Способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту с помощью электрореактивных двигателей



Способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту с помощью электрореактивных двигателей
Способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту с помощью электрореактивных двигателей
Способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту с помощью электрореактивных двигателей

 


Владельцы патента RU 2619486:

Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" (RU)

Изобретение относится к межорбитальным маневрам космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с высотой апогея больше высоты геостационарной орбиты (ГСО) и высотой перигея ниже ГСО. Довыведение КА проводят в два этапа, на первом из которых с помощью электрореактивных двигателей большой тяги (например, электронагревных) уменьшают наклонение переходной орбиты, обеспечивая его естественную эволюцию за расчетный период. Затем увеличивают высоту перигея переходной орбиты, обеспечивая непопадание КА в зону внутреннего радиационного пояса Земли. На втором этапе с помощью электрореактивных двигателей малой тяги (например, ионных или плазменных) выводят КА на ГСО. Инерциальная ориентация КА остается неизменной на всем втором этапе. Вместе с изменением эксцентриситета орбиты изменяют скорость дрейфа КА в требуемом направлении и совмещают довыведение по эксцентриситету с приведением по долготе. Техническим результатом изобретения является уменьшение затрат времени и ресурсов, связанных с подготовкой к запуску и осуществлением выведения КА на орбиту штатной эксплуатации. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, в частности к выведению космических аппаратов на геостационарную орбиту.

Известен «Способ выведения искусственных спутников в качестве основной и попутной полезных нагрузок на геостационарную орбиту и устройство для его осуществления» (патент RU 2254265, B64G 1/00, 1/10), заключающийся в размещении полезных нагрузок (ПН) на средстве выведения (СВ), запуске ракеты-носителя (РН) со СВ, отделении СВ от РН и выведении СВ на геостационарную орбиту, где от СВ отделяют указанные ПН.

Недостатком этого способа является необходимость разрабатывать и изготавливать дополнительное средство выведения, при этом масса полезного груза на целевой орбите уменьшается на величину сухой массы средства выведения.

Также известен способ выведения на геостационарную орбиту, сущность которого раскрыта в патенте «Spacecraft transfer orbit techniques» (US 8763957, B64G 1/10). Способ заключается в выведении космического аппарата на геопереходную орбиту, обеспечиваемую ракетой-носителем (с высотой апогея, равной высоте геостационарной орбиты, и высотой перигея существенно ниже высоты геостационарной орбиты и наклонением, отличным от наклонения геостационарной орбиты), с последующей выдачей одного или нескольких апогейных импульсов с помощью химической двигательной установки с целью перевода космического аппарата с геопереходной на геостационарную орбиту.

Недостатком этого способа является высокий расход топлива химической двигательной установки вследствие ее малого удельного импульса, что приводит к почти двукратному превышению стартовой массы космического аппарата над массой космического аппарата на геостационарной орбите и, соответственно, сужению номенклатуры подходящих для выведения такого аппарата ракет-носителей, а также высокая токсичность топлива для химических реактивных двигательных установок, что ведет к усложнению обслуживания космического аппарата на полигоне запуска и к удорожанию услуг по запуску такого космического аппарата на орбиту.

Кроме того, известен способ выведения космического аппарата на заданную орбиту с использованием двигателей малой тяги, сущность которого раскрыта в патенте «Optimal transfer orbit trajectory using electric propulsion» (EP 0673833, B64G 1/00, B64G 1/24, B64G 1/26, B64G 1/40). Способ заключается в выведении космического аппарата на переходную орбиту с перигеем ниже высоты геостационарной орбиты, апогеем выше высоты геостационарной орбиты, наклонением, равным наклонению геостационарной орбиты, и периодом обращения, равным периоду обращения по геостационарной орбите, с последующей ориентацией космического аппарата в инерциальном пространстве таким образом, чтобы вектор тяги электрореактивного двигателя малой тяги в апогее переходной орбиты был направлен вдоль вектора скорости космического аппарата, а в перигее переходной орбиты - против вектора скорости космического аппарата. Электрореактивный двигатель включается в начале этапа довыведения и не выключается до достижения космическим аппаратом геостационарной орбиты.

