。
軌道的偏心率越大，所需要的速度增加值越小。而且，軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)的增加超過(guò)36,000km時(shí)不需要大的速度增加。
可利用來(lái)自月球的萬(wàn)有引力幫助改變傾斜角。從而，在與本發(fā)明專利申請(qǐng)同一天登記的以歐洲公司(societe Europeene)的名義發(fā)動(dòng)機(jī)的法國(guó)專利申請(qǐng)中，有關(guān)于利用來(lái)自月球的萬(wàn)有引力幫助將衛(wèi)星同時(shí)發(fā)射到非共面軌道的方法如系統(tǒng)的描述。在那種情況下，能夠使軌道傾斜率改變所需的速度增加值由來(lái)自月球的萬(wàn)有引力幫助來(lái)提供。然而，萬(wàn)有引力作用的應(yīng)用將使調(diào)整從7天延長(zhǎng)到28天。不利的是，還有需要能使轉(zhuǎn)移時(shí)間更短的情況，此時(shí)不是通過(guò)來(lái)自月球的萬(wàn)有引力幫助而是通過(guò)推動(dòng)進(jìn)程方式實(shí)現(xiàn)速度的增加將是更可取的。
本發(fā)明試圖尋找用低成本使衛(wèi)星可能被同時(shí)發(fā)射到非共面軌道上的方法。
更具體地講，本發(fā)明試圖尋找將衛(wèi)星發(fā)射到軌道上裝載的推動(dòng)系統(tǒng)所使用的能量值顯著地減少的方法，但衛(wèi)星并不被所有衛(wèi)星的發(fā)射器直接地發(fā)射到與其最終軌道靠近的軌道上，在沒(méi)有來(lái)自月球的萬(wàn)有引力幫助的情況下完成發(fā)射。
通過(guò)將衛(wèi)星同時(shí)發(fā)射到非共面軌道上的方法來(lái)實(shí)現(xiàn)這些目標(biāo)，其中主衛(wèi)星被放置到發(fā)射器上，該發(fā)射器適合于將所述的主衛(wèi)星實(shí)際上直接地發(fā)射到主最終軌道上，其中主最終軌道的軌道參數(shù)具有主偏心率值，主傾斜角值和主遠(yuǎn)地點(diǎn)值。而且其中至少有一顆輔衛(wèi)星被放在發(fā)射器上，該發(fā)射器將被發(fā)射到具有輔偏心率值，輔傾斜角值和輔遠(yuǎn)地點(diǎn)值的軌道參數(shù)的輔最終軌道上。這些軌道參數(shù)明顯地不同于主軌道參數(shù)的對(duì)應(yīng)值，主軌道參數(shù)由發(fā)射器提供并被應(yīng)用于與輔衛(wèi)星同時(shí)發(fā)射的主衛(wèi)星。
本方法的特征在于，將輔衛(wèi)星放在其軌道上，進(jìn)行第一調(diào)整整以將其轉(zhuǎn)移到更高的橢圓形待命軌道上，該軌道具有典型地位于50,000km到400,000km范圍的遠(yuǎn)地點(diǎn)，及位于原始軌道平面內(nèi)的半主軸；在第二次調(diào)整期間(位于待命軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)的臨近區(qū)域)，待命軌道的傾斜角和近地點(diǎn)被改變以將輔衛(wèi)星發(fā)射到過(guò)渡軌道；進(jìn)行第三次調(diào)整實(shí)現(xiàn)過(guò)渡軌道的中途修正；并進(jìn)行第四次調(diào)整，其中包括在過(guò)渡軌道的近地點(diǎn)附近應(yīng)用大氣制動(dòng)的至少一個(gè)步驟，降代過(guò)渡軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)的高度，在過(guò)渡軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)對(duì)輔衛(wèi)星施加推力的過(guò)程中進(jìn)行第五次調(diào)整從而升高其近地點(diǎn)并將過(guò)渡軌道轉(zhuǎn)移到所說(shuō)的由傾斜的低軌道構(gòu)成的輔最終軌道。
確定待命軌道的TA周期從而使所述的待命軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)可從地球站上看到，而且從地球站控制在待命軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)附近進(jìn)行的第二次調(diào)整。用于過(guò)渡軌道中途修正的第三次調(diào)整使中間軌道的近地點(diǎn)能定位在80km到140km范圍之內(nèi)的高度。
包括使用大氣制動(dòng)至少一個(gè)步驟的第四次調(diào)整，以這樣的方式利用輔衛(wèi)星的高度控制，使所述衛(wèi)星的制動(dòng)軸與其速度矢量實(shí)際上是一致的。
