专利名称：利用高比冲量推进器将航天器送入轨道的方法和系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种将航天器(如人造卫星)从一条初始椭圆轨道送入目标轨道(如航天器正常使用的轨道)的方法。而椭圆轨道与目标轨道比较有很大的不同，并且具有较大的偏心。
大多数人连卫星都带有推进器系统，以使它们能在太空中运动，特别是修正轨道缺陷，这些缺陷可能是送入轨道时产生的，是太阳和月亮的引力，地球的非球性的潜在影响，地球的气动的、磁力的及电力影响和太阳的辐射影响。卫星的推进系统也能使卫星就位，使轨道发生变化，保证空间定向，或确实保证姿态控制系统工作，这是通过对卫星上的惯性轮去饱和(desaturate)来实现的。
这样的推进系统使得卫星在任何方向上都有移动的能力，在一个方向上可以大幅度活动。
从质量的预算角度看，卫星的推进系统是主要的部件，或甚至是最大的部件。
大部分推进器厂家很早就注意到减少推进器质量的技术。比冲量是推进器的一个特性值，它确定每排出或消耗单位质量所产生的推力，所以高比冲量的推进器一直在被设计，研究和评估。例如可提及的有“电阻加热电离”式推进器，近电子迁移等离子推进器，FEEP场辐射推进器、离子轰击推进器及光热推进器。
从理论上讲，增加比冲量是基于零质量能量(也就是说几乎不消耗物质而产生的能量)转变为作用在物质微粒上的机械能。实际上，这种零质量能量是获自电能或太阳辐射的热，或获自放射性同位素反应堆。
从此种高比冲量推进器所得到的推力依赖于提供给它的电能或热能的大小。在卫星上，这样的能量受太阳能板的尺寸、太阳热能收集器的尺寸、或放射性同位素反应堆的尺寸或其能量储备装置尺寸的限制。所以，由任何种高比冲量推进器所产生的推力比常规化学发动机所提供的推力要小或小得多，例如只有400牛顿(卫星远地点发动机的典型值)。
电能或热能转变为作用到物质微粒上的机械能越多，所产生的比冲量越大。因此，推进器的比冲量越大，对于给定电或热能消耗的推进器其推力越小。这一特性实质上对所有类型的高比冲量发动机都适用。
这一特性在推进系统中有下述影响对于一给定的总冲量(也就是点火的总时间内作用在飞行器上的力的总和或对时间的积分)，由较高比冲量推进器所消耗的物质有显著的减少及对应地这种推进器工作的时间要显著增加。
高比冲量类型的推力适用于卫星在其正常工作的轨道上进行机动，因为它所需的推力小或很小，因此这就可能达到比化学推进系统(较低比冲量)好的优点。
另一种应用是当卫星最初置于一较其正常轨道完全不同的轨道上时，卫星需要用其自身推进系统将其由初始轨道推进到正常轨道。
在此情况下，总的转移机动时间就要相当长，相反地，所述机动时间最好要短。机动转移时间越长，财政负担越重，并且飞行器总发射费用也会增加(包括地面站的费用和地面跟踪人员的费用)。另外，长的机动转移时间也会增加通过凡阿伦带时的风险(位置有所不同，但可能位于诸如下列高度的附近1,800公里，2,000公里，10,000公里和21,000公里)。
最好减少飞行器在轨道上穿越凡阿伦带的运转圈数，特别是要减少部件或太阳能电池遭受的附加的伤害，否则就必须保护它们不受带中电磁波或质子或电子的辐射。
已提出各种各样的卫星机动的例子，它所使用高比冲量和低推力的推进器。
于是，期图加特大学(德国)的E.Messerschmid，A.G.Schwer，U.W.Schttle的文章发表在1995年第46届(国际)宇航年会上，标题为“通讯卫星低推力转移任务的操作和环境影响”，它揭示了一种在由阿里安4火箭地球同步转移轨道(GTO)构成的常规初始轨道及由地球同步轨道(GEO)构成的最终轨道之间的机动转移。这种机动转移由高比冲量的“ Arcjet”型推进器在地球同步转移轨道远地点产生的推力弧构成，这样，卫星轨道逐步改变，直到最终地球同步轨道GEO。
文献EP-B-0047211(发明人A.Mortelette)也描述了一种利用推力弧变轨的方法。
上述两文献提及的两方法中，远地点高度必须是常数或变化很小。所需要的机动时间也相当长，因此要减少所述时间就要增加推力。而且，发动机开机的次数也要加大，也增大了主要操作限制。当卫星在轨道上有一经常变化的可变恒星周期时，其位置也趋于不断变化，与地球的恒星周期不同，甚至完全不同，当卫星需要启动推进器时，它不一定在地面站可见的范围内。这意味着需要推进器启动几次的任何卫星发射过程都不能仅用一个地面站来安全地完成。反过来，必需使用位于不同地方贯穿卫星整个入轨过程的数个地面站。地面站的运行费用及租金并不是一个小数目。
为减少前述文献中将卫星发射入轨的总机动时间，最好是用高推力推进器。但在这种环境下，对于推进器的给定功率，比冲量就不得不变小，所以在机动过程中消耗的质量就要增加。在这种方式下，为将卫星送入轨道所提出的各种解决方案都是低性能的。
