阅读说明：本技术 从通过连续推进力驱动的太空飞行器中发射有效载荷的方法 (Method for launching a payload from a spacecraft driven by continuous propulsion ) 是由 I·奎恩奎斯 S·查维 J-M·圣尼诺 于 2019-01-11 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种用于发射至少一个有效载荷(诸如卫星)的方法。该发射方法包括当卫星被发射时,将有效载荷从由连续推进力驱动的太空飞行器中发射的步骤(108)。(The present invention relates to a method for transmitting at least one payload, such as a satellite. The launch method includes the step (108) of launching the payload from a spacecraft powered by continuous propulsion while the satellite is launched.)

从通过连续推进力驱动的太空飞行器中发射有效载荷的方法

技术领域

本发明涉及空间应用领域。更准确地，本发明涉及通过诸如发射器或轨道太空飞行器的太空飞行器发射至少一个有效载荷。

背景技术

多个有效载荷(实际上是卫星)可以通过间歇性推进的太空飞行器放置在轨道上。这些通过间歇性推进的阶段是针对每个有效载荷的，以便防止有效载荷相互碰撞或与太空飞行器碰撞。

这些通过间歇性推进的阶段会倾向于增加推进剂材料的消耗，特别地由于在推进阶段之间发生的弹道阶段中发动机重新点火并且将推进剂分散在至少一个箱中的事实。

此外，这些通过间歇性推进的阶段使太空飞行器和卫星的轨迹变得难以预测和实施。这些通过间歇性推进的阶段也增加了机载系统的激活、运行和停用周期的数量。

因此，需要通过防止有效载荷在其之间或与太空飞行器之间的碰撞来将有效载荷发射到轨道上，同时仍限制推进剂材料的消耗以及，并且，如果可能，限制有效载荷和太空飞行器的轨迹的复杂性。

发明内容

本发明旨在至少部分地解决现有技术的解决方案中遇到的问题。

在这方面，本发明的目的是提供一种用于发射至少一个有效载荷(诸如卫星)的方法。根据本发明，该发射方法包括：当卫星被发射时，从由连续推进力驱动的太空飞行器中发射有效载荷的步骤。

根据本发明的发射方法，通过防止至少一种有效载荷与其他卫星或太空飞行器的碰撞，同时仍限制推进材料的消耗，使得可以将至少一种有效载荷发射到轨道上。有利地，该发射方法限制了有效载荷的轨迹和太空飞行器的轨迹的复杂性。

特别地，由于对太空飞行器的推进装置的点火次数和熄灭次数的限制，因此减少了推进材料的消耗。

除了引力以外，太空飞行器还相对于天体被连续推进力驱动，太空飞行器围绕太空飞行器在轨道中运行。

推进力至少在卫星被发射时是连续的。因此，太空飞行器在发射后立即由相对于有效载荷被连续推进力驱动，这倾向于使太空飞行器的轨迹远离该有效载荷的轨迹并避免碰撞。

本发明可以可选地包括以下组合在一起或不组合在一起的一个或多个特征。

优选地，所述发射步骤包括所述有效载荷的发射命令和按照所述发射命令物理地发射所述太空飞行器的至少一个有效载荷。

根据特定实施例，该发射方法包括在太空飞行器飞行期间从太空飞行器中发射几种有效载荷。

根据特定实施例，发射步骤包括：发射包括至少一个有效载荷的至少一个第一组有效载荷；和/或发射包括至少一个有效载荷的至少一个第二组有效载荷。

通过防止有效载荷在它们之间以及与太空飞行器的碰撞，同时仍然限制推进剂材料的消耗，该发射方法使得可以将多个有效载荷发射到轨道上。

根据特定实施例，第一组的有效载荷同时从太空飞行器中发射。

根据特定实施例，第二组的有效载荷同时从太空飞行器中发射。

优选地，发射步骤包括第一组有效载荷的同时发射命令和按照该发射命令从太空飞行器物理地发射第一组有效载荷。

优选地，发射步骤包括第二组有效载荷的同时发射命令和按照该发射命令从太空飞行器物理地发射第二组有效载荷。

同时地发射有效载荷使得可以更容易地限制由有效载荷的发射引起的太空飞行器轨迹的修改。

通常，一组的有效载荷被同时或间隔地发射，每个间隔比一组的有效载荷的发射时刻与另一组的有效载荷的发射时刻之间的间隔短。

根据特定实施例，第一组的有效载荷和/或第二组的有效载荷在围绕太空飞行器的纵向轴线均匀分布的方向上发射，特别地在有效载荷相同的情况下。

根据特定实施例，第一组的有效载荷和/或第二组的有效载荷正交于太空飞行器的纵向轴线被发射。

根据特定实施例，发射步骤包括根据与太空飞行器的纵向轴线正交的方向并在相反方向上发射两个有效载荷。

根据一个特定实施例，该发射方法包括在至少一个有效载荷的发射之前，相对于轨道平面定向太空飞行器的纵向轴线的步骤。

根据一个特定实施例，一种使太空飞行器绕其纵向轴线旋转的步骤，以使至少一个有效载荷在其发射之前相对于轨道平面旋转地定向。

根据特定实施例，该发射方法包括发射具有相同定向的至少两个有效载荷到其轨道上。

根据特定实施例，在发射期间，太空飞行器的连续推进力与太空飞行器的轨道速度之间的角度为非零。

根据特定实施例，连续推进力在发射期间根据太空飞行器的纵向轴线定向。

根据一个特定实施例，太空飞行器的连续推进力在发射期间在轨道速度的方向上定向。

在这种情况下，连续推进力倾向于增大太空飞行器的轨道，例如在有效载荷发射之前。

根据另一特定实施例，连续推进力在发射期间沿与轨道速度相反的方向上定向。

在这种情况下，连续推进力倾向于减小太空飞行器的轨道，例如在有效载荷发射之前。

根据特定实施例，发射方法包括以在发射步骤之前，将太空飞行器运送到轨道上的主推进阶段，，连续推进的强度严格小于主推进力的强度。

根据特定实施例，连续推进力的强度与主推进力的强度之比在5*10^-4和5*10^-3之间，优选在3.84*10^-4和/或3.84*10^-3之间。

根据特定的实施例，主推进力的持续时间与连续推进力的持续时间之比在0.05与1之间，优选地在0.05与0.6之间。

根据特定实施例，太空飞行器由至少一种以粉末或液体的形式储存在箱中的推进剂推进。

由连续推进力产生的永久加速度倾向于将推进剂保持在其箱的底部，并且因此限制了其与箱壁接触的位移和热量。然后，在实施发射方法期间，尤其是如果稍后重新开始主推进时，推进剂材料的消耗将进一步减少。

根据特定实施例，在发射第一组有效载荷的步骤与发射第二组有效载荷的步骤之间，太空飞行器由连续推进力驱动。

根据特定实施例，从发射第一组有效载荷的步骤至少到发射第二组有效载荷的步骤，太空飞行器由连续推进力驱动。

根据特定实施例，从停止主推进力开始，直到有效载荷或全部有效载荷从太空飞行器中发射为止，太空飞行器由连续推进力驱动。

然后，直到有效载荷或所有有效载荷从太空飞行器中发射为止，太空飞行器仍由推进力驱动。

根据特定实施例，当有效载荷或所有有效载荷已经从太空飞行器中发射时，太空飞行器再次由主推进力驱动。

附图说明

当参考附图阅读实施例的描述时，将更好地理解本发明，所述实施例仅仅是为了提供信息，并且绝不是限制的，在附图中：

图1至图5示意性地显示了根据本发明第一实施例的发射方法，通过太空飞行器发射一组卫星。

图6示意性地显示了根据本发明的第二实施例的发射方法，通过太空飞行器发射一组卫星。

图7以流程图的形式示意性地显示了根据第一实施例或第二实施例的发射方法。

具体实施方式

不同图中相同、相似或等同的部分使用相同的附图标记，以便于从一个图到另一个图的连贯性。

图1至图5显示了根据第一实施例的通过太空飞行器1发射第一组10的卫星的方法100的步骤。

该太空飞行器1例如是一个发射器或轨道太空飞行器。它可以或可以不重复使用。它被配置成搭载一个或多个有效载荷，诸如卫星、轨道飞行器、空间探测器、轨道服务套件等。在第一实施例中，它搭载两颗卫星11、12，它们构成第一组10的卫星。这些卫星11、12是例如惰性体，即它们没有推进装置。

