專利名稱：使用電推進的最佳轉移軌道的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種將空間飛行器從一個入射軌道以時間有效的方式轉移至一個地球同步軌道的設備和方法，從而優化發射一特定負載所需的能量。
為了將空間飛行器置于圍繞一如地球的中心體的地球同步軌道中，首先要通過空間飛行器運載火箭將空間飛行器發射到一個入射軌道。從該入射軌道開始，將空間飛行器經過一系列軌道轉移到地球同步軌道。要把空間飛行器從其入射軌道轉移到地球同步軌道，推進加速器點燃，對空間飛行器產生一個作用力，并使其穿過轉移軌道。
現有一系列的策略可以將空間飛行器從其入射軌道轉移至地球同步軌道。在第一種策略中，運載火箭將空間飛行器射入一個遠地點大于地球同步軌道的橢圓形軌道，定義為超同步軌道。當空間飛行器到達超同步軌道之后，推進加速器點燃，空間飛行器在一個預定的方向與遠地點或近地點靠近。在遠地點點燃推進加速器在軌道速度方向產生推進力可提高近地點，在近地點點燃推進加速器相對于軌道速度方向產生推進力則降低遠地點。這些遠地點或近地點的點燃或燃燒將空間飛行器從超同步軌道轉移至地球同步軌道。在第二種策略中，空間飛行器被射入一個遠地點小于地球同步軌道的橢圓形軌道，定義為亞同步軌道。當空間飛行器到達亞同步軌道之后，，空間飛行器在一個預定的方向與遠地點或近地點靠近時，推進加速器再次點燃。在軌道速度方向產生推進力而在遠地點點燃推進加速器提高近地點，在軌道速度方向產生推進力而在近地點點燃推進加速器則提高遠地點。這些遠地點或近地點的燃燒將空間飛行器軌道螺旋式轉移至地球同步軌道。Meserole，J在《使用太陽能軌道運載火箭至GEO的發射費用》中描述了這種使用特定類型推進器的螺旋形飛行方法。參見American Institute ofAeronautics and Astronautics(AIAA)Paper 93—2219，AIAA/SAE/ASME/ASEE 29th Joint Propultion Conference and Exhibit(Jun.28—30，1993)。
由于運載火箭將空間飛行器或者射入亞同步軌道或者射入超同步軌道，空間飛行器必須包含其自身的推進系統以實現從入射軌道向地球同步軌道的轉移，并完成定向和其他定位保持操縱。如此便產生幾種考慮方案以選擇一種特定的入射軌道轉移策略。比較理想的辦法是，選擇一個入射軌道使得空間飛行器不帶燃料的重量，即干重，達到最大值。干重通常包括檢測設備和用于檢測設備的基礎飛行器結構的重量。優化干重需要在運載火箭的能力，宇宙飛船可以發射到地球之上多高的地方和空間飛行器的推進系統，空間飛行器所攜帶的用于完成從入射軌道向地球同步軌道的轉移以及定位保持操縱的船上推進器和燃料之間進行斟酌。較大的入射軌道，即較高的遠地點，減少了為到達地球同步軌道而被空間飛行器推進系統消耗的燃料量。另一方面，運載火箭的能力或負載能力隨著目標遠地點高度的增加而降低，因而需要更加強有力的運載火箭把具有同樣質量的空間飛行器射入具有較高遠地點的入射軌道。因此，為了優化空間飛行器在到達地球同步軌道時的重量，定義為壽命開始重量(BOL)，就要在運載火箭的能力和推進加速器所需的燃料量之間進行斟酌，當然，推進加速器點燃的越多，所需的燃料就越多，分配給有效負載的質量不就越少嗎？在上述考慮方案之外，還有兩類空間飛行器推進加速器即電學的和化學的推進器。化學推進加速器為把空間飛行器從入射軌道轉移到地球同步軌道提供必要的推進力，并且能夠對空間飛行器施加巨大的力量。但是，化學推進加速器在到達一個預定的軌道方向之前要消耗大量的質量(燃料)。另一方面，電學推進加速器產生的推進力明顯比化學推進器小，但所消耗的燃料也相應的少。這就是說，電學推進加速器使用燃料(質量)比化學推進加速器更有效率。Forte，P在《電學推進用于通信空間飛行器軌道射入的好處》中描述了使用電學和化學推進加速器完成從入射軌道向地球同步軌道的轉移，參見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《用飛行器上電源提高高海拔高度軌道》中描述了一種電學和化學的混合推進系統，參見American Institute ofAeronautics and Astronautics(AIAA)/AIDA/DGLA/JSASS 23rdInternational Electric Propulsion Conference(Sept.13—16，1993)。