具體實(shí)施中，第四次調(diào)整包括一系列實(shí)施大氣制整動(dòng)的步驟，從而在每一步驟中降低過(guò)渡軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)高度。
本發(fā)明還提供將多個(gè)輔衛(wèi)星同時(shí)發(fā)射到由低高度軌道而且實(shí)際上是不同傾斜角的低圓形軌道構(gòu)成的最終軌道上，同時(shí)將一顆主衛(wèi)星放置到由低傾斜角地球同步轉(zhuǎn)移軌道，或由超級(jí)地球同步轉(zhuǎn)移軌道構(gòu)成的主最終軌道上的方法。該方法的特征在于第二次調(diào)整期間，待命軌道的半軌道(half-orbit)位置處的中途修正在每個(gè)輔衛(wèi)星上分開(kāi)進(jìn)行，其目的在于使每個(gè)輔衛(wèi)星在待命軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)對(duì)準(zhǔn)不同變化的傾斜角，并且在第三次調(diào)整期間，為了使每個(gè)處于過(guò)渡軌道的每顆輔衛(wèi)星調(diào)整每個(gè)過(guò)渡軌道的每個(gè)近地點(diǎn)高度而進(jìn)行第二次中途修正。
在一變化例中，本發(fā)明還提供將多個(gè)輔衛(wèi)星同時(shí)發(fā)射到由低高度軌道構(gòu)成的最終軌道上，同時(shí)將主衛(wèi)星放置到由低傾斜角地球同步轉(zhuǎn)移軌道或超級(jí)地球同步轉(zhuǎn)移軌道構(gòu)成的主最終軌道上的方法。該方法特征在于，在第一次調(diào)整期間，通過(guò)提供非常小的速度增量，輔衛(wèi)星被轉(zhuǎn)移到稍微不同的超級(jí)同步待命軌道上，在第二次調(diào)整期間，所有的輔衛(wèi)星進(jìn)行相同的傾斜角變化從而將它們發(fā)射到周期不同的相似的過(guò)渡軌道上，導(dǎo)致各個(gè)輔衛(wèi)星經(jīng)過(guò)中間軌道的近地點(diǎn)的次數(shù)不同，從而在第五次調(diào)整的后期，各種輔衛(wèi)星被發(fā)射到由傾斜低軌道構(gòu)成的同一最終軌道上，雖然它們處在相位互相不同但緊挨道的軌道上。
本發(fā)明還提供了一套用于實(shí)施上述方法的衛(wèi)星發(fā)射系統(tǒng)，其特征在于它包含發(fā)射器，部置在適用于將所述的主衛(wèi)星實(shí)際上直接發(fā)射到主最終軌道的發(fā)射器上的主衛(wèi)星；及至少一顆輔衛(wèi)星，它們被設(shè)計(jì)成能被發(fā)射到不同于所述主最終軌道的輔最終軌道上，而且其中輔衛(wèi)星裝配有星載計(jì)算機(jī)和一套化學(xué)助推系統(tǒng)，該系統(tǒng)由一個(gè)安裝在所述輔衛(wèi)星上的主助推器組成，和姿態(tài)控制助推器。
按照具體的特征，所述的輔衛(wèi)星包括一個(gè)星球傳感器，一個(gè)可變場(chǎng)地球傳感器，包括在星載計(jì)算機(jī)中能計(jì)算推進(jìn)向量和地球衛(wèi)星方向及太陽(yáng)衛(wèi)星方向間夾角天體位置推算表，從而在調(diào)整的同時(shí)確定輔整衛(wèi)星的姿態(tài)。
而且，所述的輔衛(wèi)星可能進(jìn)一步包括陀螺，它控制姿態(tài)控制助推器，姿態(tài)控制助推器使輔衛(wèi)星的星體旋轉(zhuǎn)從而使主助推器對(duì)準(zhǔn)目標(biāo)方向。
本發(fā)明還提供了實(shí)施上述所提到方法的發(fā)射系統(tǒng)，其特征在于它包含一個(gè)發(fā)射器，部置在適用于將所述的主衛(wèi)星實(shí)際上直接發(fā)射到主最終軌道上的發(fā)射器上的主衛(wèi)星，及至少一顆輔衛(wèi)星，它們被設(shè)計(jì)成能被發(fā)射到不同于所述的主最終軌道的輔最終軌道上，而且其中輔衛(wèi)星裝配有星載計(jì)算機(jī)和一套電力助推系統(tǒng)，該電力助推系統(tǒng)包括至少一個(gè)安裝在所述的輔衛(wèi)星上高級(jí)特性的脈沖電力助推器，該電力助推器可以是離子型的，電弧噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)型的，或封閉電子漂移型的。
在具體實(shí)施例中，輔衛(wèi)星包括一個(gè)用于獲取地球位置的可變場(chǎng)地球地平線傳感器，及確定輔衛(wèi)星姿態(tài)的感應(yīng)輪，及為電力助推器實(shí)施控制關(guān)系的星載計(jì)算機(jī)，該控制關(guān)系的實(shí)施使地球衛(wèi)星方向穩(wěn)定地垂直于助推矢量。