太空飞行器1包括主体2、推进装置5、至少一个箱6、用于发射卫星的装置7(这些在图3中可以看到)以及数字控制系统9。

太空飞行器的主体2围绕太空飞行器的纵向轴线X-X延伸。它包括太空飞行器的质量中心M，当太空飞行器即将发射搭载的卫星11、12中的至少一颗时，该太空飞行器相对于天体(特别地，地球T)以轨道速度V_o被驱动。

推进装置5包括至少一个推进器。它们被配置成相对于天体T向太空飞行器1施加主推进力A和/或连续推进力B。

箱6包含至少一种推进剂，该推进剂是以液体形式、或以固体形式、特别地以粉末的形式。该推进剂被用作推进太空飞行器的推进剂材料。例如，它与储存在太空飞行器的其它箱6中的其它推进剂混合，以推进太空飞行器1。

发射卫星的装置7包括例如弹簧。这些弹簧形成弹性装置，它们各自被配置成相对于太空飞行器的主体2发射卫星11、12中的一颗。发射卫星的装置7特别被配置成同时发射卫星组10的卫星11、12。

数字控制系统9包括至少一个计算器。太空飞行器1的飞行轨迹特别地在飞行前被记录在数字控制系统9中。数字控制系统9被配置成控制推进器5的装置和可选地控制用于发射卫星的装置7。它特别地形成了用于控制太空飞行器1的系统，能够控制用于发射卫星11、12的的实施方法100，如以下所描述的。

在所示的第一实施例中，第一组10的卫星10、11是相同的。

图1和图7显示了主推进步骤101。主推进步骤101包括通过主推进力A对太空飞行器1进行推进。卫星11、12由太空飞行器1搭载。该主推进力A是由发射到推进装置5中的推进剂燃烧产生的。它沿着太空飞行器1的纵向轴线X-X方向定向。

主推进步骤101用于运送太空飞行器1进入围绕天体T的轨道中，卫星11、12旨在围绕该天体被吸引。这特别地用于以很大强度的主推进力A使太空飞行器移动远离地球T，以摆脱地球的引力。

图2和图7显示了停止主推进力A和启动连续推进力B的步骤102，以及使太空飞行器的纵向轴线X-X相对于太空飞行器1的轨道平面P定向的步骤104。

太空飞行器1的主推进力A被连续推进力B所取代。除了天体T施加的引力外，还相对于天体T对太空飞行器1施加连续推进力B。连续推进力B沿太空飞行器的纵向轴线X-X定向。

太空飞行器相对于天体T的轨道速度V0驱动。它在绕天体T的轨道平面P上遵循轨迹Tl。连续推进力B倾向于修改太空飞行器1相对于天体T的轨迹Tl。它可能倾向于修改轨道平面P。

连续推进力B的强度严格小于主推进力A的强度。连续推进力B的强度与主推进力A的强度之比例如包括在5*10^-4和5*10^-3之间，特别地在3.84*10^-4和/或3.84*10^-3之间。

主推进力A的持续连续时间一般小于连续推进力B的持续时间，特别地当几组卫星被发射时。在太空飞行器的飞行过程中，主推进力A的持续时间与连续推进力B的持续时间之比例如包括在0.05和1之间，优选地在0.05和0.6之间。

定向的步骤104包括在发射至少一个卫星11、12之前，修改太空飞行器1的纵向轴线X-X相对于轨道平面P的定向。

在第一实施例中，其倾向于太空飞行器1的连续推进力B与太空飞行器的轨道速度V0之间具有非零的角度α。连续推进力与轨道速度V0之间的角度α例如包括在5°和45°之间。

在第一实施例中，连续推进力B在太空飞行器1的轨道速度V0的方向上定向。

图3和图7显示了太空飞行器1绕其纵向轴线X-X旋转的步骤106。太空飞行器1根据旋转方向R1绕其纵向轴线X-X旋转非零的角度β。旋转的步骤106用于在其通过发射装置7从主体2发射之前，使卫星11、12相对于轨道平面P旋转地定向。

