Системы и способы запуска множества космических аппаратов - RU2019134644A

1. Способ (800) запуска множества космических аппаратов, размещенных с образованием стопы космических аппаратов (120), из ракеты-носителя (102), перемещающейся вдоль траектории (104) по линии перемещения, включающий:

высвобождение (802) во время первого события (302а) отделения, происходящего в первый период времени, первого космического аппарата (120а) из стопы космических аппаратов (120) с использованием первой силы отделения, имеющей рассматриваемую по линии перемещения составляющую первой силы отделения вдоль траектории (104) по линии перемещения; и

высвобождение (804) во время второго события (304а) отделения, происходящего во второй период времени, второго космического аппарата (120b) из стопы космических аппаратов (120) с использованием второй силы отделения, имеющей рассматриваемую по линии перемещения составляющую второй силы отделения вдоль траектории (104) по линии перемещения, причем второй период времени имеет место с первой задержкой по времени после первого периода времени.

2. Способ (800) по п. 1, согласно которому рассматриваемая по линии перемещения составляющая первой силы отделения по существу равна рассматриваемой по линии перемещения составляющей второй силы отделения.

3. Способ (800) по п. 1, согласно которому рассматриваемая по линии перемещения составляющая первой силы отделения больше, чем рассматриваемая по линии перемещения составляющая второй силы отделения.

4. Способ (800) по п. 3, согласно которому величина первой силы отделения больше, чем величина второй силы отделения.

5. Способ (800) по п. 3, согласно которому:

ракету-носитель (102) ориентируют в прямом направлении вдоль траектории (104) по линии перемещения в течение первого события (302а) отделения; и

ракету-носитель (102) ориентируют в первом направлении поворота, имеющем угловое смещение относительно прямого направления вдоль траектории (104) по линии перемещения на первый угол (α) поворота в течение второго события (302b) отделения.

6. Способ (800) по п. 5, согласно которому первый угол (α) поворота составляет 180 градусов.

7. Способ (800) по п. 5, согласно которому первый угол (α) поворота составляет 60 градусов.

8. Способ (800) по п. 1, также включающий высвобождение (806) во время третьего события (302с) отделения, происходящего в третий период времени, третьего космического аппарата (120с) из стопы космических аппаратов (120) с использованием третьей силы отделения, имеющей рассматриваемую по линии перемещения составляющую третьей силы отделения вдоль траектории (104) по линии перемещения, причем третий период времени имеет место со второй задержкой по времени после второго периода времени.

9. Способ (800) по п. 8, согласно которому рассматриваемая по линии перемещения составляющая первой силы отделения больше, чем рассматриваемая по линии перемещения составляющая второй силы отделения, а рассматриваемая по линии перемещения составляющая второй силы отделения больше, чем рассматриваемая по линии перемещения составляющая третьей силы отделения.

10. Способ (800) по п. 9, согласно которому:

ракету-носитель (102) ориентируют в прямом направлении вдоль траектории (104) по линии перемещения в течение первого события (302а) отделения;

поддерживают нахождение ракеты-носителя (102) в прямом направлении вдоль траектории (104) по линии перемещения в течение второго события (302b) отделения; и

ракету-носитель (102) ориентируют в первом направлении поворота, имеющем угловое смещение относительно прямого направления на первый угол (α) поворота в течение третьего события (302с) отделения.

11. Способ по п. 9, согласно которому:

в течение первого события отделения ракету-носитель (102) ориентируют в прямом направлении вдоль траектории (104) по линии перемещения;

в течение второго события отделения ракету-носитель (102) ориентируют в первом направлении поворота, имеющем угловое смещение относительно прямого направления на первый угол (α) поворота; и

в течение третьего события отделения ракету-носитель (102) ориентируют во втором направлении поворота, имеющем угловое смещение относительно прямого направления на второй угол (β) поворота, причем второй угол (β) поворота отличается от первого угла (α) поворота.