在另一個(gè)具體實(shí)施例中，輔衛(wèi)星包括一個(gè)星球傳感器，及一個(gè)包括在星載計(jì)算機(jī)中的用以確定所述輔衛(wèi)星姿態(tài)的天體位置推算表，和用以確定所述輔衛(wèi)星姿態(tài)的感應(yīng)輪，和實(shí)施電力助推器控制關(guān)系的星載計(jì)算機(jī)，該控制關(guān)系使慣性方向穩(wěn)定地與助推矢量方向保持一致。
有利的是，輔衛(wèi)星的星體位置由至少兩個(gè)激光后向反射器提供，在第三次調(diào)整時(shí)的中途修正之前用激光測(cè)距術(shù)能確定所述輔整衛(wèi)星的非常精確位置。
化學(xué)助推系統(tǒng)和電力助推系統(tǒng)可同時(shí)安裝在同一顆衛(wèi)星上。
輔衛(wèi)星可能包括至少二個(gè)太陽(yáng)能電池板，它們與輔衛(wèi)星的星體對(duì)稱，或至少一個(gè)太陽(yáng)能電池板和一個(gè)隔熱罩。
參考附圖，本發(fā)明的其它特征和優(yōu)點(diǎn)可從下面的作為例子的發(fā)明具體實(shí)施例的描述中顯示出來(lái)，其中

圖1為本發(fā)明方法一個(gè)示例圖，它用于將一顆方衛(wèi)星發(fā)射到地球同步軌道上，將從地球同步軌道轉(zhuǎn)移過(guò)來(lái)的一顆輔衛(wèi)星發(fā)射到太陽(yáng)同步軌道上；圖2為適用于在應(yīng)用發(fā)明方法中執(zhí)行軌道轉(zhuǎn)移的衛(wèi)星星載系統(tǒng)的可能配置方框圖；圖3為如何將隔熱罩提供給一顆衛(wèi)星以執(zhí)行本發(fā)明方法中的部分調(diào)整工作的方框圖，即姿態(tài)獲取調(diào)整和在極度橢圓化的待命軌道上點(diǎn)火以將衛(wèi)星發(fā)射到過(guò)渡軌道上。
參考圖1描述本發(fā)明方法的實(shí)施。
兩顆衛(wèi)星A和B被安裝在普通發(fā)射器上，該發(fā)射器適用于將衛(wèi)星A和B發(fā)射到地球10的地球同步轉(zhuǎn)移軌道12上。
主衛(wèi)星B在所述軌道12的點(diǎn)1被發(fā)射，以在地球同步軌道15上按其自己的方式被放置。在經(jīng)過(guò)近地點(diǎn)2時(shí)，可能與發(fā)射器的第一階段有關(guān)的衛(wèi)星A，從發(fā)射器收到一個(gè)助推力2a，將衛(wèi)星發(fā)射到如下面所定義的周期為TA的橢圓待命軌道12bis上。變化實(shí)施方案中，衛(wèi)星A僅與發(fā)射器分離，且衛(wèi)星A的化學(xué)型主助推系統(tǒng)在區(qū)域3被點(diǎn)火。由衛(wèi)星助推器提供的推力將衛(wèi)星發(fā)射到待命軌道12bis上。
當(dāng)衛(wèi)星A處于待命軌道12bis的遠(yuǎn)地點(diǎn)19時(shí)，而且當(dāng)它處于衛(wèi)星中嵌入的姿態(tài)控制系統(tǒng)提供的適用的慣性方向時(shí)，衛(wèi)星A的主助推器點(diǎn)火的改變傾斜角5a，這種改變使衛(wèi)星A被轉(zhuǎn)移到位于太陽(yáng)同步平面中或預(yù)定的低圓形軌道平面PH內(nèi)的橢圓形軌道14上。軌道14的近地點(diǎn)位于80km至170km范圍之間的高度內(nèi)。為了改善近地點(diǎn)高度，最好在區(qū)5b內(nèi)進(jìn)行中途修正。
然后，在考慮14a、14b、14c情況下，相繼的經(jīng)過(guò)近地點(diǎn)6a和6b允許被減小軌道的近地點(diǎn)19a，19b直至獲得遠(yuǎn)地點(diǎn)一般小于1000km的一個(gè)軌道。在最后的調(diào)整中，衛(wèi)星A的推進(jìn)系統(tǒng)在遠(yuǎn)地點(diǎn)19c提供推動(dòng)力使軌道11變圓，從而使軌道變得與太陽(yáng)同步或傾斜。
可以利用由于地球在地球的平化(flattening)引起的節(jié)進(jìn)動(dòng)將衛(wèi)星通過(guò)期望的太陽(yáng)同步軌道的上層節(jié)點(diǎn)的時(shí)間調(diào)整到期望值。
上面所說(shuō)明的調(diào)整考慮了下面的一般情況·軌道的偏心率越大(遠(yuǎn)地點(diǎn)越高)，調(diào)整其傾斜角所要求的速度增量越小，這樣的軌道被稱為“超級(jí)同步”；·雖然遠(yuǎn)地點(diǎn)高度的增加相當(dāng)明顯(從36,000km到60,000km～400,000km)，從地球同步轉(zhuǎn)移軌道(GTO)轉(zhuǎn)向超級(jí)同步轉(zhuǎn)移軌道時(shí)，由發(fā)射器提供的增加速度非常小(小于600m/s)；及·當(dāng)需要將橢圓軌道變成低圓形軌道時(shí)，并不需要提供大量的制動(dòng)控制量，因?yàn)橄嗬^穿過(guò)上層大氣層的近地點(diǎn)的大氣制動(dòng)，使通過(guò)利用最小的發(fā)射劑消耗(修正推力)來(lái)減小遠(yuǎn)地點(diǎn)的高度成為可能。另外，如果穿過(guò)大氣層時(shí)產(chǎn)生的熱流量可以限制在6kw/m2的話，就沒(méi)有必要提供任何特別的防護(hù)。