Irving提出了解决方案，为从最初的环形轨道到达最终的环形轨道，连续地开动与本地水平线或与轨道速度(相对地球的速度)一致的推进器，因此，轨道就逐步改变并接近甚至达到最终目标轨道，这种机动导致一种螺旋形轨道，并且机动只需开启一次推进器。然而，通过凡阿伦带的次数并不能优化，这是一个缺陷，首先，目前的机动型式仅是在环形轨道间、或适当地可在特殊的椭圆形轨道间机动。
也有将推力弧和随后的螺旋形机动结合起来的解决方案，在文献EP-A-0673833(A.Spitzer的发明)中有此特殊机动的记载。如果此应用仅是用高比冲量和低推力的推进系统，将卫星送入轨道的这种技术就是低性能的，特别是在持续时间方面更是如此。通过凡阿伦带的圈数也是多的，推进器也要启动多次，不幸的是，大量启动推进器是在第一阶段，在此期间近地点高度要增加，并且特别是恒星周期与地球运转的恒星周期有不同。
A.Spitzer还提出采用“混合”推进的解决方案，也就是将常规化学发动机与高比冲发动机相结合，常规化学发动机用于第一阶段推力弧机动，高比冲发动机用于第二阶段螺旋形机动。在这种情况下，总转移机动时间显著减少，穿过凡阿伦带的圈数也比较少。然而，在机动过程中所消耗的质量是比较大的，并且要同时具备两种不同类型的推进系统，与仅有一种推进系统相比，增加了成本，卫星结构也更加复杂，准备和发射的费用也增加了，特别是因为要在不同的燃料箱中加注不同的物质及要注意防止污染及防火。
本发明用于解决上述缺陷，特别是使得发射器或航天器发射的卫星从非正常工作的轨道到达正常轨道，并高效地利用高比冲低推力的推进器。
本发明特别可以缩短从最初轨道到目标轨道的转移时间至最小。
本发明也可改进机动的可靠性。
本发明的另一目标是降低航天器的制造和使用费用，并减小使用化学物质带来的风险。
这些目标通过下述方法实现，一种将航天器(如卫星)从一条完全不同于目标轨道，并比目标轨道更加偏心的初始椭圆轨道送入目标轨道，如航天器最终适用的轨道的方法，该方法的特性在于，航天器描绘出一螺旋形轨道，它是由许多中间段轨道形成，中间段由安装在航天器上的一组高比冲推进器一次连续点火而形成，螺旋轨道的进展以下列方式控制，在每一连续的圈中，至少在机动的第一阶段，近地点高度增加，远地点高度移向确定的方向，中间轨道与目标轨道间的倾角差异减小，然后，至少在第二机动阶段，近地点和远地点高度的改变被分别控制在预定的方向上，而相对于目标轨道的中间轨道的倾角差别逐步减少，直到远地点高度、近地点高度、及航天器中间轨道的倾角基本达到目标轨道的值。
在适当的地方，高比冲推进器组件可由一台高比冲推进器构成。
在这种方式下，只需一种类型的推进器就可将卫星送入目标轨道。
但是，也不是不可能带有其它类型的辅助推进器，例如冷气推进器或电阻加热电离式推进器，并可用与高比冲推进器相同的气体，如氙，从而可在短时间内获得高推力，以避免上述化学推进的缺点。
这样的辅助推进器可用于初始阶段，例如，用于由于展开太阳能电板的次弯矩控制。
在第一个具体实施方式
中，对于一在初始椭圆轨道上的航天器，此初始轨道与航天器最后使用的最终目标轨道完全不同，在推进器开始连续点火的第一机动阶段及在每一连续的圈中，中间轨道的远地点高度增加及近地点高度增加到一较小的程度，在机动的第二阶段，直到持续点火的最终，在每一连续的圈中，中间轨道的远地点高度减少而近地点高度增加。
在第二个具体实施方式
中，在第一机动阶段中，从推进器开始持续点火时，及在每一连续的圈中，中间轨道的远地点高度增加，近地点高度也增加，在第二机动阶段，靠近持续点火的中间，及在每一连续的圈中，中间轨道的远地点高度减小而近地点高度增加，然后在第三机动阶段中，一旦航天器中间轨道的偏心率基本达到目标轨道的偏心率，及直到持续点火的结束，在每连续的圈中，远地点高度减小及近地点高度减小，而中间轨道相对于目标轨道的倾角差别不断减小，直到远地点高度，近地点高度，航天器中间轨道的倾角基本达到目标轨道的值。
在第三个具体实施方式
中，在从推进器开始连续点火开始的第一机动阶段中，及在每一连续的圈中，中间轨道的远地点高度减小而近地点高度增加，然后在第二机动阶段，直到持续点火的结束，一旦航天器的中间轨道的偏心率基本达到目标轨道的偏心率，及在每一连续的圈中，中间轨道的远地点高度减小，而近地点高度也减小。