Недостатком этого способа является небольшая скорость увеличения высоты перигея переходной орбиты, вызванная малой тягой электрореактивного двигателя, что приводит к длительному нахождению космического аппарата в зоне радиационных поясов Земли и связанному с этим увеличению деградации характеристик бортовой аппаратуры космического аппарата, а также требование совпадение плоскости орбиты с плоскостью экватора Земли, что является неразрешимой задачей для большинства эксплуатируемых в настоящее время ракет-носителей.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу выведения космического аппарата на геостационарную орбиту является способ выведения космического аппарата на заданную орбиту с использованием комбинации химических и электрических реактивных двигателей, сущность которого раскрыта в патенте «Practical orbit raising system and method for geosynchronous satellites» (US 7113851, G01N 15/00, B64G 1/26, B64G 1/40, B64G 1/00, G05D 1/08, G06F 19/00, B64G 1/24). Способ заключается в выведении космического аппарата на переходную орбиту с перигеем существенно ниже высоты геостационарной орбиты, апогеем выше высоты геостационарной орбиты, наклонением, отличным от наклонения геостационарной орбиты, и периодом обращения меньше периода обращения по геостационарной орбите, с последующим довыведением космического аппарата на геостационарную орбиту, причем этап довыведения разделен на две фазы: во время первой фазы с помощью химических или комбинации химических и электрических реактивных двигателей поднимают перигей орбиты до высоты, исключающей попадания космического аппарата в зону поясов Ван-Аллена (радиационных поясов Земли), а во время второй фазы, с помощью электрических или комбинации электрических и химических реактивных двигателей осуществляют остальные операции по выведению космического аппарата на геостационарную орбиту (изменяют наклонение орбиты, поднимают перигей до высоты геостационарной орбиты, опускают апогей до высоты геостационарной орбиты).

Данный способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту был взят за прототип.

Недостатком этого способа является необходимость поворота плоскости орбиты с относительно высоким перигеем, что приводит к повышенному расходу топлива химических реактивных двигателей и влечет за собой увеличение стартовой массы космического аппарата и сужение номенклатуры ракет-носителей, способных вывести подобный аппарат на переходную орбиту. Кроме того, двухкомпонентное топливо для химических реактивных двигателей космического аппарата имеет ряд недостатков, а именно:

- во-первых, обладает высокой токсичностью;

- во-вторых, требует раздельного хранения компонентов топлива;

- в-третьих, характеризуется значительным перемещением центра масс космического аппарата по мере выработки топлива.

Высокая токсичность компонентов топлива требует осуществления специальных мер по обеспечению безопасности жизнедеятельности персонала и экологической безопасности при заправке космического аппарата топливом.

Раздельное хранение топлива ведет к увеличению суммарной массы топливных баков по сравнению с однокомпонентным топливом, что снижает массовое совершенство космического аппарата.

Перемещение центра масс космического аппарата по мере выработки топлива требует установки двигателей коррекции на поворотные устройства, что также снижает массовое совершенство космического аппарата.

Кроме того, необходимость обеспечивать поворот плоскости орбиты с помощью электрореактивных двигателей малой тяги ведет к увеличению продолжительности временного интервала между стартом ракеты-носителя с космическим аппаратом и вводом космического аппарата в штатную эксплуатацию.

Задачей изобретения является улучшение массового совершенства космического аппарата, а также повышение экологической безопасности подготовки космического аппарата к запуску с одновременным сокращением интервала между стартом ракеты-носителя с космическим аппаратом и вводом космического аппарата в штатную эксплуатацию.

