Способ одновременного выведения группы спутников на некомпланарные орбиты (варианты)


 


Владельцы патента RU 2583507:

Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Группа изобретений относится к формированию систем ИСЗ с некомпланарными орбитами. Способ включает одновременное выведение группы ИСЗ ракетой-носителем (РН). При этом на РН устанавливают гиперзвуковой летательный аппарат (ГЛА), выводимый на баллистическую траекторию, в апогее которой ГЛА отделяют от РН. После отделения первого ИСЗ ГЛА совершает маневр в атмосфере для перехода на баллистическую траекторию в плоскости орбиты второго ИСЗ, который отделяют в апогее этой траектории. После отделения от ГЛА и/или от РН осуществляют компланарное выведение ИСЗ на заданные орбиты. Возможно использование нескольких ГЛА для нескольких групп ИСЗ. Техническим результатом группы изобретений является возможность оперативного запуска нескольких ИСЗ на некомпланарные орбиты. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники при формировании орбит систем искусственных спутников Земли, запускаемых одной ракетой-носителем. Объектом изобретения является способ одновременного выведения группы спутников на некомпланарные орбиты, в соответствии с которым ракета-носитель (РН) выводит гиперзвуковой летательный аппарат (ГЛА) на баллистическую траекторию, после отделения от ракеты-носителя ГЛА доставляет размещенные на нем спутники в заданные точки траектории, из которых осуществляется компланарное выведение спутников на заданные орбиты с помощью двигательных установок (ДУ) и систем управления спутников.

Одновременные запуски двух или нескольких спутников одним носителем обычно обеспечивают выведение этих спутников на компланарные орбиты с близкими значениями эксцентриситета.

В то же время существует важное требование, которое заключается в необходимости выведения различных спутников на некомпланарные орбиты, в частности выведение нескольких спутников на орбиты с сильно отличающимися величинами наклонения или на орбиты с одинаковым наклонением и различными долготами восходящего узла. Как известно, маневр поворота плоскости орбиты является наиболее энергоемким среди возможных видов орбитальных маневров космических аппаратов, требующим даже при небольших значениях угла поворота весьма значительных затрат характеристической скорости. Маневр поворота плоскости орбиты может быть реализован с помощью силы тяги двигателей (ракетодинамический маневр), с использованием тяги двигателей и аэродинамических сил при погружении в плотные слои атмосферы (аэродинамический маневр), с использованием тяги двигателей и гравитационного притяжения Луны.

Ракетодинамический маневр при большой тяговооруженности может быть одноимпульсным (с поворотом плоскости в одной точке исходной орбиты без изменения ее формы) и трехимпульсным (с поворотом плоскости в апогее промежуточной орбиты). Трехимпульсная схема при достаточно больших углах поворота плоскости орбиты уменьшает суммарные затраты характеристической скорости, однако значительно увеличивает время маневра по сравнению с одноимпульсной. Применение при повороте плоскости орбиты двигателей малой тяги уменьшает относительные затраты топлива на совершение маневра, однако в этом случае время маневра возрастает до очень больших величин, неприемлемых для маневров с ограничением на время их осуществления.

Известен способ одновременного выведения нескольких спутников на некомпланарные орбиты с использованием сильно эксцентрических орбит и атмосферного торможения, представленный патентом RU 2220886. С помощью ракеты-носителя (РН) выводят один из спутников на конечную орбиту с заданным наклонением, установленный на эту же РН по меньшей мере еще один спутник выводят одновременно с первым на орбиту первого спутника, после чего переводят второй спутник на вторую орбиту с заданным наклонением. Для выведения на заданную конечную орбиту второго спутника осуществляют в процессе первого орбитального маневра перевод второго спутника на сильно эллиптическую орбиту ожидания, апогей которой обычно имеет величину от 50000 км до 400000 км и большая полуось которой располагается в исходной орбитальной плоскости, в процессе второго орбитального маневра осуществляют (находясь в непосредственной близости от апогея орбиты ожидания) изменение наклонения орбиты ожидания и изменение ее перигея для того, чтобы вывести второй спутник на промежуточную орбиту, затем осуществляют третий орбитальный маневр на участке траектории промежуточной орбиты, после чего осуществляют четвертый орбитальный маневр, содержащий по меньшей мере один этап, использующий торможение в верхних слоях атмосферы в окрестности перигея промежуточной орбиты таким образом, чтобы уменьшить высоту апогея промежуточной орбиты, и затем осуществляют пятый орбитальный маневр, в процессе которого второму спутнику в апогее его промежуточной орбиты сообщается импульс количества движения таким образом, чтобы увеличить высоту перигея его орбиты и перевести промежуточную орбиту во вторую конечную орбиту, представляющую собой низкую наклонную орбиту.

