FIELD: aviation.SUBSTANCE: method comprises launching spacecraft (SC) into exchange orbit with an apogee altitude of more than the altitude of the geostationary orbit (GSO) and a pericentre altitude below the GSO. The final launching of spacecraft is carried out in two stages, at the first stage the inclination of the exchange orbit is reduced by means of electric propulsion engines of high thrust (e.g., electrothermal ones), providing its natural evolution for the settlement period. Then the pericentre altitude of the exchange orbit is increased, ensuring that the spacecraft misses the inner radiation zone. At the second stage the spacecraft is launched into GSO using electric propulsion engines of low thrust (e.g., ion or plasma ones). Inertial orientation of the spacecraft remains unchanged throughout the second stage. The drift speed of the spacecraft is changed in the desired direction and the final launching is combined by the eccentricity to longitude reduction along with the changes in the eccentricity of the orbit.EFFECT: reduction in time and resources connected with the preparation for the arming operation and launching spacecraft into orbit of normal operation.4 cl, 3 dwg
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.
METHOD OF LAUNCHING SPACECRAFTS INTO GEOSTATIONATY ORBIT USING ELECTRIC PROPULSION ENGINES
СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ГЕОСТАЦИОНАРНУЮ ОРБИТУ С ПОМОЩЬЮ ЭЛЕКТРОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
2017-05-16
Patent
Elektronische Ressource
Russisch
Electric Propulsion for Small Spacecrafts
British Library Conference Proceedings | 2001
|METHOD FOR LAUNCHING SPACECRAFTS AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION
Europäisches Patentamt | 2019
|NTRS | 1965
HEAD OF SPACE CARRIER ROCKET AND METHOD OF LAUNCHING SPACECRAFTS
Europäisches Patentamt | 2019
|