在同時(shí)發(fā)射眾多衛(wèi)星的情況下，在不借助來(lái)自月球萬(wàn)有引力幫助情況下，本發(fā)明方法使眾衛(wèi)星中的至少一顆衛(wèi)星從地球同步轉(zhuǎn)移軌道轉(zhuǎn)多到至少一個(gè)傾斜的低圓形軌道成為可能。
因?yàn)橄旅嬖蛟摲椒ㄌ貏e值得一提，參考圖1和3的說(shuō)明如下1.主衛(wèi)星B被發(fā)射到輕微傾斜的轉(zhuǎn)移軌道上(當(dāng)從kourou發(fā)射時(shí)典型值為7°)，同時(shí)輔衛(wèi)星A(或衛(wèi)星群A，C，D)被發(fā)射到具有較大傾斜角和超級(jí)同步的轉(zhuǎn)移軌道12bis上。既可以通過(guò)發(fā)射器初始階段，也可以通過(guò)衛(wèi)星A的助推系統(tǒng)，或衛(wèi)星，C和D的助推系統(tǒng)獲得軌道12bis。
2.在超級(jí)同步軌道12bis的遠(yuǎn)地點(diǎn)19附近，衛(wèi)星A取提供獲得取期望傾斜角的助推方向一致的方向。
改變傾斜角最好發(fā)生在局部的月球附近，從而使太陽(yáng)能電池板被最大限度地照射。
傾斜角的改變可由陀螺或僅由星球傳感器測(cè)量。
3.衛(wèi)星A的主助推器(與地球同步衛(wèi)星的遠(yuǎn)地點(diǎn)助推器等效)被點(diǎn)火。衛(wèi)星A轉(zhuǎn)向期望傾斜角值的軌道14。
4.重新建立衛(wèi)星A的標(biāo)稱姿態(tài)(工作面面向地球10)。
5.為了將近地點(diǎn)姿態(tài)(6a)調(diào)整為從大氣制動(dòng)中受益的正確值的目的在區(qū)域5b進(jìn)行中途軌道修正。
6a.衛(wèi)星A的太陽(yáng)能電池板取向于其速度矢量從而獲得穩(wěn)定的大氣制動(dòng)(熱輻射小于6km/m2)。
7a.多次經(jīng)過(guò)近地點(diǎn)能使近地點(diǎn)19a，19b被減少到期望值19c(范圍為600km～1200km)。
6b.變化方案中，為了在經(jīng)過(guò)單主軌道時(shí)進(jìn)行大氣制動(dòng)，衛(wèi)星A的太陽(yáng)能電池板被折疊到隔熱罩的后面。
7b.遠(yuǎn)地點(diǎn)19達(dá)到期望值19c(直接地或經(jīng)過(guò)幾個(gè)軌道后將遠(yuǎn)地點(diǎn)高度調(diào)整到期望值)。
8.通過(guò)在遠(yuǎn)地點(diǎn)19c點(diǎn)火增加近地點(diǎn)高度6b。然后將衛(wèi)星定位于其標(biāo)稱軌道11。
上面的例程可被應(yīng)用到任意數(shù)目的衛(wèi)星(A、C、D)，它們可被同時(shí)發(fā)射，從而使在非共面軌道上利用單次發(fā)射發(fā)射一個(gè)星群成為可能。
在本發(fā)明的一個(gè)方面，天體力學(xué)的限制和發(fā)射的限制被協(xié)調(diào)。
從而，在遠(yuǎn)地點(diǎn)19附近的第二次調(diào)整過(guò)程中，為了從地面站控制衛(wèi)星A的可見(jiàn)度狀況中受益，橢圓軌道12bis的半周期TA有必要與12小時(shí)減去發(fā)射地點(diǎn)與地面站間的相對(duì)經(jīng)度的倍數(shù)相等。如果地面站位于發(fā)射點(diǎn)的附近，那么超級(jí)同步軌道的半周期TA必須接近于12小時(shí)或24小時(shí)的倍數(shù)。這決定了遠(yuǎn)地點(diǎn)19的高度。
而且，人們應(yīng)當(dāng)觀察到為了將橢圓軌道轉(zhuǎn)變成一個(gè)低圓形軌道，沒(méi)有必要提供一個(gè)巨大的制動(dòng)增加量。相繼穿過(guò)上層大氣層使在近地點(diǎn)的大氣制動(dòng)能夠用最小的推進(jìn)劑消耗(僅為了執(zhí)行幾個(gè)修正推動(dòng)需要的推進(jìn)劑)減小遠(yuǎn)地點(diǎn)的高度。另外，當(dāng)穿過(guò)大氣層時(shí)產(chǎn)生的熱輻射可被限制在6kw/m2，而沒(méi)有必要需要任何特別的熱隔離。
參考圖2接下來(lái)是實(shí)施本發(fā)明的衛(wèi)星發(fā)射系統(tǒng)示例描述。