由于化學推進加速器比電學推進加速器施加的力要大得多，所以它們可以在比之電學推進加速器相當短的時間內完成從入射軌道向地球同步軌道的轉移。此外，現有的用于將宇宙飛船從入射軌道向地球同步軌道轉移的轉移軌道策略沒有描述使用電學推進加速器專門轉移空間飛行器至地球同步軌道的可變燃燒策略。再者，用電學推進加速器替代化學推進加速器的軌道轉移策略需要一段令人難以接受的轉移軌道時間(TOD)。
電學推進加速器還產生了其他需要考慮的情況，即定位保持和操縱。由于電學推進加速器對于給定的推進力所消耗的燃料量比化學推進加速器要少得多，而且該推進力與化學推進加速器相比較小，所以更適合于定位保持和站上操作。由于定位保持操縱只需微小的推進力來進行空間飛行器的重定位，電學推進加速器完成定位保持所消耗的燃料要比化學推進加速器小。
使用化學推進系統和化學轉移軌道策略來到達地球同步軌道仍然需要斟酌，有相當大一部分質量要分配給化學推進器所使用的燃料。這部分質量可以用來減少的所需要的運載火箭能力，或者，對于同樣的運載火箭能力增加負載能力或者二者結合。然而，使用電學推進加速器來執行化學推進轉移軌道策略會導致較長的令人難以接受的轉移軌道時間。因此，最好是提供一種使用電學推進加速器的轉移軌道設備和策略，它對于給定的運載火箭能力和給定負載可以提供能夠接受的轉移軌道時間。
本發明涉及一種設備和方法，用于將發射到圍繞一中心體并定向于預定高度的空間飛行器轉移至具有半主軸和預定軌道平面的地球同步軌道中。該設備包括一個定位在空間飛行器上的推進加速器，以便在空間飛行器上產生具有預定力的推進力。該設備還包括一個控制器，用于控制點燃推進加速器的計時。
控制器包括一些設備，用于在中介軌道的遠地點點燃推進加速器，以便隨后增加其近地點直到中介軌道的半主軸基本上等于地球同步軌道的半主軸，從而為空間飛行器定義一初始轉移軌道。控制器還包括一種設備用于以后連續點燃推進加速器，從而將空間飛行器的軌道從初始轉移軌道轉移到地球同步軌道，并保持地球同步軌道的半主軸與轉移軌道半主軸實質上相等。
通過閱讀以下說明及參考附圖，本發明的多種優點對于一個專業技術人員是非常明顯的。
附
圖1描述了一種典型的將空間飛行器從地面零點發射到入射軌道射入順序；附圖2是一個運載火箭和衛星的透視局部部件分解附圖3通過示意圖的方式描繪了附圖2中所示的空間飛行器，其上裝有電學推進加速器用于完成空間飛行器向地球同步軌道的轉移并執行定位保持功能；附圖4主要描繪了空間飛行器的控制器部分，用于操縱電學推進加速器向地球同步軌道轉移；附圖5描繪了在圍繞地球的入射軌道和最終的地球同步軌道上的空間飛行器；附圖6描繪了當遠地點燃燒以提高近地點時在超同步軌道上的空間飛行器；附圖7描繪了地球同步軌道和空間飛行器所沿循的軌道之間的傾角；附圖8描述了按照連續推進器點燃順序在一系列圍繞一中心體的中介軌道上的宇宙飛船；附圖9描繪了已經到達地球同步軌道的空間飛行器；附圖10描述了由控制器為點燃電學推進加速器以到達地球同步軌道而實施的順序流程圖；以及附圖11是一張各種轉移軌道推進系統的、空間飛行器到地球同步軌道的轉移軌道持續時間(TOD)與被輸送到地球同步軌道的空間飛行器的壽命開始重量(BOL)的比值圖表。
以下所推薦的實施例的描述實際上僅僅是典型示范，無意限制發明或其應用或使用。在本說明書當中，請注意具有相同結構或功能的部分提到時都將使用相同的參考數字。
