Claims (4)
1. Способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту, заключающийся в том, что космический аппарат выводится с помощью средств выведения с двигателем большой тяги на переходную орбиту с нулевым наклонением, с перигеем ниже высоты геостационарной орбиты, а апогеем выше высоты геостационарной орбиты, с которой осуществляется довыведение космического аппарата на геостационарную орбиту с помощью двигателей малой тяги, непрерывно работающих на всем протяжении переходной орбиты, за исключением двух симметрично расположенных участков переходной орбиты, на которых работа двигателей малой тяги малоэффективна, отличающийся тем, что в процессе довыведения ориентация космического аппарата в инерциальном пространстве остается неизменной на всем протяжении этапа довыведения, причем одновременно с изменением эксцентриситета орбиты изменяют скорость дрейфа космического аппарата в требуемом направлении и совмещают довыведение по эксцентриситету с приведением по долготе, при этом в качестве двигателя малой тяги используют штатный электрореактивный двигатель коррекции долготы космического аппарата, а для обеспечения требуемого энергобаланса космического аппарата нормаль панелей солнечных батарей предустанавливают на угол до 30° по отношению к направлению на Солнце и фиксируют в этом положении.1. A method of launching a spacecraft into a geostationary orbit, which consists in the fact that the spacecraft is launched by means of launching with a thrust engine into a transitional orbit with zero inclination, with a perigee below the height of the geostationary orbit, and the apogee is higher than the height of the geostationary orbit from which bringing the spacecraft into geostationary orbit using small thrust engines continuously working throughout the transitional orbit, with the exception of two symmetrically located sections of the transitional orbit, in which the operation of small thrust engines is ineffective, characterized in that in the process of completion the orientation of the spacecraft in inertial space remains unchanged throughout the stage of completion, and simultaneously with a change in the eccentricity of the orbit, the speed of the spacecraft drift in the desired direction and combine according to eccentricity with reduction in longitude, while a standard electric propulsion engine is used as a thruster corrections of the longitude of the spacecraft, and to ensure the required energy balance of the spacecraft, the normal of the solar panels is pre-installed at an angle of up to 30 ° with respect to the direction to the Sun and fixed in this position.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что для обеспечения ресурсных характеристик штатных двигателей коррекции довыведение космического аппарата осуществляют поочередно одним из двух штатных двигателей коррекции долготы.2. The method according to p. 1, characterized in that in order to ensure the resource characteristics of the standard correction engines, the spacecraft is powered up alternately by one of two standard longitude correction engines.
3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве двигателя малой тяги используют один или несколько дополнительных электрореактивных двигателей, которые устанавливают таким образом, чтобы вектор их тяги был перпендикулярен одновременно и би-нормали к плоскости переходной орбиты, и оси вращения солнечных батарей космического аппарата и которые используют исключительно для задач довыведения космического аппарата.3. The method according to p. 1, characterized in that one or more additional electro-jet engines are used as the thruster, which are set so that their thrust vector is perpendicular to both the bi-normal to the plane of the transitional orbit and the axis of rotation of the solar batteries of the spacecraft and which are used exclusively for the tasks of completing the spacecraft.
4. Способ по пп. 1, 2 или 3, отличающийся тем, что наклонение переходной орбиты не равно нулю, при этом начальное наклонение задают таким образом, чтобы за счет естественной эволюции переходной орбиты в процессе довыведения наклонение орбиты свелось к нулю к окончанию довыведения.
4. The method according to PP. 1, 2 or 3, characterized in that the inclination of the transitional orbit is not equal to zero, while the initial inclination is set so that due to the natural evolution of the transitional orbit during the addition process, the inclination of the orbit is reduced to zero at the end of the addition.