Поставленная задача решается за счет способа выведения космического аппарата на геостационарную орбиту, заключающегося в том, что космический аппарат, оснащенный электрореактивными двигателями, выводят с помощью средств выведения на переходную орбиту с высотой апогея больше высоты геостационарной орбиты, высотой перигея существенно ниже высоты геостационарной орбиты и ненулевым наклонением, с которой осуществляют довыведение космического аппарата на геостационарную орбиту, при этом для довыведения космического аппарата применяют комбинацию электрореактивных двигателей большой и малой тяги, использующих для работы экологически чистое газообразное рабочее тело, размещаемое в едином топливном баке и не изменяющее положение центра масс космического аппарата в процессе работы двигателей, а процесс довыведения состоит из двух этапов, на первом из которых с помощью электрореактивных двигателей большой тяги уменьшают наклонение переходной орбиты до значения, соответствующего естественной эволюции наклонения орбиты за расчетный период довыведения, и затем увеличивают высоту перигея переходной орбиты до высоты, обеспечивающей непопадание космического аппарата в зону внутреннего радиационного пояса Земли; на втором этапе с помощью электрореактивных двигателей малой тяги выводят космический аппарат на геостационарную орбиту, при этом ориентация космического аппарата в инерциальном пространстве остается неизменной на всем протяжении второго этапа довыведения, причем одновременно с изменением эксцентриситета орбиты изменяют скорость дрейфа космического аппарата в требуемом направлении и совмещают довыведение по эксцентриситету с приведением по долготе.

Достигаемый технический результат заключается в улучшении массового совершенства путем замены двух баков для двух жидких компонентов топлива единым баком для газообразного рабочего тела, а также в отсутствии необходимости использования поворотных устройств для двигателей коррекции, что влечет за собой снижение стартовой массы космического аппарата и позволяет использовать широкую линейку современных ракет-носителей для запуска подобного космического аппарата. Кроме того, использование экологически чистого топлива для электрореактивных двигателей упрощает работы по обслуживанию космического аппарата на полигоне запуска и повышает экологическую безопасность таких работ, а совмещение довыведения по эксцентриситету с приведением по долготе позволяет минимизировать время между стартом ракеты-носителя с космическим аппаратом и вводом космического аппарата в штатную эксплуатацию.

Изобретение поясняется чертежами, которые не охватывают и тем более не ограничивают весь объем притязаний данного технического решения, а являются лишь иллюстрирующими материалами частного случая выполнения:

На фиг. 1 изображено взаимное положение и форма геостационарной орбиты и переходной орбиты, на которую ракета-носитель выводит космический аппарат.

На фиг. 2 представлена схема реализации второго этапа работы электрореактивных двигателей большой тяги, при котором обеспечивается подъем перигея переходной орбиты до высоты, гарантирующей непопадание космического аппарата в зону радиационных поясов Земли.

На фиг. 3 представлена схема довыведения с использованием электрореактивных двигателей малой тяги.

Способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту с помощью электрореактивных двигателей заключается в следующем. На космическом аппарате вместо нескольких (минимум - двух) баков для токсичного жидкого топлива и двухкомпонентного жидкостного реактивного двигателя устанавливают единый бак для экологически чистого рабочего тела (например, ксенона) и электрореактивные двигатели большой (от 1 Н до 400 Н) и малой (до 1 Н) тяги. Затем космический аппарат выводят с помощью средств выведения на переходную орбиту 1 с высотой апогея выше высоты геостационарной орбиты (целесообразно использовать диапазон высот от 36000 км до 61600 км) и высотой перигея ниже высоты геостационарной орбиты 2 (высота перигея зависит от энергетических характеристик средства выведения, но обычно лежит в диапазоне от 185 км до 250 км), при этом наклонение 3 переходной орбиты может быть как равно наклонению геостационарной орбиты, так и отличаться от наклонения геостационарной орбиты. Во время прохождения космическим аппаратом области апогея 4 переходной орбиты с помощью электрореактивных двигателей большой тяги выдают импульс 5, направленный по нормали к плоскости орбиты. С помощью этого импульса уменьшают наклонение переходной орбиты до значения, соответствующего естественной эволюции наклонения геостационарной орбиты за расчетный период довыведения (исходя из значения скорости эволюции наклонения геостационарной орбиты, равного 0,857 год), либо до значения наклонения геостационарной орбиты (0°). В случае невозможности выдать необходимый импульс за время нахождения космического аппарата в области апогея, время работы электрореактивных двигателей большой тяги разбивают на интервалы, при этом максимальный интервал работы электрореактивных двигателей большой тяги обеспечивают на первом витке переходной орбиты.

После завершения изменения наклонения орбиты, при прохождении космическим аппаратом области апогея переходной орбиты 1, с помощью электрореактивных двигателей большой тяги выдают импульс 6, совпадающий по направлению с вектором орбитальной скорости 7 космического аппарата. С помощью этого импульса обеспечивают подъем перигея 8 переходной орбиты, при этом величина подъема высоты перигея зависит от высоты апогея переходной орбиты 1 и обеспечивает формирование орбиты 9 с периодом обращения, равным периоду обращения по геостационарной орбите 2, с одновременным гарантированным непопаданием космического аппарата в зону внутреннего радиационного пояса 10 Земли. Минимальная высота перигея 8 переходной орбиты, обеспечивающая непопадание космического аппарата в зону внутреннего радиационного пояса 10 Земли равна 10000 км, при этом высота апогея переходной орбиты 1, обеспечивающая равенство периодов обращения переходной и геостационарной орбит составляет 61600 км.

После завершения формирования орбиты 9 с высотой апогея больше высоты геостационарной орбиты, высотой перигея меньше высоты геостационарной орбиты 2, но больше высоты радиационных поясов Земли, наклонением орбиты, равным естественной эволюции наклонения орбиты за расчетный период довыведения либо наклонению геостационарной орбиты, и периодом обращения, равным периоду обращения по геостационарной орбите, космический аппарат ориентируют в инерциальном пространстве таким образом, чтобы вектор тяги 11 электрореактивных двигателей малой тяги совпадал с вектором скорости 7 космического аппарата в апогее переходной орбиты, и обеспечивают продолжительную работу электрореактивных двигателей малой тяги с тем, чтобы в процессе довыведения перигей 12 орбиты постепенно повышался, а апогей 13 - понижался. Одновременно с изменением эксцентриситета орбиты изменяют скорость дрейфа космического аппарата в требуемом направлении (изменяя период обращения космического аппарата вокруг Земли, например, для восточного полушария в соответствии с формулой D=360(1440/Р-1,00273791)(°/сутки), где Р - период обращения космического аппарата вокруг Земли) и совмещают довыведение по эксцентриситету с приведением по долготе.

Для дальнейшего сокращения интервала между запуском ракеты-носителя с космическим аппаратом и вводом космического аппарата в штатную эксплуатацию возможно совмещение этапов изменения наклонения переходной орбиты и увеличения высоты перигея переходной орбиты. Для этого совмещают по времени выдачу импульса изменения наклонения орбиты и импульса повышения перигея орбиты.

В случае малой длительности довыведения, а также при отсутствии расчетов длительности этапа довыведения космического аппарата с помощью электрореактивных двигателей малой тяги возможно уменьшение наклонения переходной орбиты до значения наклонения геостационарной орбиты.

В качестве электрореактивных двигателей большой тяги могут быть использованы один или несколько электронагревных реактивных двигателей, а в качестве электрореактивных двигателей малой тяги - один или несколько ионных или стационарных плазменных двигателей.

1. Способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту, заключающийся в том, что космический аппарат, оснащенный электрореактивными двигателями, выводят с помощью средств выведения на переходную орбиту с высотой апогея больше высоты геостационарной орбиты, высотой перигея существенно ниже высоты геостационарной орбиты и ненулевым наклонением, с которой осуществляют довыведение космического аппарата на геостационарную орбиту, отличающийся тем, что для довыведения космического аппарата применяют комбинацию электрореактивных двигателей большой и малой тяги, использующих для работы экологически чистое газообразное рабочее тело, размещаемое в едином топливном баке и не изменяющее положение центра масс космического аппарата в процессе работы двигателей, причём процесс довыведения состоит из двух этапов, на первом из которых с помощью электрореактивных двигателей большой тяги уменьшают наклонение переходной орбиты до значения, соответствующего естественной эволюции наклонения орбиты за расчетный период довыведения, а затем увеличивают высоту перигея переходной орбиты до высоты, обеспечивающей непопадание космического аппарата в зону внутреннего радиационного пояса Земли, на втором этапе с помощью электрореактивных двигателей малой тяги выводят космический аппарат на геостационарную орбиту, при этом ориентация космического аппарата в инерциальном пространстве остается неизменной на всем протяжении второго этапа довыведения, причем одновременно с изменением эксцентриситета орбиты изменяют скорость дрейфа космического аппарата в требуемом направлении и совмещают довыведение по эксцентриситету с приведением по долготе.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что на первом этапе довыведения космического аппарата совмещают по времени выдачу импульса изменения наклонения орбиты и импульса повышения перигея орбиты.

3. Способ по п. 1 или 2, отличающийся тем, что на первом этапе довыведения с помощью электрореактивных двигателей большой тяги уменьшают наклонение переходной орбиты до значения наклонения геостационарной орбиты.

4. Способ по п. 1 или 2, отличающийся тем, что в качестве электрореактивного двигателя большой тяги используют один или несколько электронагревных реактивных двигателей, а в качестве электрореактивных двигателей малой тяги - один или несколько ионных или стационарных плазменных двигателей.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области двигателей на эффекте Холла и, в частности, к двигателю (1), в кольцевом канале (2) которого нижний по потоку край имеет изменяемое поперечное сечение для обеспечения возможности изменения тяги и удельного импульса.

Изобретение относится к области создания электрических реактивных двигателей. Для обеспечения надежной подачи твердого топлива в источник плазмообразующего вещества при длительной эксплуатации электрического ракетного двигателя в условиях низких отрицательных температур предложено поверхность направляющего приспособления для прямоточного перемещения твердого топлива в источнике плазмообразующего вещества со стороны прямоточного перемещения твердого топлива покрыть стеклоподобной пленкой в виде наноматериала.

Изобретение относится к системам подачи рабочего тела в импульсный плазменный электрический реактивный двигатель. Способ подачи жидкого рабочего тела из бака хранения в импульсном плазменном электрическом реактивном двигателе на подвижную поверхность разрядного промежутка заключается в смачивании поверхности путем контакта капиллярного фитиля, смоченного рабочим телом, с указанной поверхностью.

Изобретение относится к электрореактивным двигателям прямоточного типа (ПЭРД), в которых в качестве рабочего вещества используется газообразная окружающая среда. ПЭРД предназначен для управления движением низкоорбитального космического аппарата.

Изобретение относится к средствам управления движением космических аппаратов, а именно к электрическим (плазменным) ракетным двигателям для коррекции орбиты искусственного, преимущественно низкоорбитального спутника планеты с атмосферой.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при испытаниях и эксплуатации ионных двигателей. Ионный двигатель снабжен устройством для защиты от дугового разряда, вызванного межэлектродным пробоем между эмиссионным и ускоряющим электродами ионно-оптической системы.

Изобретение относится к технике стационарных плазменных двигателей (СПД). В динамический имитатор СПД, содержащий имитатор поджигного промежутка, имитатор регулятора рабочего тела, содержащий резистивную токоограничивающую нагрузку, транзисторный узел, введены имитатор магнитной системы, содержащий катушки, имитатор нагревателя катода, подключенный к шине катода, имитатор броска пускового разрядного тока, подключенный между плюсовой шиной и шиной катода, силовой ключ с характеристикой тиристорного типа, датчик тока, своим входом подключенный между вторым выводом резистивной токоограничивающей нагрузки и плюсовой шиной, генератор, имитирующий напряжение колебаний разрядного тока и суммирующий усилитель, первый вход которого подключен к функциональному выходу имитатора регулятора расхода рабочего тела, второй вход подключен к выходу генератора, имитирующего напряжение колебаний тока разряда, третий вход подключен к выходу датчика тока, выход суммирующего усилителя подключен к управляющему входу транзисторного узла с регулируемой проводимостью, а шина катода подключена к минусовому входу динамического имитатора СПД через катушки имитатора магнитной системы.

Изобретение относится к миниатюрному плазменному двигателю, при этом согласно изобретению: производят возбуждение плазмы микроразрядом с полым катодом вблизи выхода и внутри средства инжекции газообразного рабочего тела, при этом указанное средство инжекции является магнитным и содержит заострение на своем выходном конце, электроны намагниченной плазмы приводят в циклотронное вращение на уровне выходного конца указанного средства инжекции.

Предлагаемое изобретение относится к области использования электроракетных двигательных установок в составе космического аппарата и предназначено для проведения испытаний ее на электромагнитную совместимость с информационными бортовыми системами, например на помехоустойчивость бортового вычислительного комплекса КА.

Электрическая двигательная установка содержит первый стационарный плазменный двигатель (111А), содержащий первый одиночный катод (140А), первый анод (125А) и первый газовый коллектор (121А, 141А), а также второй стационарный плазменный двигатель (111В), содержащий второй одиночный катод (140В), второй анод (125В) и второй газовый коллектор (121В, 141В).

Изобретение относится к управлению работой транспортного космического корабля (ТКК), совершающего рейсы между орбитальной космической станцией (ОКС), находящейся вблизи планеты с атмосферой, и базовой станцией, расположенной, например на Луне.

Группа изобретений относится к управлению движением нежёсткого летательного аппарата (1) с помощью двигателя (2). Пилотирование осуществляется системой управления с измерительным средством (3А), расположенным вблизи заднего конца (1R) аппарата.

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) с помощью многосопловой реактивной двигательной установки (ДУ). Способ позволяет проводить коррекцию орбиты КА путем приложения результирующего вектора тяги ДУ к его корпусу и включает определение коэффициентов дросселирования для расчета тяги каждого из трех и более сопел двигателя.

Изобретение относится к перелётам транспортного космического корабля (ТКК) между двумя орбитальными станциями (ОС), одна из которых находится на орбите планеты с атмосферой, а другая - либо на орбите другого небесного тела (напр., Луны), либо вблизи точек либрации (напр., L1 или L2 системы Земля - Луна).

Изобретение относится к ракетным двигательным средствам для орбитальных маневров и/или спуска космических аппаратов (КА) на Землю. Предлагаемое устройство в значительной степени автономно и соединяется с КА перед его запуском.

Изобретение относится к области двигательных установок на криогенном топливе, и в частности к криогенной двигательной установке (1), содержащей по меньшей мере один маршевый двигатель (6) многократного запуска, первый криогенный бак (2), соединенный с маршевым двигателем (6) для его питания первым компонентом топлива, первый газовый бак (4), по меньшей мере один осаждающий топливо двигатель (7, 8) и первый питающий контур (16) для питания первого газового бака (4).

Изобретение относится к управлению подготовкой и осуществлением спуска космического аппарата (КА). Способ включает построение требуемой для проведения наблюдений ориентации КА, определение остатка топлива на борту КА, а также орбиты спуска, проходящей максимальное число раз над заданными наземными пунктами и отвечающей требованиям светотеневой обстановки на орбите КА и в этих пунктах.

Изобретение относится к межорбитальному маневрированию космического аппарата (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с нулевым наклонением двигателями большой тяги.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при спуске отделяющейся части ступени ракеты космического назначения (ОЧ РКН). ОЧ РКН содержит систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива, 2 противоположно установленных друг другу сопла сброса, пиромембраны.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два жестко связанных с корпусом реактивных двигателя, блок управления, малоудлиненный расширенный амортизатор с прямоугольным основанием, увеличенные по вертикали два пружинных клапана с закругленными оконечностями, две плоские пластины.
Наверх