專利名稱：利用高比沖量推進(jìn)器將航天器送入軌道的方法和系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種將航天器(如人造衛(wèi)星)從一條初始橢圓軌道送入目標(biāo)軌道(如航天器正常使用的軌道)的方法。而橢圓軌道與目標(biāo)軌道比較有很大的不同，并且具有較大的偏心。
大多數(shù)人連衛(wèi)星都帶有推進(jìn)器系統(tǒng)，以使它們能在太空中運(yùn)動(dòng)，特別是修正軌道缺陷，這些缺陷可能是送入軌道時(shí)產(chǎn)生的，是太陽和月亮的引力，地球的非球性的潛在影響，地球的氣動(dòng)的、磁力的及電力影響和太陽的輻射影響。衛(wèi)星的推進(jìn)系統(tǒng)也能使衛(wèi)星就位，使軌道發(fā)生變化，保證空間定向，或確實(shí)保證姿態(tài)控制系統(tǒng)工作，這是通過對(duì)衛(wèi)星上的慣性輪去飽和(desaturate)來實(shí)現(xiàn)的。
這樣的推進(jìn)系統(tǒng)使得衛(wèi)星在任何方向上都有移動(dòng)的能力，在一個(gè)方向上可以大幅度活動(dòng)。
從質(zhì)量的預(yù)算角度看，衛(wèi)星的推進(jìn)系統(tǒng)是主要的部件，或甚至是最大的部件。
大部分推進(jìn)器廠家很早就注意到減少推進(jìn)器質(zhì)量的技術(shù)。比沖量是推進(jìn)器的一個(gè)特性值，它確定每排出或消耗單位質(zhì)量所產(chǎn)生的推力，所以高比沖量的推進(jìn)器一直在被設(shè)計(jì)，研究和評(píng)估。例如可提及的有“電阻加熱電離”式推進(jìn)器，近電子遷移等離子推進(jìn)器，F(xiàn)EEP場(chǎng)輻射推進(jìn)器、離子轟擊推進(jìn)器及光熱推進(jìn)器。
從理論上講，增加比沖量是基于零質(zhì)量能量(也就是說幾乎不消耗物質(zhì)而產(chǎn)生的能量)轉(zhuǎn)變?yōu)樽饔迷谖镔|(zhì)微粒上的機(jī)械能。實(shí)際上，這種零質(zhì)量能量是獲自電能或太陽輻射的熱，或獲自放射性同位素反應(yīng)堆。
從此種高比沖量推進(jìn)器所得到的推力依賴于提供給它的電能或熱能的大小。在衛(wèi)星上，這樣的能量受太陽能板的尺寸、太陽熱能收集器的尺寸、或放射性同位素反應(yīng)堆的尺寸或其能量?jī)?chǔ)備裝置尺寸的限制。所以，由任何種高比沖量推進(jìn)器所產(chǎn)生的推力比常規(guī)化學(xué)發(fā)動(dòng)機(jī)所提供的推力要小或小得多，例如只有400牛頓(衛(wèi)星遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)的典型值)。
電能或熱能轉(zhuǎn)變?yōu)樽饔玫轿镔|(zhì)微粒上的機(jī)械能越多，所產(chǎn)生的比沖量越大。因此，推進(jìn)器的比沖量越大，對(duì)于給定電或熱能消耗的推進(jìn)器其推力越小。這一特性實(shí)質(zhì)上對(duì)所有類型的高比沖量發(fā)動(dòng)機(jī)都適用。
這一特性在推進(jìn)系統(tǒng)中有下述影響對(duì)于一給定的總沖量(也就是點(diǎn)火的總時(shí)間內(nèi)作用在飛行器上的力的總和或?qū)r(shí)間的積分)，由較高比沖量推進(jìn)器所消耗的物質(zhì)有顯著的減少及對(duì)應(yīng)地這種推進(jìn)器工作的時(shí)間要顯著增加。
高比沖量類型的推力適用于衛(wèi)星在其正常工作的軌道上進(jìn)行機(jī)動(dòng)，因?yàn)樗璧耐屏π』蚝苄?，因此這就可能達(dá)到比化學(xué)推進(jìn)系統(tǒng)(較低比沖量)好的優(yōu)點(diǎn)。
另一種應(yīng)用是當(dāng)衛(wèi)星最初置于一較其正常軌道完全不同的軌道上時(shí)，衛(wèi)星需要用其自身推進(jìn)系統(tǒng)將其由初始軌道推進(jìn)到正常軌道。
在此情況下，總的轉(zhuǎn)移機(jī)動(dòng)時(shí)間就要相當(dāng)長(zhǎng)，相反地，所述機(jī)動(dòng)時(shí)間最好要短。機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)移時(shí)間越長(zhǎng)，財(cái)政負(fù)擔(dān)越重，并且飛行器總發(fā)射費(fèi)用也會(huì)增加(包括地面站的費(fèi)用和地面跟蹤人員的費(fèi)用)。另外，長(zhǎng)的機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)移時(shí)間也會(huì)增加通過凡阿倫帶時(shí)的風(fēng)險(xiǎn)(位置有所不同，但可能位于諸如下列高度的附近1,800公里，2,000公里，10,000公里和21,000公里)。
最好減少飛行器在軌道上穿越凡阿倫帶的運(yùn)轉(zhuǎn)圈數(shù)，特別是要減少部件或太陽能電池遭受的附加的傷害，否則就必須保護(hù)它們不受帶中電磁波或質(zhì)子或電子的輻射。
已提出各種各樣的衛(wèi)星機(jī)動(dòng)的例子，它所使用高比沖量和低推力的推進(jìn)器。
于是，期圖加特大學(xué)(德國)的E.Messerschmid，A.G.Schwer，U.W.Schttle的文章發(fā)表在1995年第46屆(國際)宇航年會(huì)上，標(biāo)題為“通訊衛(wèi)星低推力轉(zhuǎn)移任務(wù)的操作和環(huán)境影響”，它揭示了一種在由阿里安4火箭地球同步轉(zhuǎn)移軌道(GTO)構(gòu)成的常規(guī)初始軌道及由地球同步軌道(GEO)構(gòu)成的最終軌道之間的機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)移。這種機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)移由高比沖量的“ Arcjet”型推進(jìn)器在地球同步轉(zhuǎn)移軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)產(chǎn)生的推力弧構(gòu)成，這樣，衛(wèi)星軌道逐步改變，直到最終地球同步軌道GEO。
文獻(xiàn)EP-B-0047211(發(fā)明人A.Mortelette)也描述了一種利用推力弧變軌的方法。
上述兩文獻(xiàn)提及的兩方法中，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度必須是常數(shù)或變化很小。所需要的機(jī)動(dòng)時(shí)間也相當(dāng)長(zhǎng)，因此要減少所述時(shí)間就要增加推力。而且，發(fā)動(dòng)機(jī)開機(jī)的次數(shù)也要加大，也增大了主要操作限制。當(dāng)衛(wèi)星在軌道上有一經(jīng)常變化的可變恒星周期時(shí)，其位置也趨于不斷變化，與地球的恒星周期不同，甚至完全不同，當(dāng)衛(wèi)星需要啟動(dòng)推進(jìn)器時(shí)，它不一定在地面站可見的范圍內(nèi)。這意味著需要推進(jìn)器啟動(dòng)幾次的任何衛(wèi)星發(fā)射過程都不能僅用一個(gè)地面站來安全地完成。反過來，必需使用位于不同地方貫穿衛(wèi)星整個(gè)入軌過程的數(shù)個(gè)地面站。地面站的運(yùn)行費(fèi)用及租金并不是一個(gè)小數(shù)目。
