Изобретението се отнася до технология пространство, по-специално за отстраняване на товари в геостационарна орбита. Съгласно изобретението сателитна (S) изхода от последния етап (Ь) на ракетата носител на кръгова орбита изхвърляне (В). Тази орбита близо до геостационарната (G), но достатъчно далеч от последната (в

300 км), с цел да се избегне възможен контакт с геостационарни космически обекти. След това, на сателита е отделен от споменатия последен етап (L) и се прехвърля предимно чрез своя собствена система за задвижване на геостационарната орбита (G). За две преминаване на импулса може да се използва, например gomanova, веригата (R1. R2), при което общата промяна в орбитален скорост е

11 м / сек. Изобретението се елиминира запушването на изгорелите етапите на геостационарна орбита моторни, като същевременно осигурява рационално отстраняване енергия сателитна орбита. 5 z.p.f Предшестващо ил 4.

Настоящото изобретение се отнася до метод за изкуствени спътници на геостационарна орбита.

Когато задачата за извличане на изкуствен спътник на високо над земната орбита, наречена "геостационарна" или "геостационарна" (с период на въртене, равен на периода на въртене на Земята около оста си за 24 часа), а след това на сателитна изхода на тази орбита обикновено се извършва след спътника е пуснат в междинен относно геостационарната орбита, която всъщност е геостационарна орбита устройството достига тази междинна орбита със собствени средства за движението. Досега такова решение се счита за най-добрият компромис между техническите и икономическите аспекти на проблема, както в използването на носители ракети и самите изкуствени спътници.

Въпреки това настоящият по-мощни средства за изстрелването на сателити вече могат да ги покажете директно в геостационарна орбита. От друга страна, използването на електрически тягови устройства на спътниците, тъй като на много малки стойности на тези тягови двигатели не си позволи сателити се движат до крайния орбита.

Очаква се, че в близко бъдеще ще разработи стандартна технология за директно стартиране сателит в геостационарна орбита. В този случай, последната (или горната) етап на стартера трябва да достави сателитна или сателити директно на геостационарна орбита, след което той трябва да бъде преведена на така наречените "орбита-погребение" (гробище орбита), разположен на около 300 км над геостационарната орбита, където тя трябва да бъде опазено, за да не се превърне в източник на космическите отпадъци. Очевидно е, че тази опция създава много технически трудности.

На първо място, ако това е двойно старта, възможността за производство на носещата конструкция в геостационарна орбита, очевидно изключват. В резултат на това, той трябва да се съхраняват в закачен състояние в последния етап, а след това да се освободи, за да "орбита-погребение" едновременно с този последен етап.

Освен това, след отделяне на един или повече спътници трябва да работят отново включи в последния етап на двигателя (поне веднъж), за да го превърнете в "орбита-погребение". Един препоръчва преводи (т.нар превод Оман) се състои в това, че структурата съобщи първия импулс, което води до промяна в скорост от 5,5 м / сек, пауза в 12 часа и се съобщава втори импулс с промяна в скоростта на 5.5 m / S, и след това се пристъпи към етапа на съхранение. Разбира се, той е бил предложен на други по-малко продължителен методи за трансфер, но всички методи изискват включването на най-малко един път на последния етап от главната машина и пулса на съобщението е, което променя скоростта му не е по-малко от 11 м / сек.

В допълнение към решаване на основната задача на изхода на последния етап в геостационарната орбита, е необходимо да се изключи възможността за запазване на последния етап в тази орбита (да не говорим за възможността за неговото експлозия и създаването на отломки, застрашаващи живота на геостационарни спътника).

Целта на настоящото изобретение е да се отстранят тези недостатъци.

Тази цел се постига това, че методът на геостационарна орбита на изкуствен спътник чрез пространство стартирането превозно средство съгласно изобретението се състои от следните етапи: а) сглобяване на последния етап на ракетата носител и спътника да бъде изведен на геостационарната орбита, показана главно на кръгъл орбита, наречена "орбита на Империал" и в близост до геостационарната, но на достатъчно разстояние от него, за да не влиза в контакт с възможно геостационарна орбита пространство на ektami б) сателитна отделя от крайната фаза, която е това "орбита-заравяне", и в) сателита преминава в геостационарна орбита с това "орбита-заравяне".

По този начин, преди бустер (последния етап носител или терминал монтаж) ще доведе директно към спътник в геостационарна орбита, той осигурява да орбита нарича "орбита-заравяне". Последният етап от ракетата носител пуска сателитна, че използването на собствените си превозни средства отива в геостационарна орбита (но изисква тук, за да прехвърли сателитна сила е много малък, и че на спътника в орбита първоначално се различава от крайната си позиция, може да улесни този превод ). В случаите на новообразувани бустер двойно освобождава своята носеща конструкция сателит, директно на "орбита-погребение" (т.е., тази структура не трябва да бъде свързан към последния етап от ракета). Тъй като краен стадий (или последния етап) се показва директно на "орбита-погребение", по-нататък се премахва необходимостта отново да се включи в работата на двигателя - остава само да се запази.

Желателно в такава орбита орбита един е избран, далеч от геостационарните няколкостотин километра, например, че тя е над геостационарната орбита около 300 км.

Освен това предимство на метода е, че в етап в): - в резултат на първия импулс постигне изместването на перигея на спътника на геостационарна надморска височина, - пауза от около 12 часа, когато спътникът достига перигей нов своята орбита и - вследствие на второто пулса преместване на апогея на орбитата на сателита в разгара на геостационарната орбита.

Споменатите първи и втори импулси причиняват сателита за промяна на скоростта на 5,5 м / сек, и те са импулси срещу единица движение в случай, когато "орбита-заравяне" се намира над геостационарната орбита.

Методът, съгласно изобретението, илюстрирано чрез чертежи, където Фиг. 1-4 показват схематично различни стъпки на метод на геостационарна орбита на изкуствен спътник съгласно изобретението.

На първо място, на горния монтаж L-ракета с един или повече спътници S в орбита С, наречена "орбита-гробище", например в орбита с височина 300 км над геостационарна G, т.е. на орбитата, където изгонени контакт с космически обекти в геостационарна орбита. Спомнете си, че на геостационарната орбита е на разстояние от около 36 хиляди км от земната повърхност.

Както е показано на фиг. 1, този етап е разделена на няколко етапа: Р1 - започнете фаза при работещ двигател, тъй като земята Т, P2 - фаза на балистична траектория, P3 - втората фаза на работа на двигателя (продукция на кръгъл "орбита-заравяне").

На "орбита-заравянето" С L е отделена от монтаж сателитни или сателити S (фиг. 2). Отказ, че структурите, извършващи спътници могат да бъдат издадени на "орбита-погребение" C с единственото условие, че те не се сблъскват с ракета-носител или спътник. Когато Проблемът, решен от събирателния L, е завършено, монтаж L остава запазена състояние (по-специално, тя се освобождава от него са всички газове и течности), за да се избегне възможно експлозия.

Всеки спътник S след това трябва да бъдат преведени на геостационарна орбита G използване на индивидуалните им превозни средства (фиг. 3), но тази задача изисква малко консумация на енергия.

Като пример не ограничава общия характер на изобретението, може да се помисли следната схема, като се предполага, че прехвърлянето се извършва в съответствие със схемата за Homan "орбита-заравяне" се намира, например, на 300 км над геостационарната орбита:
- главно, например при 300 km понижено перигей на сателитна орбита или сателита (т.е. на височина перигей се редуцира до геостационарната орбита G) поради импулс R1, насочено срещу движението, като например промяна на скоростта е 5.5 м / сек (първата фаза активиране на спътника мотор или загнили)
- пауза в 12 часа (половин период по орбитата на движение), когато спътникът достига новия своята орбита перигей G,
- намаляване тристакм апогей на орбитата на сателита (т.е., сателитна превръща в геостационарна орбита G) чрез използване на обратен импулс R2, който променя скорост от 5,5 м / сек (втора фаза на операцията сателитна двигател, т.е. формирането на своята кръгова орбита)
- Сега S спътник е в геостационарна орбита и G може да продължи да го отведе до работно състояние (фиг. 4).

1. Метод в геостационарна орбита на изкуствен сателит, който се задейства от пространство на превозното средство, характеризиращо се с това, че възел, състоящ се от последния етап (Ь) на превозното средство и спътника (S), показана на геостационарна орбита (G), особено стартиране на разположение кръгова орбита (с) в близост до геостационарната орбита (G), но достатъчно отдалечена от последния, за да се избегне възможен контакт с космически обекти, разположени в геостационарна орбита (G), след това sput участника (S) се отделя от споменатия последен етап (Ь), която остава на орбитата на разположение (С) и се прехода на сателита (S) на геостационарна орбита (G) към орбитата на разположение (С).

2. Метод съгласно претенция 1, характеризиращ се с това, че орбита изхвърляне (С) се отстранява от коригирането на геостационарната орбита (G) до няколко стотици километри.

3. Метод съгласно претенция 1, характеризиращ се с това, че орбита изхвърляне (С) е на височина от около 300 км над геостационарната орбита (G).

4. Метод съгласно всяка от претенции 1 - 3, характеризиращ се с това, че преминаването на спътника (S) на геостационарна орбита (G) към орбитата на разположение (С) се прехвърля предимно в орбита перигей височина геостационарна сателитна (S) на орбитата ( G) от излагане на първия импулс (R1), след това се държи спря за около 12 часа, докато на спътника (S) достига перигей новата си орбита, и превежда на апогея на спътниковата орбита в разгара на геостационарната орбита (G) от въздействието на втория импулс (R2 ).

5. Метод съгласно претенция 4, характеризиращ се с това, че първата и втората импулси (R1, R2), което води до промяна в скорост от 5,5 м / сек.

6. Метод съгласно претенция 4 или 5, характеризиращ се с това, че първата и втората импулси (R1, R2), насочени срещу движението на сателита.