Invenția se referă la tehnologia spațială, în special la deducerea încărcărilor utile pe orbita geostaționară. Satelitul (S), conform invenției, este ieșit din ultima etapă (L) a vehiculului de lansare pe orbita circulară a dispozitivului de eliminare (C). Această orbită este aproape de geostationare (G), dar este suficient de departe de cea din urmă (pe
300 km) pentru a evita contactul posibil cu obiectele spațiului geostaționar. Satelitul este apoi separat de ultima etapă (L) și transferat în primul rând prin propriul său sistem de propulsie către orbita geostaționară (G). Pentru tranziție, poate fi utilizat un circuit cu două pulsuri, de exemplu un oman (R1, R2), în care variația totală a vitezei orbitale este
11 m / s. Invenția exclude înfundarea orbitei geostaționiste de către etapele de propulsie epuizate, oferind totodată energie rațională pentru lansarea unui satelit pe această orbită. 5 de-a lungul, 4 bolnavi.
Prezenta invenție se referă la o metodă de deplasare a unui satelit artificial pe o orbită geostaționară.
Atunci când sarcina de a obține satelitul artificial la ridicat deasupra orbita Pământului numit „geostaționari“ sau „geostaționară“ (cu o perioadă de rotație egală cu perioada de rotație a Pământului în jurul axei sale timp de 24 de ore), apoi de ieșire prin satelit de pe această orbită se realizează de obicei după ce satelitul este lansat într-un intermediar cu privire la orbita geostaționară, care este de fapt dispozitivul orbita geostaționară ajunge la această orbită intermediară, folosind fonduri proprii pentru mișcarea. Până în prezent, o astfel de decizie a fost considerat cel mai bun compromis între aspectele tehnice și economice ale problemei, atât în utilizarea de rachete purtătoare și a sateliților artificiali înșiși.
Cu toate acestea, mijloacele moderne mai moderne de lansare a sateliților permit acum să fie luate direct pe orbita geostaționară. Pe de altă parte, utilizarea dispozitivelor electrice de tracțiune pe sateliți datorită valorilor foarte mici ale efortului de tracțiune a acestor motoare nu permite sateliților să se deplaseze pe orbita finală.
Este de așteptat ca în viitorul nu prea îndepărtat să se dezvolte o tehnologie standard de lansare directă a satelitului în orbita geostaționară. În acest caz, ultimul (sau superior) etapă a lansatorului ar trebui să livreze prin satelit sau sateliți direct pe orbita geostaționară, iar apoi acesta trebuie să fie tradus într-o așa-numită „orbită-îngropare“ (cimitir orbita) dispuse la aproximativ 300 km deasupra orbita geostaționară, unde ar trebui să fie împrăștiate astfel încât să nu devină o sursă de resturi spațiale. Evident, această opțiune creează o mulțime de dificultăți tehnice.
În primul rând, dacă vorbim de o dublă lansare, atunci aparent posibilitatea excluderii structurii de susținere în orbita geostaționară este exclusă. În consecință, trebuie să fie stocat într-o stare de andocare cu ultima etapă, apoi să fie eliberat pe "orbita-îngropare" simultan cu această ultimă etapă.
În plus, după separarea unuia sau mai multor sateliți trebuie să lucreze din nou include ultima etapă a motorului (cel puțin o dată) pentru a converti la „îngroparea-orbită“. Unul a sugerat traducerile (așa-numita traducere Oman) constă în faptul că structura a raportat primul impuls, ceea ce duce la o modificare a vitezei de 5,5 m / s, o pauză în 12 ore și a raportat un al doilea impuls cu o schimbare a vitezei de 5,5 m / s și apoi treceți la etapa de conservare. Desigur, s-a propus alte metode de transfer mai puțin prelungite, dar toate metodele necesită includerea a cel puțin o dată în ultima etapă a motorului principal și pulsul mesajului s, care se schimbă viteza nu este mai mică de 11 m / s.
În plus față de rezolvarea principala sarcină a ieșirii din ultima etapă în orbita geostaționară este necesară pentru a exclude posibilitatea de a păstra ultima etapă în această orbită (să nu mai vorbim de posibilitatea exploziei sale și crearea de moloz, care amenință viața sateliți geostaționari).
Obiectul prezentei invenții este de a elimina dezavantajele menționate anterior.
Acest obiectiv este atins prin aceea că metoda pe orbita geostaționară unui satelit artificial prin vehicul de lansare spațială conform invenției cuprinde următoarele etape: a) asamblarea ultimei etape a rachetei purtătoare și satelit pentru a fi de ieșire la orbita geostaționară, afișată în primul rând pe circulară orbită, numita „orbita imperiale“ și aproape de geostaționari, dar suficient de îndepărtat de ea pentru a nu intra în contact posibil cu un spațiu de orbită geostaționară ektami b) prin satelit separat de etapa finală, care se află pe această „orbită îngropare“, și c) satelitul trece pe orbita geostaționară cu această „orbită îngropare“.
Astfel, înainte de rapel (său purtător ultima etapa de asamblare sau terminal) va conduce direct la un satelit pe orbită geostaționară, acesta ofera-l pe orbita numit „orbita-îngropare“. Ultima etapă a rachetei purtătoare lansează prin satelit, care, folosind propriile lor vehicule intră în orbita geostaționară (dar necesar aici pentru a transfera forța de satelit este foarte mic, și că satelitul inițial pe orbită diferită de poziția sa finală, poate facilita această traducere ). În cazul unui amplificator de start dublu de presă prin satelit de structură portantă, în mod direct la „orbita-îngroparea“ (adică, această structură nu ar trebui să fie conectat la ultima etapă a unei rachete). Din moment ce stadiu terminal (sau ultima etapă) este afișată direct pe „orbită îngropare“, eliminând în continuare necesitatea de a include încă o dată în activitatea sa motor - rămâne doar să păstreze.