為減少前述文獻(xiàn)中將衛(wèi)星發(fā)射入軌的總機(jī)動(dòng)時(shí)間，最好是用高推力推進(jìn)器。但在這種環(huán)境下，對(duì)于推進(jìn)器的給定功率，比沖量就不得不變小，所以在機(jī)動(dòng)過程中消耗的質(zhì)量就要增加。在這種方式下，為將衛(wèi)星送入軌道所提出的各種解決方案都是低性能的。
Irving提出了解決方案，為從最初的環(huán)形軌道到達(dá)最終的環(huán)形軌道，連續(xù)地開動(dòng)與本地水平線或與軌道速度(相對(duì)地球的速度)一致的推進(jìn)器，因此，軌道就逐步改變并接近甚至達(dá)到最終目標(biāo)軌道，這種機(jī)動(dòng)導(dǎo)致一種螺旋形軌道，并且機(jī)動(dòng)只需開啟一次推進(jìn)器。然而，通過凡阿倫帶的次數(shù)并不能優(yōu)化，這是一個(gè)缺陷，首先，目前的機(jī)動(dòng)型式僅是在環(huán)形軌道間、或適當(dāng)?shù)乜稍谔厥獾臋E圓形軌道間機(jī)動(dòng)。
也有將推力弧和隨后的螺旋形機(jī)動(dòng)結(jié)合起來的解決方案，在文獻(xiàn)EP-A-0673833(A.Spitzer的發(fā)明)中有此特殊機(jī)動(dòng)的記載。如果此應(yīng)用僅是用高比沖量和低推力的推進(jìn)系統(tǒng)，將衛(wèi)星送入軌道的這種技術(shù)就是低性能的，特別是在持續(xù)時(shí)間方面更是如此。通過凡阿倫帶的圈數(shù)也是多的，推進(jìn)器也要啟動(dòng)多次，不幸的是，大量啟動(dòng)推進(jìn)器是在第一階段，在此期間近地點(diǎn)高度要增加，并且特別是恒星周期與地球運(yùn)轉(zhuǎn)的恒星周期有不同。
A.Spitzer還提出采用“混合”推進(jìn)的解決方案，也就是將常規(guī)化學(xué)發(fā)動(dòng)機(jī)與高比沖發(fā)動(dòng)機(jī)相結(jié)合，常規(guī)化學(xué)發(fā)動(dòng)機(jī)用于第一階段推力弧機(jī)動(dòng)，高比沖發(fā)動(dòng)機(jī)用于第二階段螺旋形機(jī)動(dòng)。在這種情況下，總轉(zhuǎn)移機(jī)動(dòng)時(shí)間顯著減少，穿過凡阿倫帶的圈數(shù)也比較少。然而，在機(jī)動(dòng)過程中所消耗的質(zhì)量是比較大的，并且要同時(shí)具備兩種不同類型的推進(jìn)系統(tǒng)，與僅有一種推進(jìn)系統(tǒng)相比，增加了成本，衛(wèi)星結(jié)構(gòu)也更加復(fù)雜，準(zhǔn)備和發(fā)射的費(fèi)用也增加了，特別是因?yàn)橐诓煌娜剂舷渲屑幼⒉煌奈镔|(zhì)及要注意防止污染及防火。
本發(fā)明用于解決上述缺陷，特別是使得發(fā)射器或航天器發(fā)射的衛(wèi)星從非正常工作的軌道到達(dá)正常軌道，并高效地利用高比沖低推力的推進(jìn)器。
本發(fā)明特別可以縮短從最初軌道到目標(biāo)軌道的轉(zhuǎn)移時(shí)間至最小。
本發(fā)明也可改進(jìn)機(jī)動(dòng)的可靠性。
本發(fā)明的另一目標(biāo)是降低航天器的制造和使用費(fèi)用，并減小使用化學(xué)物質(zhì)帶來的風(fēng)險(xiǎn)。
這些目標(biāo)通過下述方法實(shí)現(xiàn)，一種將航天器(如衛(wèi)星)從一條完全不同于目標(biāo)軌道，并比目標(biāo)軌道更加偏心的初始橢圓軌道送入目標(biāo)軌道，如航天器最終適用的軌道的方法，該方法的特性在于，航天器描繪出一螺旋形軌道，它是由許多中間段軌道形成，中間段由安裝在航天器上的一組高比沖推進(jìn)器一次連續(xù)點(diǎn)火而形成，螺旋軌道的進(jìn)展以下列方式控制，在每一連續(xù)的圈中，至少在機(jī)動(dòng)的第一階段，近地點(diǎn)高度增加，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度移向確定的方向，中間軌道與目標(biāo)軌道間的傾角差異減小，然后，至少在第二機(jī)動(dòng)階段，近地點(diǎn)和遠(yuǎn)地點(diǎn)高度的改變被分別控制在預(yù)定的方向上，而相對(duì)于目標(biāo)軌道的中間軌道的傾角差別逐步減少，直到遠(yuǎn)地點(diǎn)高度、近地點(diǎn)高度、及航天器中間軌道的傾角基本達(dá)到目標(biāo)軌道的值。
在適當(dāng)?shù)牡胤?，高比沖推進(jìn)器組件可由一臺(tái)高比沖推進(jìn)器構(gòu)成。
在這種方式下，只需一種類型的推進(jìn)器就可將衛(wèi)星送入目標(biāo)軌道。
但是，也不是不可能帶有其它類型的輔助推進(jìn)器，例如冷氣推進(jìn)器或電阻加熱電離式推進(jìn)器，并可用與高比沖推進(jìn)器相同的氣體，如氙，從而可在短時(shí)間內(nèi)獲得高推力，以避免上述化學(xué)推進(jìn)的缺點(diǎn)。
這樣的輔助推進(jìn)器可用于初始階段，例如，用于由于展開太陽能電板的次彎矩控制。
在第一個(gè)具體實(shí)施方式
中，對(duì)于一在初始橢圓軌道上的航天器，此初始軌道與航天器最后使用的最終目標(biāo)軌道完全不同，在推進(jìn)器開始連續(xù)點(diǎn)火的第一機(jī)動(dòng)階段及在每一連續(xù)的圈中，中間軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)高度增加及近地點(diǎn)高度增加到一較小的程度，在機(jī)動(dòng)的第二階段，直到持續(xù)點(diǎn)火的最終，在每一連續(xù)的圈中，中間軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)高度減少而近地點(diǎn)高度增加。
在第二個(gè)具體實(shí)施方式
中，在第一機(jī)動(dòng)階段中，從推進(jìn)器開始持續(xù)點(diǎn)火時(shí)，及在每一連續(xù)的圈中，中間軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)高度增加，近地點(diǎn)高度也增加，在第二機(jī)動(dòng)階段，靠近持續(xù)點(diǎn)火的中間，及在每一連續(xù)的圈中，中間軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)高度減小而近地點(diǎn)高度增加，然后在第三機(jī)動(dòng)階段中，一旦航天器中間軌道的偏心率基本達(dá)到目標(biāo)軌道的偏心率，及直到持續(xù)點(diǎn)火的結(jié)束，在每連續(xù)的圈中，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度減小及近地點(diǎn)高度減小，而中間軌道相對(duì)于目標(biāo)軌道的傾角差別不斷減小，直到遠(yuǎn)地點(diǎn)高度，近地點(diǎn)高度，航天器中間軌道的傾角基本達(dá)到目標(biāo)軌道的值。
在第三個(gè)具體實(shí)施方式
中，在從推進(jìn)器開始連續(xù)點(diǎn)火開始的第一機(jī)動(dòng)階段中，及在每一連續(xù)的圈中，中間軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)高度減小而近地點(diǎn)高度增加，然后在第二機(jī)動(dòng)階段，直到持續(xù)點(diǎn)火的結(jié)束，一旦航天器的中間軌道的偏心率基本達(dá)到目標(biāo)軌道的偏心率，及在每一連續(xù)的圈中，中間軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)高度減小，而近地點(diǎn)高度也減小。
