使用电推进的最佳转移轨道

本发明涉及一种将空间飞行器从一个入射轨道以时间有效的 方式转移至一个地球同步轨道的设备和方法，从而优化发射一特定 负载所需的能量。

为了将空间飞行器置于围绕一如地球的中心体的地球同步轨 道中，首先要通过空间飞行器运载火箭将空间飞行器发射到一个 入射轨道。从该入射轨道开始，将空间飞行器经过一系列轨道转移 到地球同步轨道。要把空间飞行器从其入射轨道转移到地球同步 轨道，推进加速器点燃，对空间飞行器产生一个作用力，并使其穿过 转移轨道。

现有一系列的策略可以将空间飞行器从其入射轨道转移至地 球同步轨道。在第一种策略中，运载火箭将空间飞行器射入一个 远地点大于地球同步轨道的椭圆形轨道，定义为超同步轨道。当空 间飞行器到达超同步轨道之后，推进加速器点燃，空间飞行器在一 个预定的方向与远地点或近地点靠近。在远地点点燃推进加速器 在轨道速度方向产生推进力可提高近地点，在近地点点燃推进加 速器相对于轨道速度方向产生推进力则降低远地点。这些远地点或 近地点的点燃或燃烧将空间飞行器从超同步轨道转移至地球同步 轨道。在第二种策略中，空间飞行器被射入一个远地点小于地球 同步轨道的椭圆形轨道，定义为亚同步轨道。当空间飞行器到达亚 同步轨道之后，，空间飞行器在一个预定的方向与远地点或近地 点靠近时，推进加速器再次点燃。在轨道速度方向产生推进力而在 远地点点燃推进加速器提高近地点，在轨道速度方向产生推进力 而在近地点点燃推进加速器则提高远地点。这些远地点或近地点的 燃烧将空间飞行器轨道螺旋式转移至地球同步轨道。Meserole，J 在《使用太阳能轨道运载火箭至GEO的发射费用》中描述了这种使 用特定类型推进器的螺旋形飞行方法。参见American Institute of Aeronautics and Astronautics(AIAA)Paper 93—2219，AIAA/ SAE/ASME/ASEE 29th Joint Propultion Conference and Exhibit (Jun.28—30，1993)。

由于运载火箭将空间飞行器或者射入亚同步轨道或者射入超 同步轨道，空间飞行器必须包含其自身的推进系统以实现从入射 轨道向地球同步轨道的转移，并完成定向和其他定位保持操纵。 如此便产生几种考虑方案以选择一种特定的入射轨道转移策略。比 较理想的办法是，选择一个入射轨道使得空间飞行器不带燃料的重 量，即干重，达到最大值。干重通常包括检测设备和用于检测设备 的基础飞行器结构的重量。优化干重需要在运载火箭的能力，宇宙 飞船可以发射到地球之上多高的地方和空间飞行器的推进系统， 空间飞行器所携带的用于完成从入射轨道向地球同步轨道的转移 以及定位保持操纵的船上推进器和燃料之间进行斟酌。较大的入 射轨道，即较高的远地点，减少了为到达地球同步轨道而被空间飞 行器推进系统消耗的燃料量。另一方面，运载火箭的能力或负载能 力随着目标远地点高度的增加而降低，因而需要更加强有力的运载 火箭把具有同样质量的空间飞行器射入具有较高远地点的入射轨 道。因此，为了优化空间飞行器在到达地球同步轨道时的重量，定 义为寿命开始重量(BOL)，就要在运载火箭的能力和推进加速器 所需的燃料量之间进行斟酌，当然，推进加速器点燃的越多，所需 的燃料就越多，分配给有效负载的质量不就越少吗？