本发明也提供一种将航天器(如卫星)从一完全不同于目标轨道的，特别与目标轨道有完全不同的偏心率的初始椭圆轨道送入目标轨道的系统，该系统的特征包括·装在航天器上的一组平台；·在所述平台上安装的高比冲，大于5000牛秒/千克，低推力，小于10牛的推进器，它用于产生作用于航天器上的全部作用力；·在航天器被发射到初始轨道后用于使推进器连续工作的控制装置，它通过一完全螺旋形轨道将所述航天器送到目标轨道，要忽略掉可能的服务中断，并在远地点高度，近地点高度，航天器中间轨道的倾角基本达到目标轨道的值时停止推进器点火；及·推力方向控制装置，包括至少第一操作设备，在推进器连续点火的第一阶段，产生总推力的第一瞄准控制信号，使得航天器在每一连续的圈中及在每一中间轨道上，远地点高度增加，近地点高度有小幅度增加，中间轨道相对于目标轨道的倾角减小，及至少第二操作设备，在推动器点火的第二阶段，产生总推力的第二瞄准控制信号，使得航天器在每一连续的圈中及在每一中间轨道中，远地点高度减小，近地点高度增加，中间轨道相对于目标轨道的倾角减小。
有利的是，高比冲推进器包括等离子类型的近电子迁移推进器，离子推进器，或“Arcjet”型推进器(即电弧推进器)。
在一个具体实施例中，用于产生瞄准总推力的第一和第二控制信号的所述的第一和第二设备包括能检查或校验航天器高度的传感器，它们在推进器控制装置连续工作使点火持续期间开动。
更具体地说，所述的推力瞄准控制装置的所述的第一设备包括将总推力调整在本地水平面内的设备，主要对准航天器速度方向。
在这种情况下，更具体地说，所述的推力瞄准控制装置的第二设备包括控制远地点的设备，使得总推力调整到本地水平面内，主要是航天器的速度方向，及控制近地点的设备，使得总推力调整到在基本垂直于轨道平面的平面与航天器轨道速度相反的方向上。
远地点控制设备用于调整总推力，使其基本对准中心在远地点的半椭圆的切线上。
近地点控制设备用于调整总推力，使其基本对准中心在近地点的半椭圆切线上。
在一个不同实施例中，所述的推力瞄准控制装置的所述第一和第二设备包括用于将推力控制在太空中固定或几乎固定的方向，并几乎垂直于与轨道相切的平面。
该系统还可包括属于航天器的总推力瞄准设备，如用于控制航天器姿态的惯性轮。
该系统还可包括总推力瞄准设备，它由至少一部分所述的安装推进器的，可控的平台构成。也可用推力可调的推进器。
本发明的系统还可能包括总推力控制设备，它包括分别瞄准所述的可控平台的设备和调整每一推进器的推力到预定值的推力伺服控制设备，使得产生的总推力能通过航天器的质心及产生一轨道面外的分量。
有利的是，可控制平台在至少一个轴上可控制超过10度。
在本发明的一优选实施例中，所述的高比冲推进器也有用于航天器(如卫星)的姿态和轨道控制设备。
从本发明的方法可以看到，通过确保近地点的连续增加(可通过减小高度来终止)及远地点高度开始增加，最后减小的变化，可使得从任何初始椭圆轨道到达一个完全不同的最终轨道，而保持推进器连续工作。
特别是，当初始轨道与最终轨道有接近的远地点时，按本发明，在推进器点火的过程中，可使远地点增加的高度基本等于其减小的高度。在这种情况下，整个机动以近地点高度的增加而结束。
虽然本发明的方法和系统可用于任意初始椭圆轨道到目标轨道，但本发明特别适用于非常偏心的(偏心率大于0.2)的椭圆轨道，其恒星周期短于目标轨道(这意味着初始轨道的近地点高度要低于目标轨道)，其远地点接近于目标轨道的远地点，并且目标轨道是圆环形或无偏心率(偏心率小于0.1)。这适用于地球同步卫星到同步转移轨道，或发射卫星到一中等高度(如20,000千米)的环形同步转移轨道。在点火过程中，逐步增加远地点，以提高增加近地点高度的机动效率。接近推进器点火终止时，逐步减小远地点高度，这使得推进器有额外的消耗，但额外的消耗很少并且对整个机动时间会显著减小。
本发明的方法可很好地用于初始轨道是椭圆的并且恒星周期要比目标轨道小，甚至是初始轨道的远地点与目标轨道完全不同及目标轨道是圆环形的情况。
本发明第三个实施方式特别适用于使穿过凡阿伦带的次数减至最少。在这种方法中，高比冲推进器是连续点火的，并且总推力可控，如增加中间轨道的近地点高度并减少远地点高度，然后在不中断推进器工作的情况下，总推力转变为连续减小远地点高度并同样减小近地点高度，最后，近地点和远地点高度就与目标轨道的相重合。
这一实施方式非常适于将航天器发射到极高偏心率的及恒星周期大于或等于目标轨道的转移轨道。一个极端的例子是从一条有620千米近地点和330,000千米远地点(也就是有8天周期的轨道)发射一颗卫星到一天周期的地球同步轨道。其初始质量为2950千克总推力为0.64牛，用本发明来操作高比冲推进器仅两圈穿过凡阿伦带。由于穿过凡阿伦带如此少数的中间轨道，在这种情况下本发明方法的特性就与高推力的常规方法一样好。