本發(fā)明也提供一種將航天器(如衛(wèi)星)從一完全不同于目標(biāo)軌道的，特別與目標(biāo)軌道有完全不同的偏心率的初始橢圓軌道送入目標(biāo)軌道的系統(tǒng)，該系統(tǒng)的特征包括·裝在航天器上的一組平臺(tái)；·在所述平臺(tái)上安裝的高比沖，大于5000牛秒/千克，低推力，小于10牛的推進(jìn)器，它用于產(chǎn)生作用于航天器上的全部作用力；·在航天器被發(fā)射到初始軌道后用于使推進(jìn)器連續(xù)工作的控制裝置，它通過一完全螺旋形軌道將所述航天器送到目標(biāo)軌道，要忽略掉可能的服務(wù)中斷，并在遠(yuǎn)地點(diǎn)高度，近地點(diǎn)高度，航天器中間軌道的傾角基本達(dá)到目標(biāo)軌道的值時(shí)停止推進(jìn)器點(diǎn)火；及·推力方向控制裝置，包括至少第一操作設(shè)備，在推進(jìn)器連續(xù)點(diǎn)火的第一階段，產(chǎn)生總推力的第一瞄準(zhǔn)控制信號(hào)，使得航天器在每一連續(xù)的圈中及在每一中間軌道上，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度增加，近地點(diǎn)高度有小幅度增加，中間軌道相對(duì)于目標(biāo)軌道的傾角減小，及至少第二操作設(shè)備，在推動(dòng)器點(diǎn)火的第二階段，產(chǎn)生總推力的第二瞄準(zhǔn)控制信號(hào)，使得航天器在每一連續(xù)的圈中及在每一中間軌道中，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度減小，近地點(diǎn)高度增加，中間軌道相對(duì)于目標(biāo)軌道的傾角減小。
有利的是，高比沖推進(jìn)器包括等離子類型的近電子遷移推進(jìn)器，離子推進(jìn)器，或“Arcjet”型推進(jìn)器(即電弧推進(jìn)器)。
在一個(gè)具體實(shí)施例中，用于產(chǎn)生瞄準(zhǔn)總推力的第一和第二控制信號(hào)的所述的第一和第二設(shè)備包括能檢查或校驗(yàn)航天器高度的傳感器，它們?cè)谕七M(jìn)器控制裝置連續(xù)工作使點(diǎn)火持續(xù)期間開動(dòng)。
更具體地說，所述的推力瞄準(zhǔn)控制裝置的所述的第一設(shè)備包括將總推力調(diào)整在本地水平面內(nèi)的設(shè)備，主要對(duì)準(zhǔn)航天器速度方向。
在這種情況下，更具體地說，所述的推力瞄準(zhǔn)控制裝置的第二設(shè)備包括控制遠(yuǎn)地點(diǎn)的設(shè)備，使得總推力調(diào)整到本地水平面內(nèi)，主要是航天器的速度方向，及控制近地點(diǎn)的設(shè)備，使得總推力調(diào)整到在基本垂直于軌道平面的平面與航天器軌道速度相反的方向上。
遠(yuǎn)地點(diǎn)控制設(shè)備用于調(diào)整總推力，使其基本對(duì)準(zhǔn)中心在遠(yuǎn)地點(diǎn)的半橢圓的切線上。
近地點(diǎn)控制設(shè)備用于調(diào)整總推力，使其基本對(duì)準(zhǔn)中心在近地點(diǎn)的半橢圓切線上。
在一個(gè)不同實(shí)施例中，所述的推力瞄準(zhǔn)控制裝置的所述第一和第二設(shè)備包括用于將推力控制在太空中固定或幾乎固定的方向，并幾乎垂直于與軌道相切的平面。
該系統(tǒng)還可包括屬于航天器的總推力瞄準(zhǔn)設(shè)備，如用于控制航天器姿態(tài)的慣性輪。
該系統(tǒng)還可包括總推力瞄準(zhǔn)設(shè)備，它由至少一部分所述的安裝推進(jìn)器的，可控的平臺(tái)構(gòu)成。也可用推力可調(diào)的推進(jìn)器。
本發(fā)明的系統(tǒng)還可能包括總推力控制設(shè)備，它包括分別瞄準(zhǔn)所述的可控平臺(tái)的設(shè)備和調(diào)整每一推進(jìn)器的推力到預(yù)定值的推力伺服控制設(shè)備，使得產(chǎn)生的總推力能通過航天器的質(zhì)心及產(chǎn)生一軌道面外的分量。
有利的是，可控制平臺(tái)在至少一個(gè)軸上可控制超過10度。
在本發(fā)明的一優(yōu)選實(shí)施例中，所述的高比沖推進(jìn)器也有用于航天器(如衛(wèi)星)的姿態(tài)和軌道控制設(shè)備。
從本發(fā)明的方法可以看到，通過確保近地點(diǎn)的連續(xù)增加(可通過減小高度來終止)及遠(yuǎn)地點(diǎn)高度開始增加，最后減小的變化，可使得從任何初始橢圓軌道到達(dá)一個(gè)完全不同的最終軌道，而保持推進(jìn)器連續(xù)工作。
特別是，當(dāng)初始軌道與最終軌道有接近的遠(yuǎn)地點(diǎn)時(shí)，按本發(fā)明，在推進(jìn)器點(diǎn)火的過程中，可使遠(yuǎn)地點(diǎn)增加的高度基本等于其減小的高度。在這種情況下，整個(gè)機(jī)動(dòng)以近地點(diǎn)高度的增加而結(jié)束。
雖然本發(fā)明的方法和系統(tǒng)可用于任意初始橢圓軌道到目標(biāo)軌道，但本發(fā)明特別適用于非常偏心的(偏心率大于0.2)的橢圓軌道，其恒星周期短于目標(biāo)軌道(這意味著初始軌道的近地點(diǎn)高度要低于目標(biāo)軌道)，其遠(yuǎn)地點(diǎn)接近于目標(biāo)軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)，并且目標(biāo)軌道是圓環(huán)形或無偏心率(偏心率小于0.1)。這適用于地球同步衛(wèi)星到同步轉(zhuǎn)移軌道，或發(fā)射衛(wèi)星到一中等高度(如20,000千米)的環(huán)形同步轉(zhuǎn)移軌道。在點(diǎn)火過程中，逐步增加遠(yuǎn)地點(diǎn)，以提高增加近地點(diǎn)高度的機(jī)動(dòng)效率。接近推進(jìn)器點(diǎn)火終止時(shí)，逐步減小遠(yuǎn)地點(diǎn)高度，這使得推進(jìn)器有額外的消耗，但額外的消耗很少并且對(duì)整個(gè)機(jī)動(dòng)時(shí)間會(huì)顯著減小。
本發(fā)明的方法可很好地用于初始軌道是橢圓的并且恒星周期要比目標(biāo)軌道小，甚至是初始軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)與目標(biāo)軌道完全不同及目標(biāo)軌道是圓環(huán)形的情況。
本發(fā)明第三個(gè)實(shí)施方式特別適用于使穿過凡阿倫帶的次數(shù)減至最少。在這種方法中，高比沖推進(jìn)器是連續(xù)點(diǎn)火的，并且總推力可控，如增加中間軌道的近地點(diǎn)高度并減少遠(yuǎn)地點(diǎn)高度，然后在不中斷推進(jìn)器工作的情況下，總推力轉(zhuǎn)變?yōu)檫B續(xù)減小遠(yuǎn)地點(diǎn)高度并同樣減小近地點(diǎn)高度，最后，近地點(diǎn)和遠(yuǎn)地點(diǎn)高度就與目標(biāo)軌道的相重合。
這一實(shí)施方式非常適于將航天器發(fā)射到極高偏心率的及恒星周期大于或等于目標(biāo)軌道的轉(zhuǎn)移軌道。一個(gè)極端的例子是從一條有620千米近地點(diǎn)和330,000千米遠(yuǎn)地點(diǎn)(也就是有8天周期的軌道)發(fā)射一顆衛(wèi)星到一天周期的地球同步軌道。其初始質(zhì)量為2950千克總推力為0.64牛，用本發(fā)明來操作高比沖推進(jìn)器僅兩圈穿過凡阿倫帶。由于穿過凡阿倫帶如此少數(shù)的中間軌道，在這種情況下本發(fā)明方法的特性就與高推力的常規(guī)方法一樣好。
