[发明专利]利用高比冲量推进器将航天器送入轨道的方法和系统

权利要求书

1.一种将航天器(1)(如卫星)从一条完全不同于目标轨道，并与目标轨道有不同的偏心率的初始椭圆轨道(102)送入目标轨道(如航天器(11)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(104A，…，104P)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(12，12′)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(11)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(11)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(12，12′)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(12，12′)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.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其用于将航天器(1)(例如卫星)从一条比目标轨道更加偏心的初始椭圆轨道(102)送入目标轨道。

6.一种将航天器(11)(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如航天器(11)最终适用的轨道的系统，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(12，12′)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，远地点高度移向确定方向，近地点高度增加，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，在推进器(12，12′)连续点火的第二阶段，产生总推力的第二瞄准控制信号，使得航天器(11)在每一连续圈中及在每一中间轨道中，近地点高度和远地点高度的改变被分别控制在预定的方向上，中间轨道相对于目标轨道的倾角差别减小。

7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，推力方向控制装置(121，122，131)的第一操作设备，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，以及推动方向控制装置(121，122，131)的第二操作设备，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。