參考附圖1，從地球12上的某個位置發射的空間飛行器10按照運載火箭的參數沿預定的路徑運行并到達定義為入射軌道的一個橢圓形軌道16。理想的轉移軌道彈道機制和設備決定著如何將空間飛行器10從入射軌道16轉移到地球同步軌道18。根據發射順序，空間飛行器10在到達入射軌道16之前，在如圖所示的參考數20處從第一級、中間級、和末級分離。發射到入射軌道16期間空間飛行器所分離的階段數取決于運載火箭的參數、能力和特殊用途。這類參數、能力和用途變化很廣，但對于現有技術領域里的普通技術人員而言仍然是公知的東西。
參考附圖2，空間飛行器10與其他構成運載火箭22的部分一同被顯示。附圖2中所示的運載火箭22通常被稱作DELTA 7925，它僅僅是一個現有技術領域里的普通技術人員所熟知的一些運載火箭的典型示例。運載火箭的部分包括推進力加力固體24，開始階段氧化劑罐26，中心體28以及燃料箱30，所有這些構成運載火箭22的第一級。中間級32連接燃料箱30到第二級34并提供附加推進力。第二級34包括桁架36，用于支持導向電子設備38。導向電子設備38與旋轉盤40相連，而旋轉盤40反過來又通過夾帶44與第三級馬達42相連。第三級馬達42通過附加裝置46與空間飛行器10連接。發射期間，整流罩48對第二級34、第三級馬達42、空間飛行器10和各種附加部分提供保護。當運載火箭自附圖1中20處分離之后，只有宇宙飛行器10繼續向入射軌道16飛行。
在操作中，運載火箭22支撐在地面12上的發射臺〔未畫出〕上并裝載充足的燃料準備起飛。起飛時，第一級部分24—30如上所述運轉并提供初始推進力推動運載火箭22飛離發射臺。在發射順序的預定時間，第一級脫離，此時第二級激活并提供推進力。類似的，中間級32，第二級34，和第三級34也將順序提供推進力，然后從運載火箭22的剩余部分脫離。同樣在預定的時間，整流罩48將脫離并被拋出，以便暴露第二級，第三級42和空間飛行器10。最后，當所有的部分都脫離運載火箭22之后，只有空間飛行器10保留并繼續向入射軌道16飛行。請注意上述運載火箭22和發射順序僅僅是范例，一個普通專業技術人員就能明白此處描述的發明可以同樣適用于任何其他多種運載火箭和發射順序。
參考附圖3，圖中顯示了空間飛行器10的推進器位置圖。空間飛行器10可以是現有技術中已知的任何一種形狀和尺寸的飛行器，主要取決于空間飛行器被用于何種特殊用途。空間飛行器10有一個質量中心52，三條軸穿過其中，一條Z軸54，一條X軸58，和一條Y軸60。Z軸54，X軸58，和Y軸60按照箭頭56、60和62分別向正向延伸。空間飛行器10包括電學推進加速器50，它們是這樣排列的，以致于當激活時，空間飛行器10在Z軸54的正向上受到一個力。電學推進加速器50可以傾斜，這樣一來，任何特定的電學推進加速器50的推進力矢徑將從正向Z軸稍稍偏離平行線，從而提供多余的方向推進力用于一個后備的、第二級高度控制系統。然而，當所有電學推進加速器50點燃時，推進力矢量合力最好平行于正向Z軸54。附加的電學推進加速器63主要提供推進力用于完成空間飛行器10的高度控制和定位保持。典型的，電學推進加速器63比較小，所提供的推進力也比電學推進加速器50小，這是因為它們只需要施加較小的力以執行相對較小的飛行器的位置調整。推進加速器63與推進加速器50裝在相同的面板上，傾斜是為了它們都能單獨向內對質量52的中心施加多余的推進力。電學推進加速器50和63最好是Xenon—ion-推進加速器(XIPS)或者是電弧推進加速器。
雖然推進加速器50和63最好是電學推進加速器，但是根據本說明書，任何一個普通專業技術人員都能理解推進加速器50和63也可以由化學推進加速器替代。正如上述，電學推進加速器提供的推進力比化學推進加速器要低，但是顯著減少了推進力所釋放的質量。