图3、图5和图7显示了在卫星11、12的发射过程中从由连续推进力B驱动的太空飞行器1发射第一组11的卫星11、12的步骤108。

太空飞行器1在其发射后，再由连续推进力B相对于卫星11、12被驱动，这倾向于使太空飞行器1的轨迹运动远离卫星11、12的轨迹，并且防止碰撞。

第一卫星11和第二卫星12根据与太空飞行器的纵向轴线X-X的正交的方向Xl-Xl在相反的方向上发射。然后，卫星11、12以围绕太空飞行器1的纵向轴线X-X均匀分布的方式被发射。

第一卫星11以相对于太空飞行器1的速度V11从太空飞行器1中发射。第二卫星12以相对于太空飞行器1的速度V12从太空飞行器1中发射。它们同时通过发射装置7从太空飞行器1中发射。然后它们进入围绕天体T的轨道。

一旦第一卫星11和第二卫星12被发射，在步骤112连续推进器B就被停止并且主推进器A再次启动。然后，太空飞行器1被确定地从卫星11、12的轨迹上移开。太空飞行器1例如返回地球大气层中，或者它确定地逃离了地球的吸引力。

更一般地，发射步骤108包括由数字控制系统9对卫星组10中的卫星11、12的同时发射命令，以及通过发射装置7按照该命令并且可选择地稍有延迟地从太空飞行器1中物理地发射卫星11、12。

根据第二实施例的发射方法100与第一实施例的方法的区别在于被发射的卫星的数量。在本实施例中，三组(10、20、30)的卫星连续地从太空飞行器1绕天体T发射，在不同组发射之间不中断连续推进器B。

每一个卫星组10、20、30包括两个卫星11、12、21、22、31、32。具体地，第一组10内的卫星11、12之间相同。具体地，第二组20内的卫星21、22之间相同。具体地，第三组30内的卫星31、32之间相同。

主推进步骤101与第一实施例的主推进步骤类似。停止主推进器A和启动连续推进器B的步骤102与第一实施例的该步骤类似。在第一组卫星10的发射步骤108之前，这些步骤101、102在飞行过程中进行一次。

使太空飞行器的纵向轴线X-X相对于太空飞行器1的轨道平面P定向的步骤104和/或使太空飞行器1绕其纵向轴线X-X旋转的步骤106对于第二组卫星20和/或第三组卫星30是可选的。

对第二组卫星20和第三组卫星30，即对太空飞行器搭载的每一组卫星10、20、30，进行发射步骤108。发射步骤108包括同时发射一组内的卫星11、12、21、22、31、32的命令，而在该命令后可能稍有延迟发射卫星11、12、21、22、31、32。

主推进器A的点火步骤112与第一实施例的该步骤类似。一旦所有的卫星11、12、21、22、31、32都被发射就会发生点火步骤。

在下文中，从第一组卫星10的发射步骤108开始，将更详细地根据第二实施例描述发射的方法100。

在第二实施例中，发射步骤108包括发射至少一个第一组10的两个卫星11、12。这两颗卫星11、12按照与太空飞行器的纵向轴线X-X正交的方向Xl-Xl并且在相反方向上发射。第一组的卫星11、12同时从太空飞行器1中发射。

发射方法100在步骤110中继续，在该步骤中验证太空飞行器1所搭载的卫星21、22、31、32的存在。

根据箭头113重复发射步骤108，以发射第二组卫星20，并且可能针对该组卫星预先执行步骤104、106。。

如有必要，对第二组卫星20重复执行使太空飞行器的纵向轴线X-X相对于太空飞行器1的轨道平面P定向的步骤104。如有必要，对第二组卫星20重复执行使太空飞行器1绕其纵向轴线X-X旋转的步骤106。

然后，发射方法100包括发射第二组20的两颗卫星21、22。这两颗卫星21、22按照Xl-Xl的方向并且方向相反地在相反方向上从太空飞行器1中发射。第二组的卫星21、22同时从太空飞行器1中发射。