В рассмотренном случае приращение скорости, позволяющее обеспечить изменение наклонения орбиты второго спутника, а также формирование параметров конечной орбиты осуществляется, в том числе, при помощи воздействия земного притяжения и торможения верхних слоях атмосферы. Ограничение рассмотренного способа состоит в том, что он не позволяет оперативно построить группировку спутников с некомпланарными орбитами. Для осуществления изменения наклонения орбиты спутника может быть использована помощь лунного притяжения. В патенте RU 2219109 описываются способ и система одновременного выведения нескольких спутников на некомпланарные орбиты с использованием лунного гравитационного воздействия. С помощью ракеты-носителя (РН) выводят один из спутников на конечную орбиту с заданным наклонением, установленный на эту же РН по меньшей мере один второй спутник выводят одновременно с первым на орбиту первого спутника, после чего выводят второй спутник на конечную орбиту второго спутника. Это выведение включает в себя первый орбитальный маневр перевода спутника на высокоэллиптическую орбиту с апогеем 50000-400000 км. Большая полуось данной орбиты перекрывает тороидальное пространство, образованное движением сферы гравитационного влияния Луны по ее орбите. Второй орбитальный маневр состоит в переводе спутника в перигее указанной орбиты на сфазированную переходную лунную орбиту ожидания. Третий маневр включает коррекцию параметров входа спутника в сферу гравитационного влияния Луны. Четвертый маневр включает изменение высоты перигея и наклонения промежуточной орбиты второго спутника вследствие гравитационного облета Луны, а пятый маневр завершает перевод второго спутника на его конечную орбиту.

В рассмотренном способе приращение скорости, позволяющее обеспечить изменение наклонения орбиты второго спутника, формируется при помощи воздействия лунного притяжения. Однако использование этой гравитационной реакции удлиняет маневр, продолжительность которого в этом случае составляет от 7 до 28 суток.

Цель предлагаемого изобретения состоит в обеспечении возможности оперативного запуска нескольких спутников, предназначенных для выведения на некомпланарные орбиты.

Поставленная цель достигается при помощи способа одновременного выведения группы спутников на некомпланарные орбиты, заключающегося в выведении с помощью ракеты-носителя (РН) полезной нагрузки (ПН) на баллистическую траекторию, отличающегося тем, что в качестве ПН на РН устанавливают гиперзвуковой летательный аппарат (ГЛА) с размещенными на нем двумя или более спутниками, выводят РН на баллистическую траекторию, в апогее которой производят отделение ГЛА от РН, после достижения безопасного расстояния между ГЛА и РН производят отделение первого спутника от ГЛА и осуществляют компланарное выведение спутника на заданную орбиту с помощью двигательной установки (ДУ) и системы управления (СУ) спутника, после отделения первого спутника ГЛА переводят в атмосферу Земли по баллистической траектории, после чего по сигналу системы управления (СУ) включают двигатель ГЛА для компенсации силы лобового сопротивления, поворачивают ГЛА на угол атаки, соответствующий максимальному качеству, и расчетный угол крена, при котором за счет аэродинамической подъемной силы аппарат совершает маневр, обеспечивающий совпадение вектора скорости ГЛА с плоскостью орбиты второго спутника, после чего ГЛА выводят из атмосферы, отключают двигатель и осуществляют движение в плоскости орбиты второго спутника по баллистической траектории до момента достижения апогея, с последующим отделением второго спутника и компланарным выведением второго спутника на заданную орбиту.

