Метод за изстрелване на космически кораб в геостационарна орбита с помощта на малки двигатели
Притежатели на патента RU 2586945:
Изобретението се отнася до междуорбитално маневриране на космически кораб (SC). Методът включва изстрелване на космически кораб в трансферна орбита с нулев наклон от двигатели с висока тяга. Перигейът на тази орбита се намира под геостационарната орбита (GSO), а апогейът е над GSO. Повторното вкарване на космическия кораб в GSO се извършва от двигатели с ниска тяга, работещи непрекъснато, с изключение на две симетрични неефективни секции на предавателната орбита. В този случай ориентацията на космическия кораб в инерционното пространство е непроменена и слънчевите панели са фиксирани под ъгъл до 30 ° спрямо посоката към Слънцето. Едновременно с промяната в ексцентричността на трансферната орбита се променя скоростта на дрейфа на космическия кораб в необходимата посока и добавянето на ексцентричност се комбинира с намаляване на географската дължина. Като двигател с ниска тяга се използва стандартен електрически реактивен двигател за корекция на дължина на космическия кораб. Техническият резултат от изобретението е намаляване на периода на пускане на космическия кораб в GSO и минимизиране на разходите за гориво за допълнително изстрелване на космически кораби. 1 wp f-ly, 4 кал.
Изобретението се отнася до космическите технологии, по-специално до изстрелването на космически кораб в геостационарна орбита.
Съществува метод за изстрелване на космически кораб в дадена орбита с помощта на двигатели с ниска тяга, чиято същност е разкрита в патента "Метод и система за изстрелване на космически кораб в дадена орбита с помощта на двигатели с висок специфичен импулс" (RU 2212363 C2, B64G 1/00). Методът се състои в изстрелване на космически кораб в дадена орбита от оригинална елипсовидна орбита, различна от нея, включва отделяне на космическия кораб от ракетата-носител в първоначалната орбита и интерорбитален полет, състоящ се от две фази, по траектория, образувана от множество от междинни орбити, когато комплектът е включен двигатели с висок специфичен импулс, докато по време на първата фаза на интерорбиталния полет в началото на непрекъснатата работа на двигателите на всяка следваща орбита, височината на апогея и увеличаването на височината на перигея на текущата междинна орбита се изпълняват, след това по време на втората фаза на междуорбиталния полет в края на непрекъснатата работа на двигателите, когато ексцентричността на текущата междинна орбита на космическия кораб е близка до ексцентричността на дадената крайна орбита на космическият кораб при всяка следваща орбита намалява височината на апогея и височината на перигея на текущата междинна орбита.
Недостатъкът на този метод е необходимостта от непрекъсната промяна на ориентацията на космическия кораб по време на интерорбиталния полет, свързан с предложената програма за полет, което води до усложняване на софтуера на системата за отношение и стабилизация, както и софтуера на командата и измервателна система, свързана с необходимостта от постоянен контрол на ъгловото положение на апарата в космоса. В допълнение, поради факта, че по траекториите на междуорбиталния полет има участъци, при които генерирането на тяга в предложената посока е неефективно, има неефективен разход на гориво за двигатели с голям специфичен импулс. И също така, поради постоянната работа на задвижващите механизми на системата за насочване и стабилизиране в режима за преориентация на космическия кораб, има увеличение на разхода на гориво за двигатели с отношение и свързано с това увеличаване на масата на горивото за двигатели с позиция.
Най-близък по техническа същност до предложения метод за изстрелване на космически кораб в геостационарна орбита е „Методът за изстрелване на космически кораб в дадена орбита с помощта на двигатели с ниска тяга“ (патент RU 2208557 C1, B64G 1/00), същността на което е да изстреля космически кораб, използвайки средства за изстрелване с двигател с висока тяга в първоначална елиптична орбита с височина на перигея под височината на перигея на дадена орбита, височина на апогея над височината на апогея на дадена орбита и стойност на наклон, която също се различава от стойността на наклона на дадена орбита, последвана от допълнително вкарване на космическия кораб в целевата орбита с помощта на малка тяга на двигателите, докато траекторията на допълнителното впръскване включва участъци за забавяне в перигеевата област и участъци за ускорение с промяна в наклона на орбитата в областта на апогея и стойностите на ъгловите сектори на двигателите с ниска тяга в областите на апогея и перигея и максималната стойност на ъгъла на отклонение на вектора на тягата по протежение new се избира константа за целия етап на допълнително излюпване. Този метод за изстрелване на космически кораб в геостационарна орбита е взет като прототип.
Недостатъкът на този метод е периодичната необходимост от промяна на ориентацията на космическия кораб в секцията за ускорение и необходимостта от връщане на първоначалната ориентация в секцията за забавяне, което усложнява софтуера на системата за ориентация и стабилизация, а също така увеличава необходимото захранване на работния флуид за ориентиращи двигатели, свързан с голям брой маневри за преориентация на космическите кораби.
Целта на изобретението е да намали времето за пускане на космическия кораб в експлоатация чрез комбиниране на допълнителното изстрелване на космическия кораб в геостационарната орбита с извеждането му до работната точка в геостационарната орбита, като същевременно минимизира разхода на гориво за ориентиращите двигатели и двигатели, използвани за добавяне на космически кораб.
Проблемът се решава чрез метода за изстрелване на космически кораб в геостационарна орбита, който се състои в това, че космическият кораб се изстрелва с помощта на ракети-носители с двигател с висока тяга в прехвърляща орбита с нулев наклон, с перигея под височината на геостационарната орбита и с апогей над височината на геостационарната орбита, от която космическият кораб се извежда в геостационарна орбита с помощта на двигатели с ниска тяга, непрекъснато работещи по цялата предавателна орбита, с изключение на две симетрично разположени участъци от предавателната орбита, при които работата на двигателите с ниска тяга е неефективна, характеризираща се с това, че ориентацията на космическия кораб е в инерционното пространство остава непроменена през целия стадий след изстрелването и едновременно с промяната в ексцентричността на орбитата, скоростта на дрейфа на космическия кораб в необходимата посока се променя и ексцентриситетът след изстрелването се комбинира с по дължина, докато стандартно електрическо задвижване за коригиране на дължина на космическия кораб се използва като двигател с ниска тяга и за да се осигури необходимия енергиен баланс на космическия кораб, нормалът на слънчевите панели е предварително зададен под ъгъл до 30 ° по отношение на посоката към Слънцето и е фиксиран в това положение.