在上述考虑方案之外，还有两类空间飞行器推进加速器即电 学的和化学的推进器。化学推进加速器为把空间飞行器从入射轨道 转移到地球同步轨道提供必要的推进力，并且能够对空间飞行器 施加巨大的力量。但是，化学推进加速器在到达一个预定的轨道方 向之前要消耗大量的质量(燃料)。另一方面，电学推进加速器产生 的推进力明显比化学推进器小，但所消耗的燃料也相应的少。这就 是说，电学推进加速器使用燃料(质量)比化学推进加速器更有效 率。Forte，P在《电学推进用于通信空间飞行器轨道射入的好处》中 描述了使用电学和化学推进加速器完成从入射轨道向地球同步轨 道的转移，参见American Institute of Aeronautics and Astronau- tics(AIAA)Paper 92—1955，14th AIAA International Commu- nization Satelite Systems Conference & Exhibit(Mar.22—26， 1992)。Free，B在《用飞行器上电源提高高海拔高度轨道》中描述 了一种电学和化学的混合推进系统，参见American Institute of Aeronautics and Astronautics(AIAA)/AIDA/DGLA/JSASS 23rd International Electric Propulsion Conference(Sept.13—16，1993)。

由于化学推进加速器比电学推进加速器施加的力要大得多， 所以它们可以在比之电学推进加速器相当短的时间内完成从入射 轨道向地球同步轨道的转移。此外，现有的用于将宇宙飞船从入 射轨道向地球同步轨道转移的转移轨道策略没有描述使用电学推 进加速器专门转移空间飞行器至地球同步轨道的可变燃烧策略。 再者，用电学推进加速器替代化学推进加速器的轨道转移策略需要 一段令人难以接受的转移轨道时间(TOD)。

电学推进加速器还产生了其他需要考虑的情况，即定位保持 和操纵。由于电学推进加速器对于给定的推进力所消耗的燃料量比 化学推进加速器要少得多，而且该推进力与化学推进加速器相比 较小，所以更适合于定位保持和站上操作。由于定位保持操纵只需 微小的推进力来进行空间飞行器的重定位，电学推进加速器完成定 位保持所消耗的燃料要比化学推进加速器小。

使用化学推进系统和化学转移轨道策略来到达地球同步轨道 仍然需要斟酌，有相当大一部分质量要分配给化学推进器所使用 的燃料。这部分质量可以用来减少的所需要的运载火箭能力，或 者，对于同样的运载火箭能力增加负载能力或者二者结合。然而， 使用电学推进加速器来执行化学推进转移轨道策略会导致较长的 令人难以接受的转移轨道时间。因此，最好是提供一种使用电学推 进加速器的转移轨道设备和策略，它对于给定的运载火箭能力和给 定负载可以提供能够接受的转移轨道时间。

本发明涉及一种设备和方法，用于将发射到围绕一中心体并 定向于预定高度的空间飞行器转移至具有半主轴和预定轨道平面 的地球同步轨道中。该设备包括一个定位在空间飞行器上的推进 加速器，以便在空间飞行器上产生具有预定力的推进力。该设备 还包括一个控制器，用于控制点燃推进加速器的计时。

控制器包括一些设备，用于在中介轨道的远地点点燃推进加 速器，以便随后增加其近地点直到中介轨道的半主轴基本上等于地 球同步轨道的半主轴，从而为空间飞行器定义一初始转移轨道。 控制器还包括一种设备用于以后连续点燃推进加速器，从而将空间 飞行器的轨道从初始转移轨道转移到地球同步轨道，并保持地球 同步轨道的半主轴与转移轨道半主轴实质上相等。

通过阅读以下说明及参考附图，本发明的多种优点对于一个 专业技术人员是非常明显的。

附图1描述了一种典型的将空间飞行器从地面零点发射到入 射轨道射入顺序；

附图2是一个运载火箭和卫星的透视局部部件分解图；

附图3通过示意图的方式描绘了附图2中所示的空间飞行器， 其上装有电学推进加速器用于完成空间飞行器向地球同步轨道的 转移并执行定位保持功能；

附图4主要描绘了空间飞行器的控制器部分，用于操纵电学推 进加速器向地球同步轨道转移；

附图5描绘了在围绕地球的入射轨道和最终的地球同步轨道 上的空间飞行器；

附图6描绘了当远地点燃烧以提高近地点时在超同步轨道上 的空间飞行器；

附图7描绘了地球同步轨道和空间飞行器所沿循的轨道之间 的倾角；

附图8描述了按照连续推进器点燃顺序在一系列围绕一中心 体的中介轨道上的宇宙飞船；

附图9描绘了已经到达地球同步轨道的空间飞行器；

附图10描述了由控制器为点燃电学推进加速器以到达地球同 步轨道而实施的顺序流程图；以及

附图11是一张各种转移轨道推进系统的、空间飞行器到地球 同步轨道的转移轨道持续时间(TOD)与被输送到地球同步轨道的 空间飞行器的寿命开始重量(BOL)的比值图表。

以下所推荐的实施例的描述实际上仅仅是典型示范，无意限 制发明或其应用或使用。在本说明书当中，请注意具有相同结构或 功能的部分提到时都将使用相同的参考数字。

参考附图1，从地球12上的某个位置发射的空间飞行器10按 照运载火箭的参数沿预定的路径运行并到达定义为入射轨道的一 个椭圆形轨道16。理想的转移轨道弹道机制和设备决定着如何将 空间飞行器10从入射轨道16转移到地球同步轨道18。根据发射 顺序，空间飞行器10在到达入射轨道16之前，在如图所示的参考 数20处从第一级、中间级、和末级分离。发射到入射轨道16期间空 间飞行器所分离的阶段数取决于运载火箭的参数、能力和特殊用 途。这类参数、能力和用途变化很广，但对于现有技术领域里的普 通技术人员而言仍然是公知的东西。

参考附图2，空间飞行器10与其他构成运载火箭22的部分一 同被显示。附图2中所示的运载火箭22通常被称作DELTA 7925， 它仅仅是一个现有技术领域里的普通技术人员所熟知的一些运载 火箭的典型示例。运载火箭的部分包括推进力加力固体24，开始 阶段氧化剂罐26，中心体28以及燃料箱30，所有这些构成运载火 箭22的第一级。中间级32连接燃料箱30到第二级34并提供附加 推进力。第二级34包括桁架36，用于支持导向电子设备38。导向 电子设备38与旋转盘40相连，而旋转盘40反过来又通过夹带44 与第三级马达42相连。第三级马达42通过附加装置46与空间飞 行器10连接。发射期间，整流罩48对第二级34、第三级马达42、 空间飞行器10和各种附加部分提供保护。当运载火箭自附图1中 20处分离之后，只有宇宙飞行器10继续向入射轨道16飞行。

在操作中，运载火箭22支撑在地面12上的发射台〔未画出〕 上并装载充足的燃料准备起飞。起飞时，第一级部分24—30如上 所述运转并提供初始推进力推动运载火箭22飞离发射台。在发射 顺序的预定时间，第一级脱离，此时第二级激活并提供推进力。类似 的，中间级32，第二级34，和第三级34也将顺序提供推进力，然后 从运载火箭22的剩余部分脱离。同样在预定的时间，整流罩48将 脱离并被抛出，以便暴露第二级，第三级42和空间飞行器10。最 后，当所有的部分都脱离运载火箭22之后，只有空间飞行器10保 留并继续向入射轨道16飞行。请注意上述运载火箭22和发射顺 序仅仅是范例，一个普通专业技术人员就能明白此处描述的发明可 以同样适用于任何其他多种运载火箭和发射顺序。

参考附图3，图中显示了空间飞行器10的推进器位置图。空间 飞行器10可以是现有技术中已知的任何一种形状和尺寸的飞行 器，主要取决于空间飞行器被用于何种特殊用途。空间飞行器10 有一个质量中心52，三条轴穿过其中，一条Z轴54，一条X轴58， 和一条Y轴60。Z轴54，X轴58，和Y轴60按照箭头56、60和62 分别向正向延伸。空间飞行器10包括电学推进加速器50，它们是 这样排列的，以致于当激活时，空间飞行器10在Z轴54的正向上 受到一个力。电学推进加速器50可以倾斜，这样一来，任何特定的 电学推进加速器50的推进力矢径将从正向Z轴稍稍偏离平行线， 从而提供多余的方向推进力用于一个后备的、第二级高度控制系 统。然而，当所有电学推进加速器50点燃时，推进力矢量合力最好 平行于正向Z轴54。附加的电学推进加速器63主要提供推进力用 于完成空间飞行器10的高度控制和定位保持。典型的，电学推进 加速器63比较小，所提供的推进力也比电学推进加速器50小，这 是因为它们只需要施加较小的力以执行相对较小的飞行器的位置 调整。推进加速器63与推进加速器50装在相同的面板上，倾斜是 为了它们都能单独向内对质量52的中心施加多余的推进力。电学 推进加速器50和63最好是Xenon—ion-推进加速器(XIPS)或者 是电弧推进加速器。

虽然推进加速器50和63最好是电学推进加速器，但是根据 本说明书，任何一个普通专业技术人员都能理解推进加速器50和 63也可以由化学推进加速器替代。正如上述，电学推进加速器提 供的推进力比化学推进加速器要低，但是显著减少了推进力所释放 的质量。

参考附图4，控制器选择性地按照预定的点火控制程序激活电 学推进加速器50。控制器可有选择地控制电学推进加速器63的点 燃，以提供高度控制。在操作中，控制器从传感块65接收输入信号 并确定是否应当激活电学推进加速器50。传感块65提供诸如高 度、方位和位置等等有关地球的数据。控制器对这类信息进行评价 并发出充足的控制信号回应接收到的信息。控制器还可有选择地 控制其他空间飞行器的功能并作为集成的空间飞行器控制器进行 操纵。此外，控制器可以为转移轨道推进加速器50提供其他简易 点火顺序。例如，控制器可以在空间飞行器10控制系统之间进行通 信，可以于地面或空间站收发报机通信，或者控制其他为特定用途 所需要的设备。

附图5—9描述了空间飞行器10从入射轨道16向地球同步轨 道18转移的轨道弹道顺序。正如上述，相同的参考数将用于描述 那些类似的已经描述过的部分。参考附图5，图中显示宇宙飞行器 10在围绕如地球12的中心体的入射轨道上运行。附图5也描绘了 地球同步轨道18。射入轨道16是一个椭圆形轨道，它具有与地球 12有关的椭圆形轨道的远地点66和近地点68，它们分别被描述为 最高点和最低点。任何一个普通专业技术人员都能理解按照一些 预定的应用参数就可到达入射轨道16。特别地，空间飞行器10在 近地点68的速度和近地点68的高度定义了远地点66的高度和椭 圆形入射轨道16的偏心率。

参考附图6，图中显示空间飞行器10靠近一个椭圆形的轨道 的远地点66。当使用任何普通专业技术人员所知的方法将空间飞 行器定向于一个已知的高度和方向时，控制器64激活电学推进加 速器50产生一个速度矢量变量Δv，并将近地点提高到一个新的中 间椭圆形轨道74的新的近地点72。所需要的速度矢量变量Δv，实 质上与空间飞行器10在经过远地点66时的方向上远地点和近地 点之间的直线成直角相交。宇宙飞船10的推进加速器50在连续 绕过远地点66期间的点燃提高了每一个后续中间轨道74的近地 点72。中间轨道74有相同的远地点66，但有一个增加的近地点72 和降低的偏心率。请注意附图6中所示的中间轨道74仅仅是一系 列产生于电学推进加速器50在远地点点燃的中间轨道的代表，为 的是产生一个速度变量Δv，导致后续中间轨道74具有连续增加的 近地点和逐渐降低的偏心率。除提高近地点之外，在远地点66周 围点燃电学推进器50还导致空间飞行器的轨道在半主轴上的增 加，定义为远地点和近地点的平均数。该半主轴被提高到实质上与 地球同步轨道18的半主轴相等，按照物理定理，有必要指出，地球 同步轨道18(以24小时定义)和转移轨道74的轨道周期实际上也 相等。    

