Способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту с использованием двигателей малой тяги

 

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

Рисунок 1, Рисунок 2