參考附圖4，控制器選擇性地按照預定的點火控制程序激活電學推進加速器50。控制器可有選擇地控制電學推進加速器63的點燃，以提供高度控制。在操作中，控制器從傳感塊65接收輸入信號并確定是否應當激活電學推進加速器50。傳感塊65提供諸如高度、方位和位置等等有關地球的數據。控制器對這類信息進行評價并發出充足的控制信號回應接收到的信息。控制器還可有選擇地控制其他空間飛行器的功能并作為集成的空間飛行器控制器進行操縱。此外，控制器可以為轉移軌道推進加速器50提供其他簡易點火順序。例如，控制器可以在空間飛行器10控制系統之間進行通信，可以于地面或空間站收發報機通信，或者控制其他為特定用途所需要的設備。
附圖5—9描述了空間飛行器10從入射軌道16向地球同步軌道18轉移的軌道彈道順序。正如上述，相同的參考數將用于描述那些類似的已經描述過的部分。參考附圖5，圖中顯示宇宙飛行器10在圍繞如地球12的中心體的入射軌道上運行。附圖5也描繪了地球同步軌道18。射入軌道16是一個橢圓形軌道，它具有與地球12有關的橢圓形軌道的遠地點66和近地點68，它們分別被描述為最高點和最低點。任何一個普通專業技術人員都能理解按照一些預定的應用參數就可到達入射軌道16。特別地，空間飛行器10在近地點68的速度和近地點68的高度定義了遠地點66的高度和橢圓形入射軌道16的偏心率。
參考附圖6，圖中顯示空間飛行器10靠近一個橢圓形的軌道的遠地點66。當使用任何普通專業技術人員所知的方法將空間飛行器定向于一個已知的高度和方向時，控制器64激活電學推進加速器50產生一個速度矢量變量Δv，并將近地點提高到一個新的中間橢圓形軌道74的新的近地點72。所需要的速度矢量變量Δv，實質上與空間飛行器10在經過遠地點66時的方向上遠地點和近地點之間的直線成直角相交。宇宙飛船10的推進加速器50在連續繞過遠地點66期間的點燃提高了每一個后續中間軌道74的近地點72。中間軌道74有相同的遠地點66，但有一個增加的近地點72和降低的偏心率。請注意附圖6中所示的中間軌道74僅僅是一系列產生于電學推進加速器50在遠地點點燃的中間軌道的代表，為的是產生一個速度變量Δv，導致后續中間軌道74具有連續增加的近地點和逐漸降低的偏心率。除提高近地點之外，在遠地點66周圍點燃電學推進器50還導致空間飛行器的軌道在半主軸上的增加，定義為遠地點和近地點的平均數。該半主軸被提高到實質上與地球同步軌道18的半主軸相等，按照物理定理，有必要指出，地球同步軌道18(以24小時定義)和轉移軌道74的軌道周期實際上也相等。
空間飛行器在到達所需要的燃燒高度之后，在遠地點66點燃電學推進器50有兩個效果。首先，如上所述，在遠地點66點燃電學推進器50增加近地點72。其次，參考附圖7，在遠地點66點燃電學推進器50還能調整與地球同步平面77有關的入射軌道16的軌道平面75的傾角73。由于入射軌道16的傾角73不低于空間飛行器10所發射的緯度，調整就可能是必要的。為了調整傾角73(例如對于地球同步平面77)，有必要使空間飛行器10朝某個高度傾斜，以便Z軸56不與由轉移軌道74所定義的平面平行并指向地球同步平面77。當這種情況發生時，中間軌道74的軌道平面75的傾角73隨著電學推進加速器的點燃而改變。如上有關中間軌道74的描述，有一系列連續的中間軌道平面75a—b和傾角73a—b，當傾角減小時，空間飛行器經過它們而轉移，使得軌道平面75和地球同步平面77實際上吻合。在超同步軌道點燃可產生附加好處，即軌道的超同步性對于提高近地點和減小比一個超同步軌道較小的傾角73可以提供較長的燃燒。例如在一個超同步軌道中，近地點提高燃燒對于超同步軌道可以持續6至19個小時。相應地，用于提高近地點72的燃燒時間持續更長，提高近地點72更快。