Для пояснения способа представлены следующие графические материалы:

- на фигуре 1 представлен схематический вид траектории движения ГЛА при изменении плоскости орбиты в атмосфере, где 1 - поверхность Земли, 2 - условная граница атмосферы, 3 - перелет спутника на конечную орбиту;

- на фигуре 2 представлен схематический вид формирования орбит спутников с одинаковым наклонением и различными значениями долгот восходящего узла.

РН выводит ГЛА на высоту 80-150 км в зависимости от условий решаемой задачи, сообщая скорость 4000-7000 м/с. Отделение ГЛА от РН происходит в апогее баллистической траектории. После достижения безопасного расстояния между ГЛА и РН производят отделение первого спутника от ГЛА в т. А (см. фиг. 1) и последующий перелет спутника на конечную орбиту (поз. 3), высота которой, в общем случае, больше высоты апогея баллистической траектории, в котором производят отделение спутника. Для перевода на конечную орбиту предусмотрена двигательная установка спутника, включение которой происходит по сигналу бортовой СУ.

После отделения первого спутника ГЛА движется по нисходящей ветке баллистической траектории (участок АВ) с нулевыми углами атаки и крена до момента пересечения условной границы атмосферы Земли (поз. 2), определяемой из условий решаемой задачи и находящейся в пределах 60-100 км. После вхождения ГЛА в атмосферу Земли в т. В по сигналу системы управления ГЛА включают двигатель ГЛА с регулируемой величиной тяги для компенсации силы лобового сопротивления, что позволяет обеспечить компенсацию потерь продольной составляющей скорости ГЛА. Поворот плоскости орбиты (участок ВС) происходит под действием аэродинамических сил. В соответствии с программой управления поворачивают ГЛА на углы атаки и крена, которые обеспечивают необходимое маневрирование аппарата. В программе управления движением ГЛА учитывают ограничения на управляющие зависимости, терминальные условия и режимы движения. Ограничения на управление связаны с технической возможностью обеспечения требуемых значений углов атаки и крена, а также с характеристиками конкретной двигательной установки ГЛА, имеющей ограничение на величину тяги. Ограничения на режимы движения связаны с конструкцией ГЛА, рассчитанной на определенные значения перегрузки, скоростного напора и температуры поверхности. Ограничения на терминальные условия обеспечивают достижение основной цели выполнения маневра: выведение ГЛА на конечную орбиту с требуемыми значениями ее параметров.

После совершения маневра, в соответствии с программой управления, выводят ГЛА из атмосферы, отключают двигатель в т. С и осуществляют движение по баллистической траектории (участок CD) до момента отделения второго спутника в т. D.

Повторяют аналогичные маневры до момента вывода всех спутников на заданные орбиты, после чего ГЛА спускается в атмосферу Земли и его захоранивают в предусмотренном районе падения или возвращают со спасением.

При необходимости увеличения числа спутников, выводимых ГЛА, может быть применен вариант способа одновременного выведения группы спутников на некомпланарные орбиты, заключающегося в выведении с помощью РН полезной нагрузки на баллистическую траекторию, отличающегося тем, что первый спутник и гиперзвуковой летательный аппарат с размещенными на нем одним или более спутниками устанавливают на РН, выводят РН на баллистическую траекторию, в апогее траектории производят отделение первого спутника с последующим компланарным выведением на заданную орбиту, при достижении безопасного расстояния между РН и первым спутником производят отделение ГЛА и аппарат совершает маневр по описанному выше порядку действий. В общем случае рассмотренный способ применим для выведения спутников на некомпланарные орбиты с разным наклонением. Частным случаем является выведение спутников на орбиты с одинаковым наклонением, отличающиеся значениями долгот восходящего узла (см. фиг. 2). Данное условие выполняется при полете ГЛА по параллели Земли или близкой к ней траектории.