本发明的方法和系统的一个优点是，将例如卫星从常规同步转移轨道(GTO)运动到地球同步轨道(GEO)而仅需启动一次推进器，因为启动总是很困难的，所以这构成了一个重要的优点。所以这就可以限制启动的次数，启动是不稳定的，总是需要非常注意。例如，电推进器，总需要几分钟的准备时间才能工作，还要作一系列特殊的工作。此外，当多个推进器用作机动时，需要保证各个推进器同时启动，特别是当它们分别配置在不靠近质心时。如果它们不是同时启动，就需要航天器的姿态控制系统工作来消除姿态漂移。控制系统就可能饱和，就得中止启动，过一会再试。所以这是一个特别的优点，就是在最初轨道和目标轨道间迁移的整个过程中，特别是中间轨道的恒星周期完全不同于地球旋转恒星周期时，可保证推进器仅启动一次。这样的一次启动可在卫星到达某一特殊的地面站可见的范围内来执行。因此就不需要许多的地面站，另外，执行此单次启动任务的地面站的位置也并不重要了。进一步本发明方法的单次启动的优点是可使用自动控制的方式将卫星送入目标轨道，并且对于航天器而言，在入轨过程中可自主飞行，所以减少了入轨费用。
本发明的另一优点是在完成卫星入轨的过程中，仅需要一种类型的推进器，也就是高比冲推进器，或在合适的地方，也使用辅助推进器，但使用与所述的高比冲推进器相同的惰性气体。这就减少了航天器的制造和使用成本，也减小了使用化学、双组分或其它有毒物质带来的危险，因为高比冲推进器极少用如氙的惰性气体外的化学物质。
另一方面，因为本发明的机动需推进器连续工作，所以在机动中由推进器消耗的质量直接与机动持续时间成比例。其结果是，只需在机动中优化推进器的控制以减少机动时间，就可减少了机动过程中物质的消耗。
对于不同的近地点和远地点参数，可采用不同的优化方法，以确定相应的控制方式，并满足标准。
所以特别是，对于机动开始时的控制，结果是从一常规的地球同步转移轨道(GTO)上，相对在本地水平面内的推力特别有效。在机动的未段，推力在远地点周围的水平面内，并且在近地点周围与轨道速度反向相切最好。在机动期间，固定控制或惯性相关也是很重要的。
在机动的最后，卫星最好面向地球(控制相关推力在本地水平面内)，特别适于卫星进入轨道的最后调整及对载荷执行某些调整(此时推进器依然工作)。
可以看到，采用本发明控制推进器的方法，对于从常规转移轨道到达地球同步轨道的情况，特别适于短周期机动，与使用化学推进的常规系统相比，没有显著增加所述机动过程中消耗的质量。
举例说明，对于一颗2950千克的卫星，安装有总推力0.64牛、高比冲为16,000牛秒/千克及比功率为16千瓦/牛的等离子推进器，用阿里安5型的发射器发射到初始的同步转移轨道(远地点36000千米，近地点620千米)，最终机动不超过3.7个月，电能消耗10千瓦，转移到同步轨道消耗质量380千克。
在本发明的将卫星送入轨道的方法中，可将机动的比冲作为一个整体考虑，定义为在卫星入轨的整个机动过程中作用在卫星上的总冲量被航天器初始质量(Mi千克)除的商，如下ISP机动＝F×Δt/Mi因为推进器是持续点火，所发出的总冲量等于产生的力(牛顿)乘以机动时间Δt(秒)。
在该例子中，ISP机动为2070牛秒/千克。这个数量相对较小地取决于推进器的比冲(只要是高的)。这一机动比冲的概念可以很快地评价将卫星送入轨道的本发明方法的主要特点和优点。
作为比较，同样载荷并用常规化学推进的常规卫星可能需要4100千克的发射质量，也就是多出1(公制)吨，于是增加了发射费用，如果发射费用一定，就减少了载荷及航天器的可利用性。
另外，一个有同样载荷的卫星，用同样的16000牛秒/千克的高比冲推进器，推力也等于上面提及的(0.64牛)，但是采用诸如基于轨道远地点周围的推力弧或甚至远地点周围推力孤及近地点周围推力弧的方法到达轨道，起飞质量如果相同(如2860千克)，那么卫星送入最终轨道的机动时间可能要长达4.8个月，也就是要比本发明将卫星送入轨道的设备要长约30％。
在这种情况下，本发明带来的优点是非常显著的，因为尤其是可以减小卫星开始赚钱前必须投入的制造和发射费用而开支的财政经费。另另外，在机动过程中也较少地用到地面站的设备，所以总成本也减少了。
本发明的机动类型的另一优点是，与推力弧机动相比，显著地减少了穿过凡阿伦带的次数。因为中间轨道远地点高度是增加的，所以可增加近地点附近特别是有质子和电子分布带地方的速度。因此，与利用相同的推进器但采用远地点推力弧的转移相比，减少了穿过凡阿伦带的时间。另外，近地点高度增加的非常快，近以穿过凡阿伦带的总次数也显著减少。
与本发明相关的另一优点是随着相对最终目标轨道的倾角的增加，效率也增加。远地点高度的增加使得能更有效地修正倾角的差别，这一优点可用于例如超地球同步轨道，并且高度越高，效率越高。在这种情况下，只需检验中间轨道的远地点确实位于最终目标轨道平面内，及在远地点处控制总推力，使部分推力在轨道面外，以减小倾角的差别。当总推力的控制不改变远地点高度，近地点高度，及倾角外的任何轨道参数时，是最有效的机动。当卫星位于最初轨道上，如果最初轨道的远地点在最终轨道平面内，此构形将继续，修正倾角的差别更有效。也要考虑月亮、太阳，及地球的潜在的非球性引力的被称作“扰动”的影响，以改进修正的效率。