本發(fā)明的方法和系統(tǒng)的一個(gè)優(yōu)點(diǎn)是，將例如衛(wèi)星從常規(guī)同步轉(zhuǎn)移軌道(GTO)運(yùn)動(dòng)到地球同步軌道(GEO)而僅需啟動(dòng)一次推進(jìn)器，因?yàn)閱?dòng)總是很困難的，所以這構(gòu)成了一個(gè)重要的優(yōu)點(diǎn)。所以這就可以限制啟動(dòng)的次數(shù)，啟動(dòng)是不穩(wěn)定的，總是需要非常注意。例如，電推進(jìn)器，總需要幾分鐘的準(zhǔn)備時(shí)間才能工作，還要作一系列特殊的工作。此外，當(dāng)多個(gè)推進(jìn)器用作機(jī)動(dòng)時(shí)，需要保證各個(gè)推進(jìn)器同時(shí)啟動(dòng)，特別是當(dāng)它們分別配置在不靠近質(zhì)心時(shí)。如果它們不是同時(shí)啟動(dòng)，就需要航天器的姿態(tài)控制系統(tǒng)工作來消除姿態(tài)漂移?？刂葡到y(tǒng)就可能飽和，就得中止啟動(dòng)，過一會(huì)再試。所以這是一個(gè)特別的優(yōu)點(diǎn)，就是在最初軌道和目標(biāo)軌道間遷移的整個(gè)過程中，特別是中間軌道的恒星周期完全不同于地球旋轉(zhuǎn)恒星周期時(shí)，可保證推進(jìn)器僅啟動(dòng)一次。這樣的一次啟動(dòng)可在衛(wèi)星到達(dá)某一特殊的地面站可見的范圍內(nèi)來執(zhí)行。因此就不需要許多的地面站，另外，執(zhí)行此單次啟動(dòng)任務(wù)的地面站的位置也并不重要了。進(jìn)一步本發(fā)明方法的單次啟動(dòng)的優(yōu)點(diǎn)是可使用自動(dòng)控制的方式將衛(wèi)星送入目標(biāo)軌道，并且對(duì)于航天器而言，在入軌過程中可自主飛行，所以減少了入軌費(fèi)用。
本發(fā)明的另一優(yōu)點(diǎn)是在完成衛(wèi)星入軌的過程中，僅需要一種類型的推進(jìn)器，也就是高比沖推進(jìn)器，或在合適的地方，也使用輔助推進(jìn)器，但使用與所述的高比沖推進(jìn)器相同的惰性氣體。這就減少了航天器的制造和使用成本，也減小了使用化學(xué)、雙組分或其它有毒物質(zhì)帶來的危險(xiǎn)，因?yàn)楦弑葲_推進(jìn)器極少用如氙的惰性氣體外的化學(xué)物質(zhì)。
另一方面，因?yàn)楸景l(fā)明的機(jī)動(dòng)需推進(jìn)器連續(xù)工作，所以在機(jī)動(dòng)中由推進(jìn)器消耗的質(zhì)量直接與機(jī)動(dòng)持續(xù)時(shí)間成比例。其結(jié)果是，只需在機(jī)動(dòng)中優(yōu)化推進(jìn)器的控制以減少機(jī)動(dòng)時(shí)間，就可減少了機(jī)動(dòng)過程中物質(zhì)的消耗。
對(duì)于不同的近地點(diǎn)和遠(yuǎn)地點(diǎn)參數(shù)，可采用不同的優(yōu)化方法，以確定相應(yīng)的控制方式，并滿足標(biāo)準(zhǔn)。
所以特別是，對(duì)于機(jī)動(dòng)開始時(shí)的控制，結(jié)果是從一常規(guī)的地球同步轉(zhuǎn)移軌道(GTO)上，相對(duì)在本地水平面內(nèi)的推力特別有效。在機(jī)動(dòng)的未段，推力在遠(yuǎn)地點(diǎn)周圍的水平面內(nèi)，并且在近地點(diǎn)周圍與軌道速度反向相切最好。在機(jī)動(dòng)期間，固定控制或慣性相關(guān)也是很重要的。
在機(jī)動(dòng)的最后，衛(wèi)星最好面向地球(控制相關(guān)推力在本地水平面內(nèi))，特別適于衛(wèi)星進(jìn)入軌道的最后調(diào)整及對(duì)載荷執(zhí)行某些調(diào)整(此時(shí)推進(jìn)器依然工作)。
可以看到，采用本發(fā)明控制推進(jìn)器的方法，對(duì)于從常規(guī)轉(zhuǎn)移軌道到達(dá)地球同步軌道的情況，特別適于短周期機(jī)動(dòng)，與使用化學(xué)推進(jìn)的常規(guī)系統(tǒng)相比，沒有顯著增加所述機(jī)動(dòng)過程中消耗的質(zhì)量。
舉例說明，對(duì)于一顆2950千克的衛(wèi)星，安裝有總推力0.64牛、高比沖為16,000牛秒/千克及比功率為16千瓦/牛的等離子推進(jìn)器，用阿里安5型的發(fā)射器發(fā)射到初始的同步轉(zhuǎn)移軌道(遠(yuǎn)地點(diǎn)36000千米，近地點(diǎn)620千米)，最終機(jī)動(dòng)不超過3.7個(gè)月，電能消耗10千瓦，轉(zhuǎn)移到同步軌道消耗質(zhì)量380千克。
在本發(fā)明的將衛(wèi)星送入軌道的方法中，可將機(jī)動(dòng)的比沖作為一個(gè)整體考慮，定義為在衛(wèi)星入軌的整個(gè)機(jī)動(dòng)過程中作用在衛(wèi)星上的總沖量被航天器初始質(zhì)量(Mi千克)除的商，如下ISP機(jī)動(dòng)＝F×Δt/Mi因?yàn)橥七M(jìn)器是持續(xù)點(diǎn)火，所發(fā)出的總沖量等于產(chǎn)生的力(牛頓)乘以機(jī)動(dòng)時(shí)間Δt(秒)。
在該例子中，ISP機(jī)動(dòng)為2070牛秒/千克。這個(gè)數(shù)量相對(duì)較小地取決于推進(jìn)器的比沖(只要是高的)。這一機(jī)動(dòng)比沖的概念可以很快地評(píng)價(jià)將衛(wèi)星送入軌道的本發(fā)明方法的主要特點(diǎn)和優(yōu)點(diǎn)。
作為比較，同樣載荷并用常規(guī)化學(xué)推進(jìn)的常規(guī)衛(wèi)星可能需要4100千克的發(fā)射質(zhì)量，也就是多出1(公制)噸，于是增加了發(fā)射費(fèi)用，如果發(fā)射費(fèi)用一定，就減少了載荷及航天器的可利用性。
另外，一個(gè)有同樣載荷的衛(wèi)星，用同樣的16000牛秒/千克的高比沖推進(jìn)器，推力也等于上面提及的(0.64牛)，但是采用諸如基于軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)周圍的推力弧或甚至遠(yuǎn)地點(diǎn)周圍推力孤及近地點(diǎn)周圍推力弧的方法到達(dá)軌道，起飛質(zhì)量如果相同(如2860千克)，那么衛(wèi)星送入最終軌道的機(jī)動(dòng)時(shí)間可能要長(zhǎng)達(dá)4.8個(gè)月，也就是要比本發(fā)明將衛(wèi)星送入軌道的設(shè)備要長(zhǎng)約30％。
在這種情況下，本發(fā)明帶來的優(yōu)點(diǎn)是非常顯著的，因?yàn)橛绕涫强梢詼p小衛(wèi)星開始賺錢前必須投入的制造和發(fā)射費(fèi)用而開支的財(cái)政經(jīng)費(fèi)。另另外，在機(jī)動(dòng)過程中也較少地用到地面站的設(shè)備，所以總成本也減少了。
本發(fā)明的機(jī)動(dòng)類型的另一優(yōu)點(diǎn)是，與推力弧機(jī)動(dòng)相比，顯著地減少了穿過凡阿倫帶的次數(shù)。因?yàn)橹虚g軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)高度是增加的，所以可增加近地點(diǎn)附近特別是有質(zhì)子和電子分布帶地方的速度。因此，與利用相同的推進(jìn)器但采用遠(yuǎn)地點(diǎn)推力弧的轉(zhuǎn)移相比，減少了穿過凡阿倫帶的時(shí)間。另外，近地點(diǎn)高度增加的非?？欤源┻^凡阿倫帶的總次數(shù)也顯著減少。