Выведение спутника на заданную орбиту после отделения от ГЛА может осуществляется специальной ДУ (разгонным блоком), отделяемой от спутника по достижении заданной орбиты.

Для создания нескольких групп спутников с различными параметрами траекторий движения на РН устанавливают два и более ГЛА.

Рассмотренный способ позволяет осуществить выведение спутников на низкие круговые некомпланарные орбиты за время, варьируемое в пределах одного-двух часов. Таким образом, применением указанного способа выведения обеспечивается возможность оперативного запуска нескольких спутников на некомпланарные орбиты.

1. Способ одновременного выведения группы спутников на некомпланарные орбиты, заключающийся в выведении с помощью ракеты-носителя (РН) полезной нагрузки (ПН) на баллистическую траекторию, отличающийся тем, что в качестве ПН на РН устанавливают гиперзвуковой летательный аппарат (ГЛА) с размещенными на нем двумя или более спутниками, выводят РН на баллистическую траекторию, в апогее траектории производят отделение ГЛА от РН, после достижения безопасного расстояния между ГЛА и РН производят отделение первого спутника от ГЛА и осуществляют компланарное выведение спутника на заданную орбиту с помощью двигательной установки и системы управления спутника, после отделения первого спутника ГЛА переводят в атмосферу Земли по баллистической траектории, после чего по сигналу системы управления включают двигатель ГЛА для компенсации силы лобового сопротивления, поворачивают ГЛА на угол атаки, соответствующий максимальному качеству, и расчетный угол крена, при котором за счет аэродинамической подъемной силы аппарат совершает маневр, обеспечивающий совпадение вектора скорости ГЛА с плоскостью орбиты второго спутника, после чего ГЛА выводят из атмосферы, отключают двигатель и осуществляют движение в плоскости орбиты второго спутника по баллистической траектории до момента достижения апогея с последующим отделением второго спутника от ГЛА и компланарным выведением второго спутника на заданную орбиту.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что при полете ГЛА по параллели Земли или близкой к ней траектории спутники выводят на орбиты с одинаковым наклонением и различными долготами восходящего узла.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что для создания нескольких групп спутников с различными параметрами траекторий движения на РН устанавливают два и более ГЛА.

4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что выведение спутника на заданную орбиту после отделения от ГЛА осуществляется специальной двигательной установкой или разгонным блоком, отделяемым от спутника по достижении заданной орбиты.

5. Способ одновременного выведения группы спутников на некомпланарные орбиты, заключающийся в выведении с помощью РН ПН на баллистическую траекторию, отличающийся тем, что первый спутник и ГЛА с размещенными на нем одним или более спутниками устанавливают на РН, выводят РН на баллистическую траекторию, в апогее траектории производят отделение первого спутника с последующим компланарным выведением на заданную орбиту, при достижении безопасного расстояния между РН и первым спутником производят отделение ГЛА, переводят ГЛА в атмосферу Земли, осуществляют маневр поворота плоскости орбиты второго спутника, выводят ГЛА из атмосферы с последующим отделением второго спутника от ГЛА и компланарным выведением второго спутника на заданную орбиту.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в разгонных блоках ракет-носителей (РН). Ракетный криогенный разгонный блок (РБ), выполненный по тандемной схеме, содержит бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя (БО), проставку межбаковую, маршевый двигатель (МД) РБ, промежуточный отсек, систему пожаровзрывопредупреждения, средства обеспечения теплового режима с блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием и разделяемых подводящих трубопроводов, коллекторы продувки застойных зон и обеспеспечения теплового режима зоны и аппаратуры РБ, разделительную мембрану, сбрасываемый головной обтекатель (ГО) с окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны РБ, дополнительной теплоизоляцией зоны РБ, частью разделяемых подводящих труб коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, межбаковой проставкой, сопряженной с межбаковой фермой для крепления БО с МД и сопряженной с верхней проставкой отделяемого промежуточного отсека с узлами соединения и разделения с РН и ГО.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для увода с рабочих орбит объектов космического мусора (ОКМ) на орбиты утилизации. Способ включает выведение космического аппарата-буксира (КАБ) и автономного стыковочного модуля (АСМ) в области орбит, предназначенных для очистки от ОКМ.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для формирования космического корабля (КК) модульного типа. КК содержит базовый блок, бортовую двигательную установку, стыковочный модуль со стыковочными агрегатами, замками крепления и отделения, выдвижными балками с узлами крепления и поворота поперечных стыковочных агрегатов, механизмами попарного синхронного отделения и топливными магистралями.