Este de dorit ca o astfel de orbită să fie aleasă ca o orbită care este îndepărtată de cea geostaționară cu câteva sute de kilometri, de exemplu, că este peste orbita geostaționară cu aproximativ 300 km.
Mai mult, un avantaj al metodei este acela că, în etapa c): - datorită primului impuls realiza deplasarea perigeul satelitului la altitudine geostaționară, - o pauză de aproximativ 12 ore, când satelitul atinge perigeul noua orbita și - datorită doilea impuls mutați apogeul orbitei satelitului la altitudinea orbitei geostaționiste.
Aceste primii și al doilea impulsuri conduc la o schimbare a vitezei satelitului cu 5,5 m / s și sunt impulsuri împotriva mișcării vehiculului în cazul în care "orbita-îngroparea solului" este situată deasupra orbitei geostaționare.
Metoda conform invenției este ilustrată prin desene, în care în fig. 1-4 prezintă schematic diferite etape ale metodei de lansare a unui satelit artificial pe orbita geostaționară conform invenției.
În primul rând, ansamblul superior L-racheta cu unul sau mai mulți sateliți S în orbita C, numit „sol-orbită îngropare“, de exemplu, într-o orbită având o înălțime de 300 km deasupra geostaționară G, adică pe orbita, unde expulzat contactul cu obiecte spațiale , situat pe orbita geostaționară. Reamintim că orbita geostaționară este situată la o distanță de aproximativ 36.000 km de suprafața Pământului.
Conform imaginii din fig. 1, această etapă este împărțit în mai multe faze: P1 - start fază atunci când motorul este pornit, deoarece T pământ, P2 - faza a traiectoriei balistice, P3 - a doua fază de funcționare a motorului (ieșire circulară „orbită-îngropare“).
Pe "terenul de orbită-îngropare" C, satelitul sau sateliții S (figura 2) sunt separați de ansamblul L. Vom anula faptul că structurile care transportă sateliți pot fi eliberate în "orbita-cimitir" C numai cu condiția ca acestea să nu se ciocnească cu racheta purtătoare sau cu sateliții. Atunci când sarcina rezolvată de ansamblul L este terminată, ansamblul L rămâne în starea conservată (în special, este eliberat de toate gazele și lichidele din acesta) pentru a exclude o eventuală explozie.
Fiecare satelit S ar trebui apoi transferat pe orbita geostaționară G utilizând vehiculele lor individuale (Figura 3), însă această sarcină necesită un consum redus de energie.
Cu titlu de exemplu și fără a limita scopul invenției, se poate lua în considerare următoarea schemă dacă se presupune că o traducere Goman este efectuată dintr-un "teren de îngropare pe orbită" situat, de exemplu, la 300 km deasupra orbitei geostaționari:
- în primul rând, perigeu de exemplu, la 300 km a redus orbita prin satelit sau prin satelit (adică altitudinea perigeu este redusă la orbita geostaționară G) datorită impulsului R1, îndreptat împotriva mișcării, cum ar fi variația vitezei este de 5,5 m / s (prima fază includerea unui motor prin satelit sau coborârea de pe o orbită);
- o pauză este menținută la ora 12 (jumătate din perioada de mișcare orbitală) atunci când satelitul ajunge la perigea noii orbite G,
- reduce apogee 300 km orbita satelitului (adică, prin satelit se traduce într-o orbită geostaționară G), prin utilizarea unui impuls invers R2, care se schimbă viteza de 5,5 m / s (a doua fază a funcționării motorului prin satelit, și anume formarea orbitei circulare)
- acum satelitul S se află în orbita geostaționară G și este posibil să înceapă punerea în funcțiune (Figura 4).
1. O metodă pe orbita geostaționară unui satelit artificial, care este declanșată de vehicul spațial, caracterizat prin aceea că ansamblul format din ultima etapă (L) a vehiculului și satelitul (S), afișat pe o orbită geostaționară (G), în special lansarea unei eliminare orbită circulară (C), în apropierea orbita geostaționară (G), dar suficient de îndepărtată de aceasta din urmă, pentru a evita contactul accidental cu obiectele spațiale situate într-o orbită geostaționară (G), apoi sput nick (S) este separată de ultima etapă (L), care rămâne pe orbita de eliminare (C) și a face trecerea satelitului (S) pe orbita geostaționară (G) la numita eliminare orbita (C).
2. Metodă conform revendicării 1, în care respectiva orbită a dispozitivului de eliminare (C) este îndepărtată în înălțime de orbita geostaționară (G) cu câteva sute de kilometri.
3. Metodă conform revendicării 1, în care respectiva orbită a dispozitivului de eliminare (C) este la aproximativ 300 km deasupra orbitei geostationare (G).
4. Metodă conform oricăreia dintre revendicările 1 - 3, caracterizat prin aceea că trecerea satelitului (S) pe orbita geostaționară (G) pentru a orbitei menționate eliminare (C) este transferată în primul rând pe orbita perigeu altitudine satelit (S) geostaționară orbitei ( G) de la expunerea la primul impuls (R1), apoi a continuat o pauză de aproximativ 12 ore, până când satelitul (S) ajunge la perigeu noua orbita, și traduce apogeului orbita prin satelit la înălțimea orbita geostaționară (G) de impactul al doilea impuls (R2 ).
5. Metodă conform revendicării 4, în care prima și a doua impulsuri (R1, R2) conduc la o schimbare a vitezei de 5,5 m / s.
6. Metodă conform revendicării 4 sau 5, caracterizată prin aceea că prima și a doua impulsuri (R1, R2) sunt îndreptate împotriva mișcării satelitului.
Trimiteți-le prietenilor: