[发明专利]使用高度偏心轨道和大气制动方法发射卫星的方法

权利要求书

1.将卫星同时发射到非共面轨道上的方法，其中主卫星(B)被放置到发射器上，该发射器适用于将所述的主卫星(B)实际上直接地发射到具有主偏心率值，主倾斜角值和主远地点值等主轨道参数的最终主轨道(15)上，而且其中至少一颗辅卫星(A)被放置到发射器上，该发射器将被发射到具有辅偏心率值，辅倾斜角值和辅远地点值等辅轨道参数的最终辅轨道上，这些轨道参数基本上不同于由发射器提供的并被应用到主卫星(B)的主轨道参数的相应值，主卫星(B)与辅卫星(A)被同时发射。

该方法特征在于，将辅卫星(A)发射到其轨道上，进行第一次调整将卫星(A)在第一次调整期间转移到非常椭圆化的待命轨道上，待命轨道的远地点(19)的典型定位值在50,000km～400,000km之间，而且待命轨道的半主轴位于初始轨道平面(12)内，在待命轨道(12bis)的远地点(19)附近进行的第二次调整期间，改变待命轨道(12bis)的倾斜角和近地点将辅卫星(A)发射到过渡轨道(14)上；为中途校正(5b)过渡轨道(14)进行的第三次调整，它包括在过渡轨道近地点(6a，6b)附近利用大气制动的至少一个步骤；执行第四次调整，以降低过渡轨道(14，14a，14b，14c)的远地点高度(19，19a，19b，19c)；执行第五次调整，其间在过渡轨道(14c)的远地点(19c)向辅卫星(A)提供脉冲从而提高其近地点，并将过渡轨道(14c)转移到所述的由倾斜低轨道构成的最终辅轨道(11)上。

2.根据权利要求1的方法，其特征在于确定待命轨道(12bis)的周期TA从而使所述的待命轨道(12bis)的远地点(19)从地面站上是可见的，以及使待命轨道(12bis)的远地点(19)附近进行的第二次调整可由地球站控制。

3.根据权利要求1的方法，其特征在于用于过渡轨道(14)的中途修正(5b)的第三次调整使过渡轨道(14)的近地点(6a)能定位在80km～140km的高度范围内。

4.根据权利要求1的方法，其特征在于第四次调整，其中第四次调整包括实施大气制整动的至少一个步骤，它以这样的方式利用辅卫星(A)的姿态控制使所述卫星的制动轴真正地与其速度的矢量方向一致。

5.根据权利要求1的方法，其特征在于第四次调整包括一系列实施大气制整动的步骤，从而在每一步骤中降低过渡轨道(14，14a，14b)的远地点高度(19，19a，19b)。

6.根据权利要求1的方法，其特征在于为了将众多的辅卫星(A、C、D)同时发射到其最终辅轨道上，其最终辅轨道由低高度轨道，特别是不同倾斜角的低圆形轨道构成，同时将主卫星(B)发射到其最终主轨道上，其最终主轨道由低倾斜角地球同步转移轨道或超级地球同步转移轨道构成，所述超级地球同步转移轨道是具有高于36000km的远地点的高度，36000km是对地静止地球轨道的高度，该方法特征在于，第二次调整期间，在待命轨道(12bis)的半轨道位置对每个辅卫星(A、C、D)分别地执行中途修正(5c)，从而使每个辅卫星(A、C、D)在待命轨道(12bis)的远地点(19)指向不同变化的倾斜角，在第三次调整期间，在每个过渡轨道(14)为每个辅卫星(A、C、D)执行第二次中途修正(5b)，以调整每个过渡轨道(14)的每个近地点高度。

7.根据权利要求1的方法，其特征在于为了将众多辅卫星(A、C、D)同时发射到其最终轨道上，其最终轨道由低高度轨道构成，同时将主卫星(B)发度到最终主轨道(15)上，其最终主轨道(15)由低倾斜角地球同步转移轨道或超级地球同步转移轨道构成。该方法特征在于，第一次调整期间，通过提供非常微小的速度增量将辅卫星(A、C、D)转移到稍微不同的超级同步待命轨道(12bis)上，并在第二次调整期间，在全部辅卫星(A、C、D)上执行期望的倾斜角改变，从而将它们发射到具有不同周期的相同过渡轨道(14)上，导致各种辅卫星(A、C、D)经过过渡轨道(14)近地点的次数不同，从而在第五次调整的后期，各种辅卫星被发射到同样的最终轨道(11)上，该轨道由倾斜的低轨道构成，但其相位互相不同。