與本發(fā)明相關(guān)的另一優(yōu)點(diǎn)是隨著相對(duì)最終目標(biāo)軌道的傾角的增加，效率也增加。遠(yuǎn)地點(diǎn)高度的增加使得能更有效地修正傾角的差別，這一優(yōu)點(diǎn)可用于例如超地球同步軌道，并且高度越高，效率越高。在這種情況下，只需檢驗(yàn)中間軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)確實(shí)位于最終目標(biāo)軌道平面內(nèi)，及在遠(yuǎn)地點(diǎn)處控制總推力，使部分推力在軌道面外，以減小傾角的差別。當(dāng)總推力的控制不改變遠(yuǎn)地點(diǎn)高度，近地點(diǎn)高度，及傾角外的任何軌道參數(shù)時(shí)，是最有效的機(jī)動(dòng)。當(dāng)衛(wèi)星位于最初軌道上，如果最初軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)在最終軌道平面內(nèi)，此構(gòu)形將繼續(xù)，修正傾角的差別更有效。也要考慮月亮、太陽，及地球的潛在的非球性引力的被稱作“擾動(dòng)”的影響，以改進(jìn)修正的效率。
本發(fā)明的另一優(yōu)點(diǎn)是衛(wèi)星可在推進(jìn)器工作前完全或部分展開。這是因?yàn)楦弑葲_推進(jìn)器只提供很小的推力，不會(huì)產(chǎn)生應(yīng)力，以可能損壞易損結(jié)構(gòu)，如太陽板或太陽聚集器或展開的天線和桅桿。
在某些情況下，天線可能只能在推進(jìn)器熄火后展開，如果推進(jìn)器定位，就會(huì)污染或侵蝕有源天線的表面。相反地，通過展開太陽板，甚至是在推進(jìn)器點(diǎn)火前，對(duì)于高比沖推進(jìn)器就可有效地應(yīng)用太陽能板產(chǎn)生的電能。
本發(fā)明其它的特點(diǎn)及優(yōu)點(diǎn)將結(jié)合附圖描述來說明，以舉例及相關(guān)附圖來進(jìn)行，在這里·
圖1顯示了在一個(gè)點(diǎn)上利用一個(gè)沖量來達(dá)到地球同步軌道的常規(guī)方式；·圖2是從一圓環(huán)形最初軌道上，推進(jìn)器連續(xù)工作并用螺旋方法到達(dá)地球同步軌道；·圖3表示如何用推力弧到達(dá)軌道，這是從一橢圓初始軌道開始的并且推進(jìn)器不連續(xù)工作；·圖4是本發(fā)明的螺旋方法從一初始橢圓軌道開始到達(dá)軌道，并且推進(jìn)器連續(xù)工作的透視圖；‘圖5和圖6是圖4分別在xoy平面及正交于xoy平面并包括一軸Z的視圖；·圖7是應(yīng)用本發(fā)明的第一個(gè)實(shí)施例的衛(wèi)星的透視圖；·圖8本發(fā)明應(yīng)用的第二個(gè)實(shí)施例的衛(wèi)星的透視圖；·圖9是一幅表示橢圓軌道并且確定了中心在遠(yuǎn)地點(diǎn)的半橢圓附近的推力區(qū)的圖；·圖10是表示一橢圓軌道并且確定了中心在近地點(diǎn)的半橢圓附近的推力區(qū)的圖；圖11與圖5類似，顯示了用“近似”的方法達(dá)到地球同步軌道的應(yīng)用本發(fā)明方法的一個(gè)特殊例子；·圖12與圖4類似，顯示了用“替換”方法達(dá)到地球同步軌道的應(yīng)用本發(fā)明方法的一個(gè)特殊例子；·圖13是本發(fā)明系統(tǒng)的監(jiān)視和控制電路的方框圖；·圖14是應(yīng)用本發(fā)明的系統(tǒng)圖，顯示了如何通過調(diào)整推進(jìn)器中的一臺(tái)推進(jìn)器使總推力超出軌道平面；及·圖15是應(yīng)用本發(fā)明的近電子遷移等離子類型高比沖推進(jìn)器推進(jìn)系統(tǒng)的方框圖；將衛(wèi)星送入圓環(huán)形軌道的三種常規(guī)方法已經(jīng)介紹了，在圖1至圖3中又描述了一遍。
圖1顯示了Hohman機(jī)動(dòng)的各階段，包括發(fā)射階段1，在這里火箭將衛(wèi)星送到一低軌道，接著是轉(zhuǎn)移階段2，在這里衛(wèi)星通過增加近地點(diǎn)速度到達(dá)一橢圓軌道，其遠(yuǎn)地點(diǎn)高度與最終所希望的高度相應(yīng)，在此再次增加速度3使得衛(wèi)星到達(dá)最終環(huán)形軌道4。5，6部分表示了強(qiáng)輻射，被稱作凡阿倫帶。
圖2示出了采用一種螺旋形軌道，其加速度非常低但是連續(xù)的?？煽吹桨l(fā)射階段1進(jìn)入低環(huán)形軌道，及轉(zhuǎn)移階段2是一純螺旋形軌道。標(biāo)記7示出了螺旋點(diǎn)火終止的位置。標(biāo)記3示出了使衛(wèi)星進(jìn)入最終環(huán)形軌道4的最終機(jī)動(dòng)位置。凡阿倫帶和圖1中一樣標(biāo)為5和6。
圖1和圖2所示的變軌方法的缺點(diǎn)已在前面描述過，就不再重述了。
圖3表示如何應(yīng)用“推力弧”方法達(dá)到最終軌道。
在發(fā)射階段1后，衛(wèi)星被置于第一橢圓半軌2上并且飛向遠(yuǎn)地點(diǎn)，在此推進(jìn)器點(diǎn)火提供一速度增量3A。衛(wèi)星然后就描述一第二橢圓軌道4A，其近地點(diǎn)顯著提高，遠(yuǎn)地點(diǎn)稍微有所提高。在新的遠(yuǎn)地點(diǎn)再次啟動(dòng)推進(jìn)器，再次增加速度3B，航天器又置于一新的橢圓形軌道4B上，與前一軌道相比，近地點(diǎn)高度顯著提高，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度稍微有所提高。這樣一直進(jìn)行，直到達(dá)到橢圓軌道4N，其遠(yuǎn)地點(diǎn)到達(dá)希望的最終高度，使得航天器能置于其最終環(huán)形軌道4。
如同圖1和2，凡阿倫帶被稱作5和6。
利用連續(xù)推力孤技術(shù)來達(dá)到軌道的方法的缺陷前面已介紹過，就不再重述了。
參考圖4到圖6說明用本發(fā)明的方法將航天器如衛(wèi)星送入軌道的方法。
通過發(fā)射設(shè)備從地球100發(fā)射的發(fā)射階段101之后，衛(wèi)星被置于一橢圓形軌道102上。
隨后就可執(zhí)行將衛(wèi)星送入最終軌道的點(diǎn)火，既可以立即點(diǎn)火，也可以為方便用戶，在初始軌道102上的若干圈后，如衛(wèi)星到達(dá)103點(diǎn)時(shí)點(diǎn)火。
在衛(wèi)星到達(dá)103點(diǎn)需要轉(zhuǎn)移時(shí)，衛(wèi)星上的高比沖推進(jìn)器開始點(diǎn)火，所述的推進(jìn)器可限制有一臺(tái)。
高比沖推進(jìn)器可連續(xù)工作，通過控制其總推力，可使衛(wèi)星形成螺旋104A，104B，…，其特征是連續(xù)的中間軌道，其間遠(yuǎn)地點(diǎn)高度的增加要遠(yuǎn)快于近地點(diǎn)高度的增加。
當(dāng)中間軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)高度足夠高時(shí)，如在104G點(diǎn)，推進(jìn)器依然保持工作，總推力的控制僅是用于改變軌道的傾角。
當(dāng)衛(wèi)星到達(dá)螺旋形軌道的104K部分時(shí)，推進(jìn)器依然工作，總推力控制特性被修正，使得螺旋形的遠(yuǎn)地點(diǎn)在每一圈中下降，而近地點(diǎn)高度增加，也就是在每一個(gè)新的中間軌道上。
當(dāng)傾角變?yōu)橄Ｍ禃r(shí)，如在104N點(diǎn)，推進(jìn)器保持工作，總推力控制特性被改進(jìn)，使得總推力在軌道平面內(nèi)，并保持使遠(yuǎn)地點(diǎn)高度下降、近地點(diǎn)高度增加。
螺旋運(yùn)動(dòng)通過中間軌道104N到104P連續(xù)進(jìn)行。推進(jìn)器例如在107點(diǎn)停止工作，此時(shí)遠(yuǎn)地點(diǎn)或近地點(diǎn)的高度等于或接近最終目標(biāo)軌道的希望高度。