未在附圖中畫出的一個(gè)常規(guī)發(fā)射器與主衛(wèi)星B和至少一顆輔衛(wèi)星A相聯(lián)系，其示例如圖2所示。發(fā)射器適用于將主衛(wèi)星B實(shí)際上直接地發(fā)射到其最終軌道上，因而所述的衛(wèi)星B可以全部常規(guī)地只包括用于提供微小軌道修正推力的修正助推裝置。
輔衛(wèi)星A(它必須能在與發(fā)射架分離之后和到達(dá)最終軌道之前執(zhí)行各種調(diào)整)包括一臺(tái)與時(shí)鐘212相聯(lián)系的星載計(jì)算機(jī)211及裝備有存儲(chǔ)器的數(shù)據(jù)處理裝置213，213用于確定自動(dòng)導(dǎo)航的天體位置推算表。
衛(wèi)星A裝配有一套助推系統(tǒng)，它可以是化學(xué)或電力類型的。圖2顯示了裝備有兩種類型助推系統(tǒng)衛(wèi)星A時(shí)的情況。
因而，衛(wèi)星200的星體包含至少一個(gè)氙氣罐201，為至少兩個(gè)化學(xué)助推器203通過(guò)一個(gè)擴(kuò)展器/過(guò)濾器/閥門組件202提供燃料，其中的助推器可能是具有封閉電子漂移的離子型，或可能是電弧發(fā)動(dòng)機(jī)類型。由至少一個(gè)太陽(yáng)能電池板204提供電能，通過(guò)機(jī)械臂215和旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)205為衛(wèi)星供電。為了多次經(jīng)過(guò)時(shí)的大氣制動(dòng)，最好有兩個(gè)與衛(wèi)星星體對(duì)稱的電池板。
衛(wèi)星可最好有兩個(gè)激光反射器207，它們被安裝在兩個(gè)相對(duì)面上可以非常精確地確定衛(wèi)星相對(duì)于地球或月球的距離(在Apollo和LUNAKHOD任務(wù)中最初為了太空試驗(yàn)而具有其自己的表面激光反射器)，從而使大氣制動(dòng)能非常準(zhǔn)確地指向內(nèi)部通路(inlet corridor)。
衛(wèi)星還可能裝有一套化學(xué)助推系統(tǒng)(即肼系統(tǒng)或雙助推劑系統(tǒng))，該系統(tǒng)至少包含一個(gè)助推器208，其助推力(幾百牛頓)能夠以脈沖方式提供連續(xù)的速度遞增，助推器208與一套或多套助推罐209相聯(lián)并與陀螺相聯(lián)的姿態(tài)控制助推器210相聯(lián)。
衛(wèi)星還包括一個(gè)可變場(chǎng)地球傳感器206，及至少一個(gè)提供兩個(gè)角度校正的星球傳感器214(太陽(yáng)傳感器或星球傳感器)。
星球傳感器214和可變場(chǎng)地球傳感器206，和包含在星載計(jì)算機(jī)211之中的天體位置推算表一起，用于計(jì)算推動(dòng)矢量和地球衛(wèi)星及太陽(yáng)衛(wèi)星方向之間的夾角，從而在衛(wèi)星A的調(diào)整過(guò)程中確定其姿態(tài)。
陀螺控制姿態(tài)控制助推器210，姿態(tài)控制助推器210使輔衛(wèi)星星體旋轉(zhuǎn)，從而使主助推器208指向目標(biāo)方向。
星載計(jì)算機(jī)211控制兩個(gè)助推系統(tǒng)。
第一實(shí)施例中，可變場(chǎng)地球地平線傳感器206能獲得地球位置，而感應(yīng)輪保持衛(wèi)星A的姿態(tài)。星載計(jì)算機(jī)211實(shí)施電力助推器203的控制關(guān)系，其中助推器203在于使助推器矢量與地球衛(wèi)星方向的垂直關(guān)系保持穩(wěn)定。
另一實(shí)施例中，星球傳感器214和包含在星載計(jì)算機(jī)211中的星球位置推算表用于確定衛(wèi)星A的姿態(tài)。感應(yīng)輪控制衛(wèi)星姿態(tài)。星載計(jì)算機(jī)211實(shí)施電力助推器的控制關(guān)系，其中電力助推器在于使助推矢量與慣性矢量指向一致。
這可以利用安裝在將要發(fā)射到軌道的衛(wèi)星上的低功率助推系統(tǒng)以中等速度遞增量的代價(jià)實(shí)現(xiàn)，該發(fā)明方法使以某種方式改變軌道平面成為可能，在假定必須嚴(yán)格控制星載質(zhì)量的前提下，該種方式不能用實(shí)施常規(guī)轉(zhuǎn)移的化學(xué)助推系統(tǒng)直接實(shí)現(xiàn)。
下面表1(單位為km/s)具體說(shuō)明了首先為了常規(guī)轉(zhuǎn)移其次為了與本發(fā)明方法相一致的轉(zhuǎn)移以及為了在沒(méi)有考慮的平面間改變軌道的各種示例所需要的速度增量。