本发明的另一优点是卫星可在推进器工作前完全或部分展开。这是因为高比冲推进器只提供很小的推力，不会产生应力，以可能损坏易损结构，如太阳板或太阳聚集器或展开的天线和桅杆。
在某些情况下，天线可能只能在推进器熄火后展开，如果推进器定位，就会污染或侵蚀有源天线的表面。相反地，通过展开太阳板，甚至是在推进器点火前，对于高比冲推进器就可有效地应用太阳能板产生的电能。
本发明其它的特点及优点将结合附图描述来说明，以举例及相关附图来进行，在这里·
图1显示了在一个点上利用一个冲量来达到地球同步轨道的常规方式；·图2是从一圆环形最初轨道上，推进器连续工作并用螺旋方法到达地球同步轨道；·图3表示如何用推力弧到达轨道，这是从一椭圆初始轨道开始的并且推进器不连续工作；·图4是本发明的螺旋方法从一初始椭圆轨道开始到达轨道，并且推进器连续工作的透视图；‘图5和图6是图4分别在xoy平面及正交于xoy平面并包括一轴Z的视图；·图7是应用本发明的第一个实施例的卫星的透视图；·图8本发明应用的第二个实施例的卫星的透视图；·图9是一幅表示椭圆轨道并且确定了中心在远地点的半椭圆附近的推力区的图；·图10是表示一椭圆轨道并且确定了中心在近地点的半椭圆附近的推力区的图；图11与图5类似，显示了用“近似”的方法达到地球同步轨道的应用本发明方法的一个特殊例子；·图12与图4类似，显示了用“替换”方法达到地球同步轨道的应用本发明方法的一个特殊例子；·图13是本发明系统的监视和控制电路的方框图；·图14是应用本发明的系统图，显示了如何通过调整推进器中的一台推进器使总推力超出轨道平面；及·图15是应用本发明的近电子迁移等离子类型高比冲推进器推进系统的方框图；将卫星送入圆环形轨道的三种常规方法已经介绍了，在图1至图3中又描述了一遍。
图1显示了Hohman机动的各阶段，包括发射阶段1，在这里火箭将卫星送到一低轨道，接着是转移阶段2，在这里卫星通过增加近地点速度到达一椭圆轨道，其远地点高度与最终所希望的高度相应，在此再次增加速度3使得卫星到达最终环形轨道4。5，6部分表示了强辐射，被称作凡阿伦带。
图2示出了采用一种螺旋形轨道，其加速度非常低但是连续的。可看到发射阶段1进入低环形轨道，及转移阶段2是一纯螺旋形轨道。标记7示出了螺旋点火终止的位置。标记3示出了使卫星进入最终环形轨道4的最终机动位置。凡阿伦带和图1中一样标为5和6。
图1和图2所示的变轨方法的缺点已在前面描述过，就不再重述了。
图3表示如何应用“推力弧”方法达到最终轨道。
在发射阶段1后，卫星被置于第一椭圆半轨2上并且飞向远地点，在此推进器点火提供一速度增量3A。卫星然后就描述一第二椭圆轨道4A，其近地点显著提高，远地点稍微有所提高。在新的远地点再次启动推进器，再次增加速度3B，航天器又置于一新的椭圆形轨道4B上，与前一轨道相比，近地点高度显著提高，远地点高度稍微有所提高。这样一直进行，直到达到椭圆轨道4N，其远地点到达希望的最终高度，使得航天器能置于其最终环形轨道4。
如同图1和2，凡阿伦带被称作5和6。
利用连续推力孤技术来达到轨道的方法的缺陷前面已介绍过，就不再重述了。
参考图4到图6说明用本发明的方法将航天器如卫星送入轨道的方法。
通过发射设备从地球100发射的发射阶段101之后，卫星被置于一椭圆形轨道102上。
随后就可执行将卫星送入最终轨道的点火，既可以立即点火，也可以为方便用户，在初始轨道102上的若干圈后，如卫星到达103点时点火。
在卫星到达103点需要转移时，卫星上的高比冲推进器开始点火，所述的推进器可限制有一台。
高比冲推进器可连续工作，通过控制其总推力，可使卫星形成螺旋104A，104B，…，其特征是连续的中间轨道，其间远地点高度的增加要远快于近地点高度的增加。
当中间轨道远地点高度足够高时，如在104G点，推进器依然保持工作，总推力的控制仅是用于改变轨道的倾角。
当卫星到达螺旋形轨道的104K部分时，推进器依然工作，总推力控制特性被修正，使得螺旋形的远地点在每一圈中下降，而近地点高度增加，也就是在每一个新的中间轨道上。
当倾角变为希望值时，如在104N点，推进器保持工作，总推力控制特性被改进，使得总推力在轨道平面内，并保持使远地点高度下降、近地点高度增加。
螺旋运动通过中间轨道104N到104P连续进行。推进器例如在107点停止工作，此时远地点或近地点的高度等于或接近最终目标轨道的希望高度。
从上面的例子可以看到，在启动推进器时不必立即改变轨道的倾角可能是有利的。在推进器连续工作的起始点火时，可使得近地点高度迅速增加，以使穿过凡阿伦带的时间减至最短。如果同样也要改变倾角，那么就要延长这一时间，因为这需要减小用于提高近地点高度的推力分量。
同样，希望的倾角改变可在104N点完成，甚至在达到最终目标轨道之前，所以可使总体性能最佳，远地点高度越高，倾角改变越有效。