Изобретение относится к области аэрокосмических транспортных средств и может применяться, в частности, для исследований в ближнем и дальнем космосе, для уничтожения или восстановления потерявших управление автоматических спутников и других искусственных космических объектов, а также для изменения траекторий движения малых небесных тел (напр., астероидов) с целью исключения их столкновения с Землей.

Изобретение относится к космонавтике и служит для передвижения астронавтов по планете. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для перевозки грузов в космосе. .

Изобретение относится к тепловой защите летательных аппаратов. Крыло гиперзвукового летательного аппарата включает катод, состоящий из внешней оболочки крыла, анод, состоящий из слоя восприятия электронов и токопроводящей подложки анода.

Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта имеет конусообразную форму тела с низким сопротивлением, симметричную относительно центральной оси, и элемент деформации, имеющий волнообразную форму.

Изобретение относится к области авиационной техники. Треугольное крыло сверхзвукового летательного аппарата имеет вершину и центральную хорду, расположенные в плоскости симметрии крыла, прямолинейные передние кромки, выходящие из вершины, заднюю кромку, расположенную в перпендикулярной к центральной хорде плоскости, и неплоскую срединную поверхность, ограниченную передними и задней кромками.

Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, крыло с передним наплывом, расположенную над хвостовой частью фюзеляжа силовую установку, снабженную мотогондолой с турбореактивными двигателями и двумя сверхзвуковыми воздухозаборниками с прямоугольной формой поперечного сечения.

Изобретение относится к сверхскоростному воздушному судну, а также к способу воздушного передвижения при помощи сверхскоростного воздушного судна. Воздушное судно движется при помощи системы двигателей, состоящей из турбореактивных двигателей (ТВ1, ТВ2), прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ST1, ST2) и ракетного двигателя, которому можно придавать обтекаемую форму закрыванием для снижения лобового сопротивления в фазе полета на крейсерской скорости.

Изобретение относится к авиационно-ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима приборных отсеков сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с двумя воздухозаборниками и мотогондолой, расположенной за углублением, которое ограничено расположенными последовательно друг за другом первой и второй парами плоских площадок.

Изобретение относится к области авиации и касается гиперзвуковых самолетов с газодинамической системой управления. Гиперзвуковой самолет содержит фюзеляж, консоли крыла, многодвигательный привод, два турбореактивных двигателя.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с мотогондолой и двумя воздухозаборниками, расположенными за углублением, которое ограничено первой площадкой, выполненной плоской, и парой вторых площадок, размещенных между первой площадкой и воздухозаборниками силовой установки.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит фюзеляж, хвостовая часть которого снабжена двумя плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборниками силовой установки и развернутыми друг относительно друга на тупой угол.

Изобретение относится к многорежимным самолетам и касается многорежимных сверхманевренных самолетов с крейсерским полетом на сверхзвуковой скорости и малым уровнем заметности в радиолокационном диапазоне. Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж с размещенными внутри него грузовыми отсеками со створками. При этом в нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков. Грузовые отсеки расположены тандемно, каждый грузовой отсек по длине и ширине ограничен передней, задней и боковыми стенками, а задние стенки грузовых отсеков выполнены со скосами по направлению полета, ориентированными под острым углом к вертикали. Достигается снижение аэродинамического сопротивления и радиолокационной заметности в сверхзвуковых самолетах с грузовым отсеком. 6 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх