Винахід відноситься до космічної техніки, зокрема до виведення корисних навантажень на геостаціонарну орбіту. Згідно винаходу супутник (S) виводиться за допомогою останнього ступеня (L) ракети-носія на кругову орбіту поховання (C). Ця орбіта близька геостаціонарній (G), але досить віддалена від останньої (на
300 км) для того, щоб уникнути можливого контакту з геостаціонарними космічними об'єктами. Потім супутник відокремлюють від зазначеної останнього ступеня (L) і переводять переважно за допомогою його власної рухової установки на геостаціонарну орбіту (G). Для переходу може використовуватися двухімпульсная, наприклад гоманова, схема (R1. R2), в якій сумарна зміна орбітальної швидкості становить
11 м / с. Винахід виключає засмічення геостаціонарної орбіти відпрацьованими руховими ступенями, одночасно забезпечуючи раціональну енергетику виведення на цю орбіту супутника. 5 з.п.ф-ли, 4 іл.
Винахід стосується способу виведення штучного супутника на геостаціонарну орбіту.
Коли стоїть завдання про виведення штучного супутника на високо розташовану над Землею орбіту, звану "геостаціонарна" або "геосинхронной" (з періодом обертання, що дорівнює періоду обертання Землі навколо своєї осі за 24 години), то висновок супутника на цю орбіту, як правило, здійснюється після того, як супутник виведений на проміжну щодо геостаціонарної орбіту, тобто власне геостаціонарної орбіти апарат досягає з цієї проміжної орбіти з використанням своїх власних коштів для пересування. До теперішнього часу таке рішення вважалося найкращим компромісом між технічної та економічної сторонами проблеми як в питаннях використання ракетоносіїв, так і самих штучних супутників.
Однак сучасні більш потужні засоби для запуску супутників в даний час дозволяють виводити їх безпосередньо на геостаціонарну орбіту. З іншого боку, використання електротяги пристроїв на супутниках зважаючи на дуже малих значень тягового зусилля цих двигунів не дозволяє самим супутникам переходити на кінцеву орбіту.
Слід очікувати, що в недалекому майбутньому буде розроблена стандартна технологія прямого запуску супутника на геостаціонарну орбіту. В цьому випадку остання (або верхня) ступінь ракети-носія повинна доставляти супутник або супутники безпосередньо на геостаціонарну орбіту, а потім вона повинна бути переведена на так звану "орбіту-могильник" (орбіту поховання), розташовану приблизно на 300 км вище геостаціонарної орбіти, де вона повинна бути законсервована з тим, щоб не стати джерелом космічного сміття. Очевидно, що цей варіант створює багато технічних труднощів.
Перш за все, якщо мова йде про подвійне запуску, то можливість випуску несучої конструкції на геостаціонарній орбіті, мабуть, виключається. В результаті її доводиться зберігати в зістикованому стані з останньою сходинкою, щоб потім випустити на "орбіту-могильник" одночасно з цією останньою сходинкою.
Крім того, після відділення одного або декількох супутників доводиться знову включати в роботу двигун останнього ступеня (щонайменше один раз) для перекладу її на "орбіту-могильник". Один із запропонованих варіантів перекладу (так званий переклад Омана) полягає в тому, що конструкції повідомляється перший імпульс, що приводить до зміни швидкості в 5,5 м / с, витримується пауза о 12 годині і повідомляється другий імпульс зі зміною швидкості в 5,5 м / с і потім приступають до консервації ступені. Зрозуміло, були запропоновані інші, менш тривалі способи перекладу, але у всіх способах потрібно включення хоча б один раз маршового двигуна останнього ступеня і повідомлення їй імпульсу, що змінює її швидкість не менше ніж на 11 м / с.
Крім вирішення основного завдання виведення останнього ступеня на геостаціонарну орбіту необхідно виключити можливість збереження останнього ступеня на цій орбіті (не кажучи про можливість її вибуху і створення осколків, що загрожують існуванню геостаціонарних супутників).
Завданням цього винаходу є усунення перелічених недоліків.
Зазначена задача вирішується тим, що спосіб виведення на геостаціонарну орбіту штучного супутника за допомогою космічної ракети-носія відповідно до винаходу включає наступні етапи: а) складання з останнього ступеня цієї ракети-носія і супутника, призначеного для виведення на геостаціонарну орбіту, перш за все виводиться на кругову орбіту, звану "орбітою-могильником" і близьку до геостаціонарної, але досить від неї віддалену з тим, щоб не вступати в можливий контакт з розташованими на геостаціонарній орбіті космічними про 'ектамі, б) супутник відділяється від останнього ступеня, яка залишається на цій "орбіті-могильнику", і в) супутник переходить на геостаціонарну орбіту з цієї "орбіти-могильника".
Таким чином, перш ніж ракета-носій (її останній ступінь або крайова збірка носія) виведе супутник безпосередньо на геостаціонарну орбіту, вона доставляє його на орбіту, звану "орбіта-могильник". Остання щабель ракети-носія випускає супутник, який за допомогою своїх власних засобів пересування переходить на геостаціонарну орбіту (проте необхідну тут для перекладу супутника зусилля дуже невелика, і те, що супутник спочатку знаходиться на орбіті, відмінною від його кінцевого положення, може полегшити цей переклад ). У разі подвійного запуску ракета-носій випускає свою конструкцію, що несе супутник, безпосередньо на "орбіті-могильнику" (тобто ця структура не повинна бути пов'язана з останньою сходинкою ракети). Так як крайова щабель (або останній ступінь) виводиться безпосередньо на "орбіту-могильник", то в подальшому відпадає необхідність знову включати в роботу її двигун - залишається тільки її законсервувати.