在螺旋轨道中推进器工作的各个阶段，要考虑到航天器在地球同步轨道的最终入轨点或附近的限制。在螺旋轨道中存在很大的可使得推进器停止工作时到达地球同步轨道的任何一点但对性能只有较小影响的活动余地。
可以看到，本发明的方法有一个特别的优点，它可确定一种机动，其间推进器只需启动一次，就可从最初的轨道到达最终的轨道。当然，也可在适于用户的情况下，由于要达到目标轨道以外的原因，例如推进器或卫星执行维护工作，或满足轨道绘图、遥测，或遥控系统的需要而临时中断推进器的工作。
另外，在某些应用中，如果例如需要卫星更快速地达到其同步轨道的最终位置，或避免在通过同步轨道时有零倾角，倾角的改变可在推进器一点火就开始，或在推进器点火终了之前进行。
众所周知，远地点和近地点是航天器在一圈中所达到的距离地球的最远距离和最近距离。通常，所希望的卫星轨道接近于椭圆形，甚至使用高比冲推进器时也是如此，这需要较低的推力。这就是为什么所述的远地点和近地点近似为与平均轨道相切的椭圆的远地点和近地点。
要在对应于轨道段104K到104N的阶段上达到所要的效果，在中心位于远地点的半椭圆中，可以控制推力在本地水平面内，如图9所示，在中心位于近地点的半椭圆中，控制推力在正交于轨道面内并且切于轨道并在与速度相反的方向上，见图10。
在图9和10中，可分别看到远地点推力弧角α和近地点推力弧角α’。在图9和图10中，椭圆参数表示为a＝半长轴b＝半短轴c＝椭圆焦点和中心的距离。
椭圆的偏心率可由c/a的比给出。
图11表示用“相似”的方法如何达到轨道。这一方法对于穿过凡阿伦带的时间有显著的优点。最初轨道近地点为620千米，远地点71,000千米。高比冲推进器在所说的远地点“附近”的半椭圆起始的附近开始点火。
总推力指向本地水平面内，使得近地点高度和远地点高度都增加。然后，当近地点高度超过20,000千米时(此值特别是凡阿伦带活动的函数，需要考虑此值可能诸如8,000千米这样小)，推力方向的变化以保持惯性(也就是在远地点切于速度)，从而导致近地点高度增加和远地点高度减小；然后当轨道偏心率为零时，推力方向在切线方向并与速度方向相反，从而导致近地点高度减小、远地点高度减小。结果是，远地点的高度和近地点的高度最终接近于目标轨道的高度，也就是地球同步轨道。可以看到，穿过凡阿伦带的次数比图4所示的情况要少。
图12表示用“替代”的方法如何达到轨道。这种方法对于穿过凡阿伦带的时间有显著的优点。最初轨道的近地点为620千米，远地点轨道为330,000千米。高比冲推进器在所说的远地点“附近”的半椭圆起始的附近点火。总推力在惯性方向(在远地点切于速度)，因而使近地点高度增加及远地点高度减小。
然后，当轨道偏心率是零的时候，推力方向变到本地水平面内与速度相反的方向，以减小近地点高度及减小远地点高度。其结果是，近地点高度和远地点高度最终达到与目标轨道也就是地球同步轨道相适应的高度。可以看到，穿过凡阿伦带的次数要远小于图4所示的情况，也比图11所示的情况要小。
现在看图7和8，表示应用本发明的两种不同类型的卫星11。航天器11在平台或基台座13上装有高比冲推进器12，至少一部分平台或基座是可控制的。推进器12’在机动到达轨道中作为备份。其它的辅助推进器14用与推进器12及12’相同的材料，也可安装在卫星星体11上。在卫星结构9的两侧装有太阳板10，形成一副太阳能板，由机械机构9a驱动。卫星有一朝向地球的轴OZ。轴OZ通过红外水平中心8a指向地心，或通过射频探测器8b指向一信标。辅助的水平探测器15也可安装于卫星11星体的其他侧。
推进器12和12’也可以像在变轨机动时一样，在卫星的生存期内用作轨道和姿态控制。
与卫星相关的并使其达到轨道的系统包括一将卫星送至最初轨道后使推进器连续工作直到卫星到达最终目标轨道的装置。该系统还包括一通过作用于可控基座或作用于卫星上的其它可控设备(如惯性轮或动能轮)而控制推力的装置。还有一些设备在从一恒星周期不同于(例如，小于)最终目标轨道的初始轨道开始提供操纵控制·在机动开始时，在每一连续的圈里，推进器12工作产生的作用及方向使得轨道的远地点增加，同时近地点也稍微有所增加；并且·在机动结束时，在每一连续的圈里，推进器12工作产生的作用使得轨道远地点高度下降及近地点高度增加。
用于控制的设备也可适用于诸如上面提到的“替换”方法。
如图13所示，通过一产生可控操作信号的设备可使用各种控制方法来控制总推力。
为将推力控制在本地水平面内，可由红外水平控测器15a调节地球与卫星间距离来给出参考控制架构(如扫描传感器或CCD矩阵传感器)。第三轴(偏转轴)的控制在一般情况下通过利用太阳或星体传感器18a，18b，或19来获得。瞄准精度在±2°内对执行任务是足够的。