參考附圖7，在上述提高近地點72程中，由空間飛行器所沿循的軌道所定義的平面(附圖6中的軌道74)和地球同步平面之間的平面75得以調整。空間飛行器10沿軌道74運行，推進力的方向主要指向位于軌道平面75內的速度變量Δv的方向，它還從軌道平面被導向到平行線之外以充分減小傾角73。理想的近地點72的增加和傾角73的改變率是這樣的，即傾角73達到零度，近地點72在實際相同的時間達到地球同步軌道16主軸。如下所述，當傾角73接近零度時，空間飛行器的高度將重新調整，以便速度變量Δv實際上與軌道平面75平行，然后基本上與地球同步平面77吻合。
在附圖8中，當轉移軌道74的近地點72已被提高到預定高度78a或軌道76a之后，宇宙飛船將被定向，使得當控制器64激活推進加速器50時，在如附圖8所示的速度變量Δv的方向沿著正向Z軸54一個推進力。空間飛行器10仍保持在該預定方向上，同時圍繞地球12運行，并且保持在固定的高度，以便正向Z軸54和速度變量Δv實質上與軌道平面76a平行。控制器64在中間軌道76a、76b、和76c的整體周圍點燃電學推進加速器。這種連續點燃對轉移軌道76a—c有兩個效果。首先，每個后繼的轉移軌道76a到76b和76b到76c有一個逐漸提高的近地點78a—c和一個逐漸降低的遠地點66a—c。其次，在同一時刻，后續橢圓軌道78a—d的偏心率隨著空間飛行器10接近地球同步軌道18的偏心率而減少。一旦到達如附圖9所示的地球同步軌道18，空間飛行器10可被重新定向到一個操作方向。例如，如附圖9所示，空間飛行器10通過朝向地球12的正向Z軸54而定位。
參考附圖10，該圖通過流程圖描繪了由控制器執行的用于將空間飛行器10從入射軌道16轉移到地球同步軌道18的步驟，以下將稱作流程圖80。在塊82，附圖22的運載火箭22將宇宙飛行器10入射附圖5所描述的超同步軌道。在塊84，空間飛行器10被重新定向到所需的燃燒高度，以便當電學推進加速器50被激活時，產生的速度變量指向所需的方向。這種重新定向操縱通常由高度控制推進加速器63來完成。然后，在連續經過附圖6的轉移軌道74的遠地點66期間，控制則經過電學推進加速器50被點燃的塊86。在塊86中，點燃推進加速器50提高近地點72，也可調整傾角73。當軌道平面按照附圖6和7所述恰當調整后，空間飛行器在塊88將被重新定向(必要時)，以便Z軸54平行于軌道平面74和附圖6的速度變量。
當重新定向空間飛行器10到一個平面內高度時，在塊90控制器隨著空間飛行器圍繞地球12的運行而點燃電學推進加速器50。附圖8描述了這種點燃，圖中空間飛行器10在一系列位置10，10’10”分別沿中間軌道76a、76b、和76c運行。這種連續點燃導致近地點78a—c的連續提高和遠地點的降低，同時為每個中間軌道76a—d維持一個近乎常量的半主軸，它們實際上與地球同步軌道18的半主軸相等。控制器保持電學推進器的繼續激活直到空間飛行器10轉移到地球同步軌道18。在塊92，控制器64檢測地球同步軌道是否已經到達。一旦宇宙飛船10到達地球同步軌道，塊92經過控制到塊94，那里控制器64不再點燃電學推進加速器50。以后可以根據定位保持和其他需要點燃電學推進加速器50。
如附圖3所指出的，此處描述的電學推進加速器50和63可以被實施，但不必加以限制，或者是XIPS或者是電弧電學推進系統。另如上述，電學推進加速器50和63可以作為混合體或者完全的化學推進系統實施。參考附圖11，表中描繪了電學推進加速器50和63的XIPS和電弧設備以及XIPS和化學推進系統的混合體的所選擇的表現特點。在表中，縱坐標描繪了以天數表示的轉移軌道持續時間，橫坐標描繪了以公斤表示的壽命開始重量。從附圖11的表中可見，化學推進加速系統有比較短的轉移軌道持續時間，大的消耗發生在壽命開始重量上。這說明可以較快使用化學推進加速器和化學轉移軌道策略將空間飛行器送到地球同步軌道，而只帶有較少負載和定位保持燃料。另一方面，XIPS和電弧電學推進系統指出當轉移軌道持續時間實際上大于用于化學推進加速器的轉移軌道持續時間時，壽命開始重量則更大。這實際上轉移了更多的設備和燃料，它可極大地增加空間飛行器的壽命期望值50％甚至更多。另外，對于同樣的空間飛行器質量，能力較小的運載火箭可以以較低的費用發射宇宙飛行器。