空间飞行器在到达所需要的燃烧高度之后，在远地点66点燃 电学推进器50有两个效果。首先，如上所述，在远地点66点燃电学 推进器50增加近地点72。其次，参考附图7，在远地点66点燃电 学推进器50还能调整与地球同步平面77有关的入射轨道16的轨 道平面75的倾角73。由于入射轨道16的倾角73不低于空间飞行 器10所发射的纬度，调整就可能是必要的。为了调整倾角73(例如 对于地球同步平面77)，有必要使空间飞行器10朝某个高度倾斜， 以便Z轴56不与由转移轨道74所定义的平面平行并指向地球同 步平面77。当这种情况发生时，中间轨道74的轨道平面75的倾角 73随着电学推进加速器的点燃而改变。如上有关中间轨道74的描 述，有一系列连续的中间轨道平面75a—b和倾角73a—b，当倾角 减小时，空间飞行器经过它们而转移，使得轨道平面75和地球同 步平面77实际上吻合。在超同步轨道点燃可产生附加好处，即轨 道的超同步性对于提高近地点和减小比一个超同步轨道较小的倾 角73可以提供较长的燃烧。例如在一个超同步轨道中，近地点提高 燃烧对于超同步轨道可以持续6至19个小时。相应地，用于提高近 地点72的燃烧时间持续更长，提高近地点72更快。

参考附图7，在上述提高近地点72程中，由空间飞行器所沿循 的轨道所定义的平面(附图6中的轨道74)和地球同步平面之间的 平面75得以调整。空间飞行器10沿轨道74运行，推进力的方向主 要指向位于轨道平面75内的速度变量Δv的方向，它还从轨道平面 被导向到平行线之外以充分减小倾角73。理想的近地点72的增加 和倾角73的改变率是这样的，即倾角73达到零度，近地点72在 实际相同的时间达到地球同步轨道16主轴。如下所述，当倾角73 接近零度时，空间飞行器的高度将重新调整，以便速度变量Δv实 际上与轨道平面75平行，然后基本上与地球同步平面77吻合。

在附图8中，当转移轨道74的近地点72已被提高到预定高度 78a或轨道76a之后，宇宙飞船将被定向，使得当控制器64激活推 进加速器50时，在如附图8所示的速度变量Δv的方向沿着正向Z 轴54一个推进力。空间飞行器10仍保持在该预定方向上，同时围 绕地球12运行，并且保持在固定的高度，以便正向Z轴54和速度 变量Δv实质上与轨道平面76a平行。控制器64在中间轨道76a、 76b、和76c的整体周围点燃电学推进加速器。这种连续点燃对转移 轨道76a—c有两个效果。首先，每个后继的转移轨道76a到76b和 76b到76c有一个逐渐提高的近地点78a—c和一个逐渐降低的远 地点66a—c。其次，在同一时刻，后续椭圆轨道78a—d的偏心率随 着空间飞行器10接近地球同步轨道18的偏心率而减少。一旦到达 如附图9所示的地球同步轨道18，空间飞行器10可被重新定向到 一个操作方向。例如，如附图9所示，空间飞行器10通过朝向地球 12的正向Z轴54而定位。