此后，为控制推力在轨道速度反切线方向，卫星相对于南-北轴旋转约180°，以反向推力方向。为此需要在两相对面(东-西)上装辅助传感器15b和15c。旋转可由安装在南-北轴上的动能轮或反作用轮17设备产生一扭矩来逐步达到，旋转姿态由一内置陀螺16或由太阳传感器18a和18b来测量。
为将推力控制在惯性方向，太阳传感器18a、18b或18c提供一每天相对星体移动1°的姿态参考。星载计算机121计算太阳与希望的总推力方向之间的角度，并控制卫星适当地旋转(通过姿态和轨道控制系统122作用于惯性轮17)，直到达到希望的角度。
如果太阳传感器位于太阳板10上(传感器18a和18b)，计算机121通过作用于太阳板驱动机构在太阳板10和星体11间产生一角度，而星体姿态和轨道控制系统(AOCS)122是太阳控制的，将板指向太阳。
姿态控制扭矩由支承高比冲推进器12及12’的可控基座13的精确定向来产生。
图13显示了在控制电路120的控制下启动的高比冲推进器12，及可选的用与推进器12相同的物质(如氙)的小辅助推进器14，陀螺16，反作用轮17，用于控制北太阳板驱动机构的太阳传感器18a，用于控制南太阳板驱动机构的太阳传感器18b，安装在卫星体11上的太阳传感器19，支承高比冲推进器12的平台13，用于控制可控平台13的电路131，一红外水平传感器15a，一星载计算机121，及轨道和姿态控制系统的接口和作动器122。
可选地，如图13所示，可有一东水平传感器15b和西水平传感器15c。
为将总推力控制在偏离轨道面(在需改变连续轨道倾角时需要)，需要将整个卫星体在诸如偏航轴上转动(图8中OZ轴)。
如图7和8所示，如果安装了多台高比冲推进器，如两台，那么就可通过控制可控基座13及还可调整两台推进器12中一台的推力强度，使得在轨道外产生一总推力分量，尽管推力分量位于轨道平面外，但总推力矢量依然通过航天器质心。这一特点在图14中示出。为使总推力(矢量23)通过质心20及在轨道平面外产生一分量，对于南、北的推进器12的可控基座有不同的控制。北推进器12的推力(矢量21)被调整到使得矢量21和22之和的能通过质心20。
图15是应用本发明的能达到轨道的推进系统框图。
物质30(如氙)的一个或多个贮箱31汇合到总管32。总管32含有一依靠阀和传感器(未示出)来控制压力和流速的系统。通过标准管线37及备份管线37’，总管32将物质30送到流速控制器33，再从那里被送往高比冲推进器12和12’。利用同样物质30的可选的辅助推进器由管线37和37’供给。
推进器12和12’的电力供给是通过一电流分配器35进行，它带有继电器，电流来自变压器36，直接接到航天器电源及控制和监视总线。
支承两推进器12和12’的每一基座38相对于航空器是可控的，并由一控制装置34控制。
本发明的系统主要用于在椭圆的最初轨道如GTO和环形最终轨道GEO之间转移。但是也可用于从一最初的椭圆轨道GTO到其它有不同偏心率的椭圆轨道。
权利要求
1.一种将航天器(如卫星)从一条完全不同于目标轨道，并比目标轨道更加偏心的初始椭圆轨道送入目标轨道(如航天器最终适用的轨道)的方法，该方法的特征在于，使航天器描绘出一螺旋形轨道，它由许多中间段轨道形成，所述多个中间段由安装在航天器上的一组高比冲量推进器一次连续点火而形成，螺旋形轨道的进展以下列方式控制，在每一连续圈中，至少在机动的第一阶段，近地点高度增加，远地点高度移向确定的方向，中间轨道与目标轨道间的倾角差别减小，然后，至少在第二机动阶段，近地点和远地点高度的改变被分别控制在预定的方向上，而相对于目标轨道的中间轨道的倾角差别逐步减小，直到远地点高度，近地点高度、及航天器中间轨道的倾角基本达到目标轨道的值。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对于一在与航天器最后使用的最终目标轨道完全不同的初始椭圆轨道上的航天器，在从推进器开始连续点火的第一机动阶段，在每一连续圈中，中间轨道的远地点高度增加及近地点高度增加到一较小的程度，在机动的第二阶段，直到持续点火的最终，在每一连续圈中，中间轨道的远地点高度减小而近地点高度增加。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在第一机动阶段中，从推进器开始持续点火时，在每一连续圈中，中间轨道的远地点高度增加，近地点高度也增加，在第二机动阶段，靠近持续点火的中间，在每一连续圈中，中间轨道的远地点高度减小而近地点高度增加，然后在第三机动阶段中，当航天器中间轨道的偏心率基本达到目标轨道的偏心率时，直到持续点火终止，在每一连续圈中，远地点高度减小及近地点高度减小，而中间轨道相对于目标轨道的倾角差别不断减小，直到远地点高度，近地点高度，航天器中间轨道的倾角基本达到目标轨道的值。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在从推进器开始连续点火时的第一机动阶段中，在每一连续圈中，中间轨道的远地点高度减小而近地点高度增加，然后在第二机动阶段，直到持续点火终了，当航天器的中间轨道的偏心率基本达到目标轨道的偏心率时，在每一连续圈中，中间轨道的远地点高度减小而近地点高度也减小。