附圖11還顯示了化學和XIPS系統混合體的標繪圖。這一系統將化學和電學推進加速器當中降低轉移軌道持續時間和提高壽命開始重量的特點融為一體。根據這一標繪圖，隨著轉移軌道持續時間的提高，較高比例的電學推進將空間飛行器轉移到地球同步軌道。由此可見，使用混合系統可以顯著提高壽命開始時間。
此處描繪的方法和設備的顯著好處就是等價的壽命開始重量可以使用更小和更少的昂貴的運載火箭送到地球同步軌道。例如，具有壽命開始重量的、通常由ATLAS或ARIANE 4L加速器發射的空間飛行器可以通過不太昂貴的DELTA II型加速器來輸送。通過同樣的特征，較大的負載可以由一致的運載火箭輸送，如果電學推進發動機將空間飛行器轉移到地球同步軌道。所增加的負載可以轉移到空間飛行器的壽命值當中，因為電學推進系統需要較小的質量用于定位保持，每年大約6公斤，而化學推進系統每年大約27公斤。此外，當對于同樣的負載而使用較小的運載火箭時，到達地球同步軌道所需的時間已經被優化。
雖然本發明是按照某些特殊的實施例進行描述的，但是在以下權利要求的精神和范圍內可以改變和修改。
權利要求
1.一個發射到圍繞中心體的入射軌道和定向于預定高度的空間飛行器，該入射軌道有一個遠地點和一個近地點，一個用于將上述空間飛行器從該入射軌道轉移到具有半主軸和預定軌道平面的地球同步軌道的設備，包括一個定向在該空間飛行器上的推進加速器，用于當點燃時產生推進力并向該空間飛行器施加預定的力；一個控制器，用于控制推進加速器的計時，該控制器包括一些設備，用于在中間軌道的遠地點點燃推進加速器從而提高近地點，直到中間軌道的半主軸實質上與地球同步軌道的半主軸相等，以便為空間飛行器定義一個初始轉移軌道；以及一些設備，用于以后連續點燃推進加速器，把空間飛行器從該初始轉移軌道轉移到上述地球同步軌道，同時保持該地球同步半主軸和轉移軌道半主軸實質上相等。
2.如權利要求1所述的設備，其特征在于，初始轉移軌道包括一個平面和上述控制器，還包括用于將空間飛行器定向到某個高度的設備，以便該推進加速器施加實質上平行于該初始轉移軌道平面的推進力。
3.如權利要求2所述的設備，其特征在于，該控制器還包括用于點燃推進加速器的設備，以便將該初始軌道平面與該地球同步軌道平面校準。
4.一個發射到圍繞中心體的入射軌道和定向于預定高度的空間飛行器，該入射軌道有一個遠地點和一個近地點，一種用于將上述空間飛行器從該入射軌道轉移到具有半主軸和預定軌道平面的地球同步軌道的方法，包括以下步驟提供定位在該空間飛行器上的推進加速器，用于當點燃時產生推進力并向該空間飛行器施加預定的力；在中間軌道的遠地點點燃推進加速器從而提高近地點，直到中間軌道的半主軸實質上與地球同步軌道的半主軸相等，以便為空間飛行器定義一個初始轉移軌道；以及以后連續點燃推進加速器，把空間飛行器從該初始轉移軌道轉移到上述地球同步軌道，同時保持該地球同步半主軸和轉移軌道半主軸實質上相等。
5.如權利要求4所述的方法，其特征在于，初始轉移軌道包括一個平面和上述方法，還包括用于將空間飛行器定向到某個高度的設備，以便該推進加速器施加實質上平行于該初始轉移軌道平面的推進力。
6.如權利要求5所述的方法，其特征在于，該步驟還包括用于點燃推進加速器的設備，以便將該初始軌道平面與該地球同步軌道平面校準。
全文摘要
本發明涉及一種將空間飛行器(10)從一個圍繞中心體(12)的入射軌道(16)以一個時間因子的方式轉移至一個地球同步軌道(18)的設備和方法，空間飛行器(10)包括推進加速器(50)，它可由一個控制器(64)控制，在預定的時間順序內點燃，并與入射軌道(16)和后續轉移軌道(74，76)的遠地點(66)和近地點(72)有關。
文檔編號B64G1/00GK1131291SQ9411921
公開日1996年9月18日 申請日期1994年12月23日 優先權日1994年3月25日
發明者阿諾恩·施皮策 申請人:休斯航空公司