表1常規(guī)轉(zhuǎn)移速度增量與本發(fā)明速度增量的比較(單位km/s)常規(guī)轉(zhuǎn)移 本發(fā)明中的轉(zhuǎn)移太陽(yáng)同步軌道/GSO 6 3+0.5+0.1GTO/太陽(yáng)同步軌道(或任意傾斜角的圓形軌4.7 0.7+0.3+0.2道)改變傾斜角60°(在低圓形軌道間) 7.5 3+0.2+0.1當(dāng)說(shuō)明一顆衛(wèi)星能被從地球同步軌道轉(zhuǎn)移到傾斜的低圓形軌道上時(shí)，上面描述了本發(fā)明的第一應(yīng)用方案。
在這種情況下，主衛(wèi)星B被發(fā)射到GTO或超級(jí)同步轉(zhuǎn)移軌道15。輔衛(wèi)星A被發(fā)射到遠(yuǎn)地點(diǎn)高度19足夠遠(yuǎn)的超級(jí)同步待命軌道12bis，并在遠(yuǎn)地點(diǎn)19修正傾斜角。
在通過(guò)相繼穿過(guò)大氣層來(lái)消除遠(yuǎn)地點(diǎn)19a，19b和使軌道變圓的情況下，在5b區(qū)修正軌道使將近地點(diǎn)高度調(diào)整到80km到160km的高度范圍成為可能。
本發(fā)明方法不但使利用單個(gè)發(fā)射器將兩顆不同衛(wèi)星發(fā)射到非共面軌道成為可能；而且也使不僅僅衛(wèi)星B發(fā)射到地球同步軌道，而且也使將衛(wèi)星A、C、D星座同時(shí)發(fā)射到具有不同傾斜角軌道上成為可能。
在這種情況下，衛(wèi)星A、C和D被發(fā)射到GTO軌道12bis或基本上在赤道附近的超級(jí)同步轉(zhuǎn)移軌道上。分別在每個(gè)所述衛(wèi)星A、C、D上進(jìn)行的，在區(qū)5C內(nèi)的中途校正使每個(gè)衛(wèi)星指向在區(qū)5a不同傾斜角變化的軌道成為可能。區(qū)5b的第二次中途修正(在返回半途軌道上)能夠調(diào)整每個(gè)近地點(diǎn)的高度。通過(guò)大氣制動(dòng)和前面描述的修正脈沖使軌道變圓。
本發(fā)明還使將衛(wèi)星A、C、D星座發(fā)射到期望傾斜角，但周期不同的軌道上成為可能。
利用非常小的速度增量，衛(wèi)星A、C、D被發(fā)射到稍微不同的超級(jí)同步軌道12bis上。
對(duì)于全部衛(wèi)星A、C、和D來(lái)說(shuō)，在區(qū)5a修正傾斜角是一樣的，但周期的差異(相對(duì)值很小但絕對(duì)值可能為幾個(gè)小時(shí)的量級(jí))導(dǎo)致近地點(diǎn)通過(guò)次數(shù)(假定為基本在赤道附近)的不同，因而導(dǎo)致根據(jù)大氣制動(dòng)所確定周期的不同。當(dāng)利用隔熱罩216時(shí)，本方法能使星系被快速地發(fā)射到目的軌道上。(而不是通過(guò)利用不同進(jìn)程需要一個(gè)多月的常規(guī)方法)。
權(quán)利要求
1.將衛(wèi)星同時(shí)發(fā)射到非共面軌道上的方法，其中主衛(wèi)星(B)被放置到發(fā)射器上，該發(fā)射器適用于將所述的主衛(wèi)星(B)實(shí)際上直接地發(fā)射到具有主偏心率值，主傾斜角值和主遠(yuǎn)地點(diǎn)值等主軌道參數(shù)的最終主軌道(15)上，而且其中至少一顆輔衛(wèi)星(A)被放置到發(fā)射器上，該發(fā)射器將被發(fā)射到具有輔偏心率值，輔傾斜角值和輔遠(yuǎn)地點(diǎn)值等輔軌道參數(shù)的最終輔軌道上，這些軌道參數(shù)基本上不同于由發(fā)射器提供的并被應(yīng)用到主衛(wèi)星(B)的主軌道參數(shù)的相應(yīng)值，主衛(wèi)星(B)與輔衛(wèi)星(A)被同時(shí)發(fā)射。該方法特征在于，將輔衛(wèi)星(A)發(fā)射到其軌道上，進(jìn)行第一次調(diào)整將衛(wèi)星(A)在第一次調(diào)整期間轉(zhuǎn)移到非常橢圓化的待命軌道上，待命軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)(19)的典型定位值在50,000km～400,000km之間，而且待命軌道的半主軸位于初始軌道平面(12)內(nèi)，在待命軌道(12bis)的遠(yuǎn)地點(diǎn)(19)附近進(jìn)行的第二次調(diào)整期間，改變待命軌道(12bis)的傾斜角和近地點(diǎn)將輔衛(wèi)星(A)發(fā)射到過(guò)渡軌道(14)上；為中途校正(5b)過(guò)渡軌道(14)進(jìn)行的第三次調(diào)整，它包括在過(guò)渡軌道近地點(diǎn)(6a，6b)附近利用大氣制動(dòng)的至少一個(gè)步驟；執(zhí)行第四次調(diào)整，以降低過(guò)渡軌道(14，14a，14b，14c)的遠(yuǎn)地點(diǎn)高度(19，19a，19b，19c)；執(zhí)行第五次調(diào)整，其間在過(guò)渡軌道(14c)的遠(yuǎn)地點(diǎn)(19c)向輔衛(wèi)星(A)提供脈沖從而提高其近地點(diǎn)，并將過(guò)渡軌道(14c)轉(zhuǎn)移到所述的由傾斜低軌道構(gòu)成的最終輔軌道(11)上。