5.一种将航天器(如卫星)从一条完全不同于目标轨道的，特别与目标轨道有完全不同的偏心率的初始椭圆轨道送入目标轨道的系统，该系统的特征在于包括·装在航天器(11)上的一组平台(13)；·在所述平台上安装的高比冲，大于5000牛秒/千克，低推力，小于10牛的推进器(12，12’)，用于产生作用于航天器上的全部作用力；·在航天器被发射到初始轨道后用于使推进器连续工作的控制装置(120)，通过一完全螺旋形轨道将所述航天器送到目标轨道，要忽略掉可能的服务中断，并在远地点高度、近地点高度、航天器中间轨道的倾角基本达到目标轨道的值时停止推进器点火；及·推力方向控制装置(121，122，131)，包括至少第一操作设备，在推进器连续点火的第一阶段，产生总推力的第一瞄准控制信号，使得航天器在每一连续圈中及在每一中间轨道，远地点高度增加，近地点高度小幅度增加，中间轨道相对于目标轨道的倾角减小，以及至少第二操作设备，产生总推力的第二瞄准控制信号，使得航天器在每一连续圈中及在每一中间轨道中，远地点高度减小，近地点高度增加，中间轨道相对于目标轨道的倾角差别减小。
6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，高比冲推进器(12、12，)有等离子类型的近电子迁移推进器，离子推进器，或Arcjet型推进器。
7.根据权利要求5或6所述的系统，其特征在于，用于产生总推力的第一和第二瞄准信号的所述的第一和第二设备包括能检查或校验航天器高度的传感器(15，18a，18b，19)。
8.根据权利要求5到7任一项所述的系统，其特征在于，所述的推力瞄准控制装置的所述的第一设备包括将总推力调整在本地水平面内的设备，主要对准航天器速度方向。
9.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述的推力瞄准控制装置的第二设备包括控制远地点的设备，使得总推力调整到本地水平面内，主要是航天器的速度方向内，以及控制近地点的设备，使得总推力调整到基本与轨道平面正交的平面内与航天器轨道速度相反的方向上。
10.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述的推力瞄准控制装置的所述的第一和第二设备用于将推力控制在太空中固定或几乎固定的方向，并几乎垂直于与轨道相切的平面。
11.根据权利要求9所述的系统，其特征在于，远地点控制设备用于调整总推力，使其基本对准中心在远地点的半椭圆切线方向上。
12.根据权利要求9所述的系统，其特征在于，近地点控制设备用于调整总推力，使其基本对准中心在近地点的半椭圆切线方向上。
13.根据权利要求5到12任一项所述的系统，其特征在于，还有一由属于航天器的设备构成的总推力瞄准设备，如用于控制航天器姿态的惯性轮(17)。
14.根据权利要求5到12任一项所述的系统，其特征在于，包括由所述的至少一部分支承推进器(12、12’)的平台构成的总推力瞄准设备，所述平台(13)是可控制的。
15.根据权利要求14所述的系统，其特征在于，可控制平台(13)在至少一个轴上可控制超过10°。
16.根据权利要求14所述的系统，其特征在于，包括总推力控制设备，该设备包括分别瞄准所述可控平台(13)的设备及伺服调整每一推进器(12、12’)的推力到预值的设备，使得产生的总推力能通过航天器的质心(20)及产生一轨道外的分量。
17.根据权利要求5到16任一项所述的系统，其特征在于，所述的高比冲推进器(12、12’)也构成了航天器(如卫星)的姿态和轨道的控制设备。
全文摘要
用于将航天器从一椭圆初始轨道送入目标轨道上的方法，使航天器描绘出一螺旋形轨道，它是由许多中间轨道形成，中间轨道由一组高比冲推进器一次连续点火形成，至少在其第一机动阶段近地点高度增加，远地点高度变向希望的方向，中间轨道与目标轨道间的倾角差别减小，至少在第二机动阶段近地点高度和远地点高度的变化分别被控制在预定的方向上，而中间轨道与目标轨道间的倾角差别继续减小，直到远地点高度、近地点高度，航天器中间轨道的倾角基本达到目标轨道的值。
文档编号B64G1/00GK1168333SQ97110020
公开日1997年12月24日 申请日期1997年4月4日 优先权日1996年4月5日
发明者克里斯托弗·科佩尔 申请人:推进欧洲公司