從上面的例子可以看到，在啟動(dòng)推進(jìn)器時(shí)不必立即改變軌道的傾角可能是有利的。在推進(jìn)器連續(xù)工作的起始點(diǎn)火時(shí)，可使得近地點(diǎn)高度迅速增加，以使穿過凡阿倫帶的時(shí)間減至最短。如果同樣也要改變傾角，那么就要延長(zhǎng)這一時(shí)間，因?yàn)檫@需要減小用于提高近地點(diǎn)高度的推力分量。
同樣，希望的傾角改變可在104N點(diǎn)完成，甚至在達(dá)到最終目標(biāo)軌道之前，所以可使總體性能最佳，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度越高，傾角改變?cè)接行А?br>
在螺旋軌道中推進(jìn)器工作的各個(gè)階段，要考慮到航天器在地球同步軌道的最終入軌點(diǎn)或附近的限制。在螺旋軌道中存在很大的可使得推進(jìn)器停止工作時(shí)到達(dá)地球同步軌道的任何一點(diǎn)但對(duì)性能只有較小影響的活動(dòng)余地。
可以看到，本發(fā)明的方法有一個(gè)特別的優(yōu)點(diǎn)，它可確定一種機(jī)動(dòng)，其間推進(jìn)器只需啟動(dòng)一次，就可從最初的軌道到達(dá)最終的軌道。當(dāng)然，也可在適于用戶的情況下，由于要達(dá)到目標(biāo)軌道以外的原因，例如推進(jìn)器或衛(wèi)星執(zhí)行維護(hù)工作，或滿足軌道繪圖、遙測(cè)，或遙控系統(tǒng)的需要而臨時(shí)中斷推進(jìn)器的工作。
另外，在某些應(yīng)用中，如果例如需要衛(wèi)星更快速地達(dá)到其同步軌道的最終位置，或避免在通過同步軌道時(shí)有零傾角，傾角的改變可在推進(jìn)器一點(diǎn)火就開始，或在推進(jìn)器點(diǎn)火終了之前進(jìn)行。
眾所周知，遠(yuǎn)地點(diǎn)和近地點(diǎn)是航天器在一圈中所達(dá)到的距離地球的最遠(yuǎn)距離和最近距離。通常，所希望的衛(wèi)星軌道接近于橢圓形，甚至使用高比沖推進(jìn)器時(shí)也是如此，這需要較低的推力。這就是為什么所述的遠(yuǎn)地點(diǎn)和近地點(diǎn)近似為與平均軌道相切的橢圓的遠(yuǎn)地點(diǎn)和近地點(diǎn)。
要在對(duì)應(yīng)于軌道段104K到104N的階段上達(dá)到所要的效果，在中心位于遠(yuǎn)地點(diǎn)的半橢圓中，可以控制推力在本地水平面內(nèi)，如圖9所示，在中心位于近地點(diǎn)的半橢圓中，控制推力在正交于軌道面內(nèi)并且切于軌道并在與速度相反的方向上，見圖10。
在圖9和10中，可分別看到遠(yuǎn)地點(diǎn)推力弧角α和近地點(diǎn)推力弧角α’。在圖9和圖10中，橢圓參數(shù)表示為a＝半長(zhǎng)軸b＝半短軸c＝橢圓焦點(diǎn)和中心的距離。
橢圓的偏心率可由c/a的比給出。
圖11表示用“相似”的方法如何達(dá)到軌道。這一方法對(duì)于穿過凡阿倫帶的時(shí)間有顯著的優(yōu)點(diǎn)。最初軌道近地點(diǎn)為620千米，遠(yuǎn)地點(diǎn)71,000千米。高比沖推進(jìn)器在所說的遠(yuǎn)地點(diǎn)“附近”的半橢圓起始的附近開始點(diǎn)火。
總推力指向本地水平面內(nèi)，使得近地點(diǎn)高度和遠(yuǎn)地點(diǎn)高度都增加。然后，當(dāng)近地點(diǎn)高度超過20,000千米時(shí)(此值特別是凡阿倫帶活動(dòng)的函數(shù)，需要考慮此值可能諸如8,000千米這樣小)，推力方向的變化以保持慣性(也就是在遠(yuǎn)地點(diǎn)切于速度)，從而導(dǎo)致近地點(diǎn)高度增加和遠(yuǎn)地點(diǎn)高度減??；然后當(dāng)軌道偏心率為零時(shí)，推力方向在切線方向并與速度方向相反，從而導(dǎo)致近地點(diǎn)高度減小、遠(yuǎn)地點(diǎn)高度減小。結(jié)果是，遠(yuǎn)地點(diǎn)的高度和近地點(diǎn)的高度最終接近于目標(biāo)軌道的高度，也就是地球同步軌道?？梢钥吹?，穿過凡阿倫帶的次數(shù)比圖4所示的情況要少。
圖12表示用“替代”的方法如何達(dá)到軌道。這種方法對(duì)于穿過凡阿倫帶的時(shí)間有顯著的優(yōu)點(diǎn)。最初軌道的近地點(diǎn)為620千米，遠(yuǎn)地點(diǎn)軌道為330,000千米。高比沖推進(jìn)器在所說的遠(yuǎn)地點(diǎn)“附近”的半橢圓起始的附近點(diǎn)火。總推力在慣性方向(在遠(yuǎn)地點(diǎn)切于速度)，因而使近地點(diǎn)高度增加及遠(yuǎn)地點(diǎn)高度減小。
然后，當(dāng)軌道偏心率是零的時(shí)候，推力方向變到本地水平面內(nèi)與速度相反的方向，以減小近地點(diǎn)高度及減小遠(yuǎn)地點(diǎn)高度。其結(jié)果是，近地點(diǎn)高度和遠(yuǎn)地點(diǎn)高度最終達(dá)到與目標(biāo)軌道也就是地球同步軌道相適應(yīng)的高度?？梢钥吹?，穿過凡阿倫帶的次數(shù)要遠(yuǎn)小于圖4所示的情況，也比圖11所示的情況要小。
現(xiàn)在看圖7和8，表示應(yīng)用本發(fā)明的兩種不同類型的衛(wèi)星11。航天器11在平臺(tái)或基臺(tái)座13上裝有高比沖推進(jìn)器12，至少一部分平臺(tái)或基座是可控制的。推進(jìn)器12’在機(jī)動(dòng)到達(dá)軌道中作為備份。其它的輔助推進(jìn)器14用與推進(jìn)器12及12’相同的材料，也可安裝在衛(wèi)星星體11上。在衛(wèi)星結(jié)構(gòu)9的兩側(cè)裝有太陽板10，形成一副太陽能板，由機(jī)械機(jī)構(gòu)9a驅(qū)動(dòng)。衛(wèi)星有一朝向地球的軸OZ。軸OZ通過紅外水平中心8a指向地心，或通過射頻探測(cè)器8b指向一信標(biāo)。輔助的水平探測(cè)器15也可安裝于衛(wèi)星11星體的其他側(cè)。
推進(jìn)器12和12’也可以像在變軌機(jī)動(dòng)時(shí)一樣，在衛(wèi)星的生存期內(nèi)用作軌道和姿態(tài)控制。
與衛(wèi)星相關(guān)的并使其達(dá)到軌道的系統(tǒng)包括一將衛(wèi)星送至最初軌道后使推進(jìn)器連續(xù)工作直到衛(wèi)星到達(dá)最終目標(biāo)軌道的裝置。該系統(tǒng)還包括一通過作用于可控基座或作用于衛(wèi)星上的其它可控設(shè)備(如慣性輪或動(dòng)能輪)而控制推力的裝置。還有一些設(shè)備在從一恒星周期不同于(例如，小于)最終目標(biāo)軌道的初始軌道開始提供操縱控制·在機(jī)動(dòng)開始時(shí)，在每一連續(xù)的圈里，推進(jìn)器12工作產(chǎn)生的作用及方向使得軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)增加，同時(shí)近地點(diǎn)也稍微有所增加；并且·在機(jī)動(dòng)結(jié)束時(shí)，在每一連續(xù)的圈里，推進(jìn)器12工作產(chǎn)生的作用使得軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)高度下降及近地點(diǎn)高度增加。
用于控制的設(shè)備也可適用于諸如上面提到的“替換”方法。
如圖13所示，通過一產(chǎn)生可控操作信號(hào)的設(shè)備可使用各種控制方法來控制總推力。