2.根據(jù)權(quán)利要求1的方法，其特征在于確定待命軌道(12bis)的周期TA從而使所述的待命軌道(12bis)的遠(yuǎn)地點(diǎn)(19)從地面站上是可見(jiàn)的，以及使待命軌道(12bis)的遠(yuǎn)地點(diǎn)(19)附近進(jìn)行的第二次調(diào)整可由地球站控制。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2的方法，其特征在于用于過(guò)渡軌道(14)的中途修正(5b)的第三次調(diào)整使過(guò)渡軌道(14)的近地點(diǎn)(6a)能定位在80km～140km的高度范圍內(nèi)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1至3中任一項(xiàng)的方法，其特征在于第四次調(diào)整，其中第四次調(diào)整包括實(shí)施大氣制整動(dòng)的至少一個(gè)步驟，它以這樣的方式利用輔衛(wèi)星(A)的姿態(tài)控制使所述衛(wèi)星的制動(dòng)軸真正地與其速度的矢量方向一致。
5.根據(jù)權(quán)利要求1至4中的任何一項(xiàng)方法，其特征在于第四次調(diào)整包括一系列實(shí)施大氣制整動(dòng)的步驟，從而在每一步驟中降低過(guò)渡軌道(14，14a，14b)的遠(yuǎn)地點(diǎn)高度(19，19a，19b)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1至5中的任何一項(xiàng)的方法，其特征在于為了將眾多的輔衛(wèi)星(A、C、D)同時(shí)發(fā)射到其最終輔軌道上，其最終輔軌道由低高度軌道，特別是不同傾斜角的低圓形軌道構(gòu)成，同時(shí)將主衛(wèi)星(B)發(fā)射到其最終主軌道上，其最終主軌道由低傾斜角地球同步轉(zhuǎn)移軌道或超級(jí)地球同上轉(zhuǎn)移軌道構(gòu)成。該方法特征在于，第二次調(diào)整期間，在待命軌道(12bis)的半軌道位置對(duì)每個(gè)輔衛(wèi)星(A、C、D)分別地執(zhí)行中途修正(5c)，從而使每個(gè)輔衛(wèi)星(A、C、D)在待命軌道(12bis)的遠(yuǎn)地點(diǎn)指向不同變化的傾斜角，在第三次調(diào)整期間，在每個(gè)過(guò)渡軌道(14)為每個(gè)輔衛(wèi)星(A、C、D)執(zhí)行第二次中途修正(5b)，以調(diào)整每個(gè)過(guò)渡軌道(14)的每個(gè)近地點(diǎn)高度。
7.根據(jù)權(quán)利要求1至5中的任何一項(xiàng)的方法，其特征在于為了將眾多輔衛(wèi)星(A、C、D)同時(shí)發(fā)射到其最終軌道上，其最終軌道由低高度軌道構(gòu)成，同時(shí)將主衛(wèi)星(B)發(fā)射到最終主軌道(15)上，其最終主軌道(15)由低傾斜角地球同步轉(zhuǎn)移軌道或超級(jí)地球同步轉(zhuǎn)移軌道構(gòu)成。該方法特征在于，第一次調(diào)整期間，通過(guò)提供非常微小的速度增量將輔衛(wèi)星(A、C、D)轉(zhuǎn)移到稍微不同的超級(jí)同步待命軌道(12bis)上，并在第二次調(diào)整期間，在全部輔衛(wèi)星(A、C、D)上執(zhí)行期望的傾斜角改變，從而將它們發(fā)射到具有不同周期的相同過(guò)渡軌道(14)上，導(dǎo)致各種輔衛(wèi)星(A、C、D)經(jīng)過(guò)過(guò)渡軌道(14)近地點(diǎn)的次數(shù)不同，從而在第五次調(diào)整的后期，各種輔衛(wèi)星被發(fā)射到同樣的最終軌道(11)上，該軌道由傾斜的低軌道構(gòu)成，但其相位互相不同。
8.實(shí)施權(quán)利要求1方法的衛(wèi)星發(fā)射系統(tǒng)，其特征在于它包含一個(gè)發(fā)射器；裝配在發(fā)射器上的一顆主衛(wèi)星(B)，該發(fā)射器適用于將所述的衛(wèi)星(B)實(shí)際上直接地發(fā)射到主最終軌道上；及至少一顆輔衛(wèi)星(A、C、D)，它們被設(shè)計(jì)成發(fā)射到輔最終軌道上，該輔最終軌道不同于所述的主最終軌道，而且在輔衛(wèi)星(A、C、D)上裝備有星載計(jì)算機(jī)(211)和化學(xué)助推系統(tǒng)，和姿態(tài)控制助推器(210)，化學(xué)助推系統(tǒng)包含一個(gè)安裝在所說(shuō)輔衛(wèi)星(A、C、D)上的主助推器(208)。
9.實(shí)施權(quán)利要求1方法的衛(wèi)星發(fā)射系統(tǒng)，其特征在于它包含一個(gè)發(fā)射器；裝備在發(fā)射器上的一顆主衛(wèi)星(B)該發(fā)射器適用于將所述的衛(wèi)星(B)實(shí)際上直接地發(fā)射到主最終軌道上；及至少一顆輔衛(wèi)星(A、C、D)，它們被設(shè)計(jì)成發(fā)射到輔最終軌道上，該輔最終軌道不同于所述的主最終軌道，而且在輔衛(wèi)星(A、C、D)上裝備有星載計(jì)算機(jī)(211)和電力助推系統(tǒng)，該電力助推系統(tǒng)包含至少一個(gè)高度專業(yè)化的脈沖電力助推器，它安裝在所說(shuō)輔衛(wèi)星(A、C、D)上，電力助推器(203)可以是離子類型，電弧發(fā)動(dòng)機(jī)類型、或封閉電子漂移型的。
10.根據(jù)權(quán)利要求8的系統(tǒng)，其特征在于所述的輔衛(wèi)星(A、C、D)包括一個(gè)星球傳感器(214)，一個(gè)可變現(xiàn)場(chǎng)地球傳感器(206)，及一個(gè)星球位置推算表，它被包括在星載計(jì)算機(jī)(211)上，使助推矢量和地球衛(wèi)星和太陽(yáng)衛(wèi)星方向間夾角的計(jì)算成為可能，從而在調(diào)整過(guò)程中決定輔衛(wèi)星(A、C、D)的姿態(tài)。
11.根據(jù)權(quán)利要求11的系統(tǒng)，其特征在于所述的輔衛(wèi)星(A、C、D)進(jìn)一步地包括陀螺，它控制姿態(tài)控制助推器(210)使輔衛(wèi)星的星體旋轉(zhuǎn)從而使輔衛(wèi)星指向主助推器(208)。
12.根據(jù)權(quán)利要求8～11中的任一系統(tǒng)，其特征在于輔衛(wèi)星(A、C、D)的星體位置被至少兩個(gè)激光反射器(207)提供，在第三次調(diào)整的中途修正調(diào)整之前，使用激光遙測(cè)技術(shù)來(lái)非常精確地確定所述的輔衛(wèi)星(A、C、D)的位置成為可能。
13.根據(jù)權(quán)利要求9的系統(tǒng)，其特征在于輔衛(wèi)星(A、C、D)包括一個(gè)可變的現(xiàn)場(chǎng)地球地平線傳感器(206)，用于獲取地球位置，及用以確定輔衛(wèi)星的姿態(tài)的感應(yīng)輪，而且其中星載計(jì)算機(jī)(211)實(shí)施電力助推器(203)的控制關(guān)系，電力助推器(203)在于使助推矢量穩(wěn)定地與地球衛(wèi)星方向保持正交。
14.根據(jù)權(quán)利要求9的系統(tǒng)，其特征在于輔衛(wèi)星(A、C、D)包括一個(gè)星球傳感器(214)和包括在星載計(jì)算機(jī)中的一個(gè)星球位置推算表，它用于確定所述的輔衛(wèi)星的姿態(tài)，以及用以確定所述輔衛(wèi)星姿態(tài)的感應(yīng)輪，而且其中星載計(jì)算機(jī)(211)實(shí)施電力助推器(203)的控制關(guān)系，電力助推器(203)在于使助推器矢量指向慣性方向。
15.根據(jù)權(quán)利要求8～14中任何一個(gè)系統(tǒng)，其特征在于輔衛(wèi)星(A、C、D)包括至少兩個(gè)太陽(yáng)能電池板(204)，它們被對(duì)稱地安裝在所述輔衛(wèi)星(A、C、D)的星體上。
16.根據(jù)權(quán)利要求8～14中的任何一個(gè)系統(tǒng)，其特征在于輔衛(wèi)星(A、C、D)包括至少一個(gè)太陽(yáng)能電池板(204)，和一個(gè)隔熱罩(216)。
全文摘要
發(fā)射器將主衛(wèi)星實(shí)際上直接地發(fā)射到最終軌道(15)上。由同一個(gè)發(fā)射器承載的輔衛(wèi)星最初被轉(zhuǎn)移到一個(gè)待命軌道(12bis)上,該軌道非常橢圓化,其半主軸位于初始軌道平面內(nèi)(12)。待命軌道(12bis)的傾斜角和近地點(diǎn)在待命軌道(12bis)的遠(yuǎn)地點(diǎn)(19)附近被改變,從而將輔衛(wèi)星發(fā)射到過(guò)渡軌道(14)上。
文檔編號(hào)B64G1/00GK1195630SQ9712627
公開(kāi)日1998年10月14日 申請(qǐng)日期1997年12月30日 優(yōu)先權(quán)日1996年12月31日
發(fā)明者克里斯托福·考貝爾, 多米尼克·瓦倫蒂安 申請(qǐng)人:航空發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)和研究公司