参考附图10，该图通过流程图描绘了由控制器执行的用于将 空间飞行器10从入射轨道16转移到地球同步轨道18的步骤，以 下将称作流程图80。在块82，附图22的运载火箭22将宇宙飞行器 10入射附图5所描述的超同步轨道。在块84，空间飞行器10被重 新定向到所需的燃烧高度，以便当电学推进加速器50被激活时， 产生的速度变量指向所需的方向。这种重新定向操纵通常由高度控 制推进加速器63来完成。然后，在连续经过附图6的转移轨道74 的远地点66期间，控制则经过电学推进加速器50被点燃的块86。 在块86中，点燃推进加速器50提高近地点72，也可调整倾角73。 当轨道平面按照附图6和7所述恰当调整后，空间飞行器在块88 将被重新定向(必要时)，以便Z轴54平行于轨道平面74和附图6 的速度变量。

当重新定向空间飞行器10到一个平面内高度时，在块90控 制器随着空间飞行器围绕地球12的运行而点燃电学推进加速器 50。附图8描述了这种点燃，图中空间飞行器10在一系列位置 10，10’10”分别沿中间轨道76a、76b、和76c运行。这种连续点燃导 致近地点78a—c的连续提高和远地点的降低，同时为每个中间轨 道76a—d维持一个近乎常量的半主轴，它们实际上与地球同步轨 道18的半主轴相等。控制器保持电学推进器的继续激活直到空间 飞行器10转移到地球同步轨道18。在块92，控制器64检测地球 同步轨道是否已经到达。一旦宇宙飞船10到达地球同步轨道，块 92经过控制到块94，那里控制器64不再点燃电学推进加速器50。 以后可以根据定位保持和其他需要点燃电学推进加速器50。

如附图3所指出的，此处描述的电学推进加速器50和63可以 被实施，但不必加以限制，或者是XIPS或者是电弧电学推进系统。 另如上述，电学推进加速器50和63可以作为混合体或者完全的化 学推进系统实施。参考附图11，表中描绘了电学推进加速器50和 63的XIPS和电弧设备以及XIPS和化学推进系统的混合体的所 选择的表现特点。在表中，纵坐标描绘了以天数表示的转移轨道持 续时间，横坐标描绘了以公斤表示的寿命开始重量。从附图11的 表中可见，化学推进加速系统有比较短的转移轨道持续时间，大的 消耗发生在寿命开始重量上。这说明可以较快使用化学推进加速 器和化学转移轨道策略将空间飞行器送到地球同步轨道，而只带 有较少负载和定位保持燃料。另一方面，XIPS和电弧电学推进系 统指出当转移轨道持续时间实际上大于用于化学推进加速器的 转移轨道持续时间时，寿命开始重量则更大。这实际上转移了更 多的设备和燃料，它可极大地增加空间飞行器的寿命期望值50％ 甚至更多。另外，对于同样的空间飞行器质量，能力较小的运载火 箭可以以较低的费用发射宇宙飞行器。

附图11还显示了化学和XIPS系统混合体的标绘图。这一系 统将化学和电学推进加速器当中降低转移轨道持续时间和提高寿 命开始重量的特点融为一体。根据这一标绘图，随着转移轨道持续 时间的提高，较高比例的电学推进将空间飞行器转移到地球同步 轨道。由此可见，使用混合系统可以显著提高寿命开始时间。

此处描绘的方法和设备的显著好处就是等价的寿命开始重量 可以使用更小和更少的昂贵的运载火箭送到地球同步轨道。例如， 具有寿命开始重量的、通常由ATLAS或ARIANE 4L加速器发射 的空间飞行器可以通过不太昂贵的DELTA II型加速器来输送。 通过同样的特征，较大的负载可以由一致的运载火箭输送，如果 电学推进发动机将空间飞行器转移到地球同步轨道。所增加的负 载可以转移到空间飞行器的寿命值当中，因为电学推进系统需要较 小的质量用于定位保持，每年大约6公斤，而化学推进系统每年大 约27公斤。此外，当对于同样的负载而使用较小的运载火箭时，到 达地球同步轨道所需的时间已经被优化。

虽然本发明是按照某些特殊的实施例进行描述的，但是在以 下权利要求的精神和范围内可以改变和修改。