為將推力控制在本地水平面內(nèi)，可由紅外水平控測(cè)器15a調(diào)節(jié)地球與衛(wèi)星間距離來給出參考控制架構(gòu)(如掃描傳感器或CCD矩陣傳感器)。第三軸(偏轉(zhuǎn)軸)的控制在一般情況下通過利用太陽或星體傳感器18a，18b，或19來獲得。瞄準(zhǔn)精度在±2°內(nèi)對(duì)執(zhí)行任務(wù)是足夠的。
此后，為控制推力在軌道速度反切線方向，衛(wèi)星相對(duì)于南-北軸旋轉(zhuǎn)約180°，以反向推力方向。為此需要在兩相對(duì)面(東-西)上裝輔助傳感器15b和15c。旋轉(zhuǎn)可由安裝在南-北軸上的動(dòng)能輪或反作用輪17設(shè)備產(chǎn)生一扭矩來逐步達(dá)到，旋轉(zhuǎn)姿態(tài)由一內(nèi)置陀螺16或由太陽傳感器18a和18b來測(cè)量。
為將推力控制在慣性方向，太陽傳感器18a、18b或18c提供一每天相對(duì)星體移動(dòng)1°的姿態(tài)參考。星載計(jì)算機(jī)121計(jì)算太陽與希望的總推力方向之間的角度，并控制衛(wèi)星適當(dāng)?shù)匦D(zhuǎn)(通過姿態(tài)和軌道控制系統(tǒng)122作用于慣性輪17)，直到達(dá)到希望的角度。
如果太陽傳感器位于太陽板10上(傳感器18a和18b)，計(jì)算機(jī)121通過作用于太陽板驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)在太陽板10和星體11間產(chǎn)生一角度，而星體姿態(tài)和軌道控制系統(tǒng)(AOCS)122是太陽控制的，將板指向太陽。
姿態(tài)控制扭矩由支承高比沖推進(jìn)器12及12’的可控基座13的精確定向來產(chǎn)生。
圖13顯示了在控制電路120的控制下啟動(dòng)的高比沖推進(jìn)器12，及可選的用與推進(jìn)器12相同的物質(zhì)(如氙)的小輔助推進(jìn)器14，陀螺16，反作用輪17，用于控制北太陽板驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的太陽傳感器18a，用于控制南太陽板驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的太陽傳感器18b，安裝在衛(wèi)星體11上的太陽傳感器19，支承高比沖推進(jìn)器12的平臺(tái)13，用于控制可控平臺(tái)13的電路131，一紅外水平傳感器15a，一星載計(jì)算機(jī)121，及軌道和姿態(tài)控制系統(tǒng)的接口和作動(dòng)器122。
可選地，如圖13所示，可有一東水平傳感器15b和西水平傳感器15c。
為將總推力控制在偏離軌道面(在需改變連續(xù)軌道傾角時(shí)需要)，需要將整個(gè)衛(wèi)星體在諸如偏航軸上轉(zhuǎn)動(dòng)(圖8中OZ軸)。
如圖7和8所示，如果安裝了多臺(tái)高比沖推進(jìn)器，如兩臺(tái)，那么就可通過控制可控基座13及還可調(diào)整兩臺(tái)推進(jìn)器12中一臺(tái)的推力強(qiáng)度，使得在軌道外產(chǎn)生一總推力分量，盡管推力分量位于軌道平面外，但總推力矢量依然通過航天器質(zhì)心。這一特點(diǎn)在圖14中示出。為使總推力(矢量23)通過質(zhì)心20及在軌道平面外產(chǎn)生一分量，對(duì)于南、北的推進(jìn)器12的可控基座有不同的控制。北推進(jìn)器12的推力(矢量21)被調(diào)整到使得矢量21和22之和的能通過質(zhì)心20。
圖15是應(yīng)用本發(fā)明的能達(dá)到軌道的推進(jìn)系統(tǒng)框圖。
物質(zhì)30(如氙)的一個(gè)或多個(gè)貯箱31匯合到總管32。總管32含有一依靠閥和傳感器(未示出)來控制壓力和流速的系統(tǒng)。通過標(biāo)準(zhǔn)管線37及備份管線37’，總管32將物質(zhì)30送到流速控制器33，再從那里被送往高比沖推進(jìn)器12和12’。利用同樣物質(zhì)30的可選的輔助推進(jìn)器由管線37和37’供給。
推進(jìn)器12和12’的電力供給是通過一電流分配器35進(jìn)行，它帶有繼電器，電流來自變壓器36，直接接到航天器電源及控制和監(jiān)視總線。
支承兩推進(jìn)器12和12’的每一基座38相對(duì)于航空器是可控的，并由一控制裝置34控制。
本發(fā)明的系統(tǒng)主要用于在橢圓的最初軌道如GTO和環(huán)形最終軌道GEO之間轉(zhuǎn)移。但是也可用于從一最初的橢圓軌道GTO到其它有不同偏心率的橢圓軌道。
權(quán)利要求
1.一種將航天器(如衛(wèi)星)從一條完全不同于目標(biāo)軌道，并比目標(biāo)軌道更加偏心的初始橢圓軌道送入目標(biāo)軌道(如航天器最終適用的軌道)的方法，該方法的特征在于，使航天器描繪出一螺旋形軌道，它由許多中間段軌道形成，所述多個(gè)中間段由安裝在航天器上的一組高比沖量推進(jìn)器一次連續(xù)點(diǎn)火而形成，螺旋形軌道的進(jìn)展以下列方式控制，在每一連續(xù)圈中，至少在機(jī)動(dòng)的第一階段，近地點(diǎn)高度增加，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度移向確定的方向，中間軌道與目標(biāo)軌道間的傾角差別減小，然后，至少在第二機(jī)動(dòng)階段，近地點(diǎn)和遠(yuǎn)地點(diǎn)高度的改變被分別控制在預(yù)定的方向上，而相對(duì)于目標(biāo)軌道的中間軌道的傾角差別逐步減小，直到遠(yuǎn)地點(diǎn)高度，近地點(diǎn)高度、及航天器中間軌道的傾角基本達(dá)到目標(biāo)軌道的值。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，對(duì)于一在與航天器最后使用的最終目標(biāo)軌道完全不同的初始橢圓軌道上的航天器，在從推進(jìn)器開始連續(xù)點(diǎn)火的第一機(jī)動(dòng)階段，在每一連續(xù)圈中，中間軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)高度增加及近地點(diǎn)高度增加到一較小的程度，在機(jī)動(dòng)的第二階段，直到持續(xù)點(diǎn)火的最終，在每一連續(xù)圈中，中間軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)高度減小而近地點(diǎn)高度增加。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，在第一機(jī)動(dòng)階段中，從推進(jìn)器開始持續(xù)點(diǎn)火時(shí)，在每一連續(xù)圈中，中間軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)高度增加，近地點(diǎn)高度也增加，在第二機(jī)動(dòng)階段，靠近持續(xù)點(diǎn)火的中間，在每一連續(xù)圈中，中間軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)高度減小而近地點(diǎn)高度增加，然后在第三機(jī)動(dòng)階段中，當(dāng)航天器中間軌道的偏心率基本達(dá)到目標(biāo)軌道的偏心率時(shí)，直到持續(xù)點(diǎn)火終止，在每一連續(xù)圈中，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度減小及近地點(diǎn)高度減小，而中間軌道相對(duì)于目標(biāo)軌道的傾角差別不斷減小，直到遠(yuǎn)地點(diǎn)高度，近地點(diǎn)高度，航天器中間軌道的傾角基本達(dá)到目標(biāo)軌道的值。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，在從推進(jìn)器開始連續(xù)點(diǎn)火時(shí)的第一機(jī)動(dòng)階段中，在每一連續(xù)圈中，中間軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)高度減小而近地點(diǎn)高度增加，然后在第二機(jī)動(dòng)階段，直到持續(xù)點(diǎn)火終了，當(dāng)航天器的中間軌道的偏心率基本達(dá)到目標(biāo)軌道的偏心率時(shí)，在每一連續(xù)圈中，中間軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)高度減小而近地點(diǎn)高度也減小。
