[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无效
| 申请号： | 97110020.9 | 申请日： | 1997-04-04 |
| 公开（公告）号： | CN1083786C | 公开（公告）日： | 2002-05-01 |
| 发明（设计）人： | 克里斯托弗·科佩尔 | 申请（专利权）人： | 航空发动机的结构和研究公司 |
| 主分类号： | B64G1/10 | 分类号： | B64G1/10;B64G1/24 |
| 代理公司： | 中国国际贸易促进委员会专利商标事务所 | 代理人： | 王以平 |
| 地址： | 法国*** | 国省代码： | 暂无信息 |
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| 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。 | ||
| 搜索关键词： | 利用 冲量 推进器 航天器 送入 轨道 方法 系统 | ||
【主权项】：
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。
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