发射方法100在步骤110中继续，在该步骤中验证太空飞行器1搭载的卫星31、32是否存在。根据箭头113重复发射步骤108，以便发射第三组卫星30，并且可能针对这组卫星预先执行步骤104、106。

如有必要，对第三组卫星30重复执行使太空飞行器的纵向轴线X-X相对于太空飞行器1的轨道平面P的定向步骤104。如有必要，对第三组卫星30重复执行使太空飞行器1绕其纵向轴线X-X旋转的步骤106。

然后，发射方法100包括发射第三组30的两颗卫星31、32。这两颗卫星31、32沿Xl-Xl方向并且方向相反地在相反方向上从太空飞行器1中发射。第三组的卫星31、32同时从太空飞行器1中发射。

三颗卫星11、21、31以相同的定向被发射到轨道中。三颗卫星12、22、32以相同的定向被发射到轨道中。

在第二实施例中，从第一组卫星10的发射步骤108到第三组卫星30的发射步骤108为止，太空飞行器1由连续推进力B驱动。

在步骤112中，当所有的卫星11、12、21、22、31、32已经从太空飞行器1中发射时，主推进力A恢复。

在第一实施例和第二实施例中，从主推进力A停止起，至少直到所有卫星11、12、21、22、31、32从太空飞行器1发射，太空飞行器1被连续推进力B驱动。特别地连续推进力B在这期间具有恒定值。

一般来说，太空飞行器1由连续推进力B驱动，至少直到至少一颗卫星11、12、21、22、31、32被发射，即在该卫星11、12、21、22、31、32被发射之前和之后不久。

特别地，在发射方法100中，由于太空飞行器1的推进装置5的点火和熄灭次数的限制，推进剂材料的消耗量减少。

此外，由于太空飞行器1的连续推进力B，各推进剂保持在其箱6的底部，这就防止了推进剂在其箱6的分散及加热。这样，在发射方法100中，推进剂材料的消耗就会进一步受到限制，特别地在重新启动主推进A的情况下。

因此，发射方法100通过防止碰撞和限制推进剂材料的消耗，使得可以将至少一颗卫星11、12、21、22、31、32发射至轨道上。

发射100方法还倾向于限制卫星11、12、21、22、31、32的轨迹和太空飞行器1的轨迹的复杂性。

当然，本领域的技术人员可以在不离开本发明的公开范围的情况下，对已经描述的发明进行各种修改。

可替代地，推进装置5包括至少一个用于对太空飞行器1进行主推进的主推进器以及至少一个用于在发射卫星阶段对太空飞行器1进行连续推进的次级推进器。在这种情况下，每个次级推进器的功率低于每个主推进器的功率。

可替代地，推进剂可以被用作为太空飞行器1的推进剂材料的气体所取代。

可替代地，数字控制系统9被配置成在飞行中(特别地实时地)计算太空飞行器1的轨迹和至少一个卫星11、12的发射时刻，例如为了在发生意外事件时修正太空飞行器1的轨迹。

卫星10、11、21、22、31、32可以相同，也可以不同。特别地，它们的质量和功能可以变化。

由太空飞行器1搭载的卫星11、12的数量可以变化。例如，太空飞行器1可以只携带一颗卫星11起飞。此外，每组10、20、30的卫星11、12、21、22、31、32的数量可以变化。

卫星11、12、21、22、31、32可以以变化的定向被发射，它们之间的定向可以是不同的。

停止主推进A和启动连续推进B的时刻可以变化。特别地，连续推进B可以在太空飞行器1到达第一组卫星10的发射轨道之前至少一定时间内取代主推进A。此外，启动连续推进B的时刻可以在主推进A停止后的一定时间内进行。

可替代地，一旦所有卫星11、12都被发射，太空飞行器1就没有主推进力A或连续推进力B。

可替代地，推进力B的定向与轨道速度V0相同。

可替代地，连续推进力B相对于轨道平面P倾斜，特别地在启动连续推进力B期间，当纵向轴X-X相对于太空飞行器1的轨道平面P倾斜时。

可替代地或额外地，在卫星11、12、21、22、31、32中的至少一个的发射期间，连续推进力B在与轨道速度V0相反的方向上定向。