5.一種將航天器(如衛(wèi)星)從一條完全不同于目標(biāo)軌道的，特別與目標(biāo)軌道有完全不同的偏心率的初始橢圓軌道送入目標(biāo)軌道的系統(tǒng)，該系統(tǒng)的特征在于包括·裝在航天器(11)上的一組平臺(tái)(13)；·在所述平臺(tái)上安裝的高比沖，大于5000牛秒/千克，低推力，小于10牛的推進(jìn)器(12，12’)，用于產(chǎn)生作用于航天器上的全部作用力；·在航天器被發(fā)射到初始軌道后用于使推進(jìn)器連續(xù)工作的控制裝置(120)，通過一完全螺旋形軌道將所述航天器送到目標(biāo)軌道，要忽略掉可能的服務(wù)中斷，并在遠(yuǎn)地點(diǎn)高度、近地點(diǎn)高度、航天器中間軌道的傾角基本達(dá)到目標(biāo)軌道的值時(shí)停止推進(jìn)器點(diǎn)火；及·推力方向控制裝置(121，122，131)，包括至少第一操作設(shè)備，在推進(jìn)器連續(xù)點(diǎn)火的第一階段，產(chǎn)生總推力的第一瞄準(zhǔn)控制信號(hào)，使得航天器在每一連續(xù)圈中及在每一中間軌道，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度增加，近地點(diǎn)高度小幅度增加，中間軌道相對(duì)于目標(biāo)軌道的傾角減小，以及至少第二操作設(shè)備，產(chǎn)生總推力的第二瞄準(zhǔn)控制信號(hào)，使得航天器在每一連續(xù)圈中及在每一中間軌道中，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度減小，近地點(diǎn)高度增加，中間軌道相對(duì)于目標(biāo)軌道的傾角差別減小。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的系統(tǒng)，其特征在于，高比沖推進(jìn)器(12、12，)有等離子類型的近電子遷移推進(jìn)器，離子推進(jìn)器，或Arcjet型推進(jìn)器。
7.根據(jù)權(quán)利要求5或6所述的系統(tǒng)，其特征在于，用于產(chǎn)生總推力的第一和第二瞄準(zhǔn)信號(hào)的所述的第一和第二設(shè)備包括能檢查或校驗(yàn)航天器高度的傳感器(15，18a，18b，19)。
8.根據(jù)權(quán)利要求5到7任一項(xiàng)所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述的推力瞄準(zhǔn)控制裝置的所述的第一設(shè)備包括將總推力調(diào)整在本地水平面內(nèi)的設(shè)備，主要對(duì)準(zhǔn)航天器速度方向。
9.根據(jù)權(quán)利要求5所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述的推力瞄準(zhǔn)控制裝置的第二設(shè)備包括控制遠(yuǎn)地點(diǎn)的設(shè)備，使得總推力調(diào)整到本地水平面內(nèi)，主要是航天器的速度方向內(nèi)，以及控制近地點(diǎn)的設(shè)備，使得總推力調(diào)整到基本與軌道平面正交的平面內(nèi)與航天器軌道速度相反的方向上。
10.根據(jù)權(quán)利要求5所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述的推力瞄準(zhǔn)控制裝置的所述的第一和第二設(shè)備用于將推力控制在太空中固定或幾乎固定的方向，并幾乎垂直于與軌道相切的平面。
11.根據(jù)權(quán)利要求9所述的系統(tǒng)，其特征在于，遠(yuǎn)地點(diǎn)控制設(shè)備用于調(diào)整總推力，使其基本對(duì)準(zhǔn)中心在遠(yuǎn)地點(diǎn)的半橢圓切線方向上。
12.根據(jù)權(quán)利要求9所述的系統(tǒng)，其特征在于，近地點(diǎn)控制設(shè)備用于調(diào)整總推力，使其基本對(duì)準(zhǔn)中心在近地點(diǎn)的半橢圓切線方向上。
13.根據(jù)權(quán)利要求5到12任一項(xiàng)所述的系統(tǒng)，其特征在于，還有一由屬于航天器的設(shè)備構(gòu)成的總推力瞄準(zhǔn)設(shè)備，如用于控制航天器姿態(tài)的慣性輪(17)。
14.根據(jù)權(quán)利要求5到12任一項(xiàng)所述的系統(tǒng)，其特征在于，包括由所述的至少一部分支承推進(jìn)器(12、12’)的平臺(tái)構(gòu)成的總推力瞄準(zhǔn)設(shè)備，所述平臺(tái)(13)是可控制的。
15.根據(jù)權(quán)利要求14所述的系統(tǒng)，其特征在于，可控制平臺(tái)(13)在至少一個(gè)軸上可控制超過10°。
16.根據(jù)權(quán)利要求14所述的系統(tǒng)，其特征在于，包括總推力控制設(shè)備，該設(shè)備包括分別瞄準(zhǔn)所述可控平臺(tái)(13)的設(shè)備及伺服調(diào)整每一推進(jìn)器(12、12’)的推力到預(yù)值的設(shè)備，使得產(chǎn)生的總推力能通過航天器的質(zhì)心(20)及產(chǎn)生一軌道外的分量。
17.根據(jù)權(quán)利要求5到16任一項(xiàng)所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述的高比沖推進(jìn)器(12、12’)也構(gòu)成了航天器(如衛(wèi)星)的姿態(tài)和軌道的控制設(shè)備。
全文摘要
用于將航天器從一橢圓初始軌道送入目標(biāo)軌道上的方法，使航天器描繪出一螺旋形軌道，它是由許多中間軌道形成，中間軌道由一組高比沖推進(jìn)器一次連續(xù)點(diǎn)火形成，至少在其第一機(jī)動(dòng)階段近地點(diǎn)高度增加，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度變向希望的方向，中間軌道與目標(biāo)軌道間的傾角差別減小，至少在第二機(jī)動(dòng)階段近地點(diǎn)高度和遠(yuǎn)地點(diǎn)高度的變化分別被控制在預(yù)定的方向上，而中間軌道與目標(biāo)軌道間的傾角差別繼續(xù)減小，直到遠(yuǎn)地點(diǎn)高度、近地點(diǎn)高度，航天器中間軌道的傾角基本達(dá)到目標(biāo)軌道的值。
文檔編號(hào)B64G1/00GK1168333SQ97110020
公開日1997年12月24日 申請(qǐng)日期1997年4月4日 優(yōu)先權(quán)日1996年4月5日
發(fā)明者克里斯托弗·科佩爾 申請(qǐng)人:推進(jìn)歐洲公司