Метод за изстрелване на космически кораб в геостационарна орбита с помощта на двигатели с ниска тяга

метод

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.

Постигнатият технически резултат е да се намали времето за пускане на космическия кораб в нормална експлоатация с едновременно минимизиране на разхода на гориво, както и в възможността да се използват стандартните подсистеми на космическия кораб, с минимална софтуерна модификация, за задачите на допълнително изстрелване на космическия кораб.

Изобретението се илюстрира с чертежи, които не обхващат и още повече не ограничават целия обхват на претенциите на това техническо решение, а са само илюстративни материали за конкретен случай на изпълнение:

Фиг. 1 показва пример за междинна орбита, в която се изстрелва космически кораб, използвайки последния етап на ракетата-носител или горния етап. Използват се следните конвенции: ХСCK, YCCK - осите X и Υ на съответната координатна система на космическия кораб; ХОК, YOCK - оси X и Υ на орбиталната координатна система на космическия кораб; HISK, YISK - оси X и Υ на инерционната координатна система; TLU - дължина на възходящия възел на орбитата; DK1 и DK2 - стандартни корекционни двигатели # 1 и # 2, съответно; IA - истинска аномалия; PVS - дясно изкачване на Слънцето в инерционната координатна система.

Фиг. 2 показва разположението на стандартните двигатели за корекция на дължина DK1 и DK2 на космическия кораб.

Фиг. 3 показва разположението на зоните "ускорение" и "забавяне" в предавателната орбита по време на изпълнението на допълнителното изстрелване. Използват се следните конвенции: HISK, UISK - X и Υ оси на инерционната координатна система; TLU - дължина на възходящия възел на орбитата.

Фиг. Фигура 4 показва схема на допълнителен електрически реактивен двигател DD за допълнителни задачи по изстрелване.

Методът за изстрелване на космически кораб в геостационарна орбита с помощта на двигатели с ниска тяга е както следва. Космическият кораб се изстрелва с ракети-носители с двигател с висока тяга в трансферна орбита с височина на апогея над височината на геостационарната орбита и височина на перигея под височината на геостационарната орбита, докато наклонът на трансферната орбита може да бъде или равна на нула, или да се различава от нула. За допълнително впръскване се използва един от стандартните двигатели на корекционната система и космическият кораб е ориентиран в инерционното пространство по такъв начин, че посоката на тягата на двигателя да съвпада с векторното произведение на вектора на Лаплас и вектора на площта и не се променят във всички точки на трансферната орбита (вж. фиг. 1). Освен това, както се вижда на фиг. 2, стандартните задвижващи устройства за корекция на дължина DK1 и DK2 на космическия кораб 1 могат да бъдат инсталирани под ъгъл α спрямо оста YSSK на съответната координатна система, техните линии на тяга 2 може да не съвпадат с оста XSSK на космическия кораб, което не засяга продължителността на допълнителната фаза на изстрелване на космическия кораб, но определя само положението на осите на свързаната координатна система в инерционната координатна система.

Едновременно с добавянето на космическия кораб към геостационарната орбита космическият кораб се прехвърля в работната точка на геостационарната орбита чрез промяна на орбиталния период на космическия кораб около Земята чрез коригиране на продължителността на работата на корекционния двигател в секциите за ускорение и забавяне посочени на фиг. 3 със знаци "+" и "-", съответно. Продължителността и местоположението на секциите за изключване на двигателите за корекция на постоянен ток зависи от разликата между географската дължина на работната точка на космическия кораб и дължина на точката на отделяне на космическия кораб от последния етап на ракетата-носител или горния етап, както и на необходимата скорост за привеждане на космическия кораб до оперативната точка.

За да се осигури необходимия енергиен баланс на космическия кораб, нормалът на слънчевите панели е предварително зададен под ъгъл не по-голям от + 30 ° по отношение на посоката към Слънцето и е фиксиран в това положение за период до 60 дни. След посочения период от време нормалът на слънчевите панели ще бъде под ъгъл не по-голям от -30 ° с посоката към Слънцето и еднократно завъртане на слънчевите панели под ъгъл 60 ° или 300 ° ще бъде в зависимост от възможностите на устройството за въртене на соларния панел.

За да се осигурят ресурсните характеристики на двигателите DK1 и DK2 и да се увеличи надеждността на работата на космическия кораб, е възможно, но не е необходимо, да се замени един работещ двигател с друг в процеса на допълнително изстрелване със съответна преориентация на осите на асоциирана координатна система на космическия кораб.

За да се намали допълнително продължителността на добавянето на космически кораб 1, може да се инсталира един (фиг. 4) или няколко допълнителни електрически реактивни двигателя (DD) с тяга, по-голяма от двигателите DK1 и DK2, и вектора на тягата 2 на DD двигателите е едновременно перпендикулярна и бинормална към равнината на трансферна орбита и оста на въртене на слънчевите панели на космическия кораб. Тези двигатели се използват изключително за задачите по допълнително изстрелване на космическия кораб.

Като се има предвид, че процесът на допълнителна орбита може да продължи дълго време (няколко месеца), през което е невъзможно да се коригира наклонът, първоначалният наклон се задава по такъв начин, че поради естественото развитие на трансферната орбита в процеса на допълнителна орбита наклонът на орбитата се намалява до нула до края на допълнителната орбита. Необходимата еволюция на наклон се постига чрез избор на време за изстрелване, което осигурява оптимална ориентация на орбиталната равнина в инерционното пространство.

1. Метод 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 надморската височина на геостационарна орбита и апогей над надморската височина на геостационарната орбита, от която се извършва допълнително изстрелване на космически кораб в геостационарна орбита с помощта на двигатели с ниска тяга, непрекъснато работещи по цялата предавателна орбита, с изключение на две симетрично разположени секции на трансферна орбита, при която работата на двигателите с ниска тяга е неефективна, характеризираща се с това, че по време на процеса след изстрелването ориентацията на космическия кораб в инерционното пространство остава непроменена през цялата фаза 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 настройката на географската дължина, докато e на двигателя с ниска тяга се използва стандартен електрически реактивен двигател за коригиране на географската дължина на космическия кораб 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.

2. Метод съгласно претенция 1, характеризиращ се с това, че за да се осигурят ресурсните характеристики на стандартните двигатели за корекция, космическият кораб се изстрелва допълнително от един от двата стандартни двигателя за корекция на дължина.