Бажано, щоб в якості такої орбіти була обрана орбіта, віддалена від геостаціонарній на кілька сотень кілометрів, наприклад, щоб вона була вище геостаціонарної орбіти приблизно на 300 км.
Крім того, перевагою способу є те, що на етапі в): - за рахунок першого імпульсу домагаються зміщення перигею орбіти супутника на висоту геостаціонарної орбіти, - витримують паузу приблизно о 12 годині, коли супутник досягає перигею своєї нової орбіти і - за рахунок другого імпульсу переміщують апогей орбіти супутника на висоту геостаціонарної орбіти.
Зазначені перший і другий імпульси призводять до зміни швидкості супутника на 5,5 м / с і вони є імпульсами проти руху апарату в разі, коли "орбіта-могильник" розташована вище геостаціонарної орбіти.
Спосіб, відповідний винаходу, ілюструється кресленнями, де на фіг. 1-4 схематично представлені різні етапи способу виведення на геостаціонарну орбіту штучного супутника відповідно до винаходу.
Перш за все верхня збірка L ракети-носія з одним або декількома супутниками S виводиться на орбіту С, звану "орбітою-могильником", наприклад на орбіту, що має висоту на 300 км вище геостаціонарної G, тобто на орбіту, де виключений контакт з космічними об'єктами , що знаходяться на геостаціонарній орбіті. Нагадаємо, що геостаціонарна орбіта перебуває на відстані приблизно 36 000 км від поверхні Землі.
Згідно зображенню на фіг. 1 цей етап підрозділяється на кілька фаз: P1 - фаза запуску, коли працює двигун, починаючи з Землі Т, P2 - фаза балістичної траєкторії, P3 - друга фаза роботи двигуна (висновок на кругову "орбіту-могильник").
На "орбіті-могильнику" C від збірки L відділяється супутник або супутники S (фіг. 2). Скасуємо, що структури, що несуть супутники, можуть бути випущені на "орбіті-могильнику" C тільки з тією умовою, що вони не зіткнулися з ракетою-носієм або супутниками. Коли завдання, яке вирішується складанням L, завершена, збірка L залишається в законсервованому стані (зокрема, вона звільняється від всіх, хто знаходиться в ній газів і рідин) з тим, щоб виключити можливий вибух.
Кожен супутник S потім повинен бути переведений на геостаціонарну орбіту G з використанням їх індивідуальних засобів пересування (фіг. 3), але ця задача вимагає незначного витрати енергії.
Як приклад, що не обмежує спільність винаходи, можна розглянути наступну схему, якщо припустити, що здійснюється переказ за схемою Гомана з "орбіти-могильника", розташованої, наприклад, на 300 км вище геостаціонарної орбіти:
- перш за все, наприклад, на 300 км знижується перигей орбіти супутника або супутників (тобто перигей орбіти знижується до висоти геостаціонарної орбіти G) за рахунок дії імпульсу R1, спрямованого проти руху, наприклад, зміна швидкості становить 5,5 м / с (перша фаза включення двигуна супутника або схід з орбіти),
- витримується пауза о 12 годині (половина періоду руху по орбіті), коли супутник досягає перигею своєї нової орбіти G,
- знижують на 300 км апогей орбіти супутника (тобто супутник перекладається на геостаціонарну орбіту G) за рахунок використання зворотного імпульсу R2, що змінює швидкість на 5,5 м / с (друга фаза роботи двигуна супутника, тобто завершується формування його кругової орбіти),
- тепер супутник S знаходиться на геостаціонарній орбіті G і можна приступати до приведення його в робочий стан (фіг. 4).
1. Спосіб виведення на геостаціонарну орбіту штучного супутника, який запускають за допомогою космічного транспортного засобу, який відрізняється тим, що складання, що складається з останнього ступеня (L) зазначеного транспортного засобу і супутника (S), що виводиться на геостаціонарну орбіту (G), перш за все запускають на кругову орбіту поховання (с), близьку до геостаціонарної орбіти (G), але досить віддалену від останньої для того, щоб уникнути можливого контакту з космічними об'єктами, що знаходяться на геостаціонарній орбіті (G), потім спут нік (S) відокремлюють від зазначеної останнього ступеня (L), яка залишається на орбіті поховання (С), і здійснюють перехід супутника (S) на геостаціонарну орбіту (G) з вказаною орбіти поховання (С).
2. Спосіб за п.1, що відрізняється тим, що зазначена орбіта поховання (С) видалена за висотою від геостаціонарної орбіти (G) на кілька сотень кілометрів.
3. Спосіб за п.1, що відрізняється тим, що зазначена орбіта поховання (С) знаходиться на висоті близько 300 км над геостаціонарній орбітою (G).
4. Спосіб за допомогою одного з пп.1 - 3, що відрізняється тим, що на етапі переходу супутника (S) на геостаціонарну орбіту (G) з вказаною орбіти поховання (С) перш за все переводять перигей орбіти супутника (S) на висоту геостаціонарної орбіти ( G) в результаті впливу першого імпульсу (R1), потім витримують паузу приблизно в 12 год, поки супутник (S) не досягне перигею своєї нової орбіти, і переводять апогей орбіти супутника на висоту геостаціонарної орбіти (G) в результаті впливу другого імпульсу (R2 ).
5. Спосіб за п.4, що відрізняється тим, що зазначені перший та другий імпульси (R1, R2) призводять до зміни швидкості на 5,5 м / с.
6. Спосіб за п.4 або 5, що відрізняється тим, що зазначені перший та другий імпульси (R1, R2) спрямовані проти руху супутника.