12. Система (100) для запуска множества космических аппаратов из ракеты-носителя (102), перемещающейся вдоль траектории (104) по линии перемещения, содержащая:

стопу космических аппаратов (120), соединенных с возможностью высвобождения с ракетой-носителем (102), причем стопа космических аппаратов (120) включает в себя по меньшей мере первый космический аппарат (120а), соединенный с возможностью высвобождения со вторым космическим аппаратом (120b);

первый узел (130а) отделения, соединяющий с возможностью высвобождения первый космический аппарат (120а) и второй космический аппарат (120b);

по меньшей мере один первый смещающий элемент (150а), расположенный между первым космическим аппаратом (120а) и вторым космическим аппаратом (120b) и выполненный с возможностью выработки первой силы отделения, имеющей рассматриваемую по линии перемещения составляющую первой силы отделения вдоль траектории (104) по линии перемещения;

второй узел (130b) отделения, связанный со вторым космическим аппаратом (120b);

по меньшей мере один второй смещающий элемент (150b), связанный со вторым космическим аппаратом (120b) и выполненный с возможностью выработки второй силы отделения, имеющей рассматриваемую по линии перемещения составляющую второй силы отделения вдоль траектории (104) по линии перемещения; и

контроллер (170) отделения стопы, функционально соединенный с первым узлом (130а) отделения и вторым узлом (130b) отделения и запрограммированный на выполнение способа, включающего:

приведение в действие первого узла (130а) отделения для высвобождения первого космического аппарата (120а) из стопы космических аппаратов (120) в течение первого события отделения, происходящего в первый период времени; и

приведение в действие второго узла (130b) отделения для высвобождения второго космического аппарата (120b) из стопы космических аппаратов (120) в течение второго события отделения, происходящего во второй период времени, причем второй период времени имеет место с первой задержкой по времени после первого периода времени.

13. Система (100) по п. 12, в которой рассматриваемая по линии перемещения составляющая первой силы отделения, вырабатываемой указанным по меньшей мере одним первым смещающим элементом (150а), больше, чем рассматриваемая по линии перемещения составляющая второй силы отделения, вырабатываемой указанным по меньшей мере одним вторым смещающим элементом (150b).

14. Система (100) по п. 13, в которой величина первой силы отделения, вырабатываемой указанным по меньшей мере одним первым смещающим элементом (150а), больше, чем величина второй силы отделения, вырабатываемой указанным по меньшей мере одним вторым смещающим элементом (150b).

15. Система (100) по п. 13, также содержащая контроллер (180) ракеты-носителя, функционально соединенный с ракетой-носителем (102) и выполненный с возможностью управления ориентацией ракеты-носителя (102) относительно траектории (104) по линии перемещения, причем контроллер (180) ракеты-носителя запрограммирован на выполнение способа, включающего:

ориентирование ракеты-носителя (102) в прямом направлении вдоль траектории (104) по линии перемещения в течение первого события отделения; и

ориентирование ракеты-носителя (102) в первом направлении поворота, имеющем угловое смещение относительно прямого направления на первый угол (α) поворота в течение второго события отделения.

16. Система (100) по п. 12, в которой:

стопа космических аппаратов (120) также включает в себя третий космический аппарат (120с), соединенный с возможностью высвобождения со вторым космическим аппаратом (120b);

второй смещающий элемент (150b) расположен между вторым космическим аппаратом (120b) и третьим космическим аппаратом (120с);

третий узел (130с) отделения связан с третьим космическим аппаратом (120с);

по меньшей мере один третий смещающий элемент (150с) связан с третьим космическим аппаратом (120с) и выполнен с возможностью выработки третьей силы отделения, имеющей рассматриваемую по линии перемещения составляющую третьей силы отделения вдоль траектории (104) по линии перемещения; и

контроллер (170) отделения стопы также функционально соединен с третьим узлом (130с) отделения, а также запрограммирован на выполнение способа, включающего:

приведение в действие третьего узла (130с) отделения для высвобождения третьего космического аппарата (120с) из стопы космических аппаратов (120) в течение третьего события отделения, происходящего в третий период времени, причем третий период времени имеет место со второй задержкой по времени после второго периода времени.

17. Система (100) по п. 16, в которой рассматриваемая по линии перемещения составляющая первой силы отделения, вырабатываемой указанным по меньшей мере одним первым смещающим элементом (150а), больше, чем рассматриваемая по линии перемещения составляющая второй силы отделения, вырабатываемой указанным по меньшей мере одним вторым смещающим элементом (150b), а рассматриваемая по линии перемещения составляющая второй силы отделения, вырабатываемой указанным по меньшей мере одним вторым смещающим элементом (150b), больше, чем рассматриваемая по линии перемещения составляющая третьей силы отделения, вырабатываемой указанным по меньшей мере одним третьим смещающим элементом (150с).

18. Система (100) по п. 17, также содержащая контроллер (180) ракеты-носителя, функционально соединенный с ракетой-носителем (102) и выполненный с возможностью управления ориентацией ракеты-носителя (102) относительно траектории (104) по линии перемещения, причем контроллер (180) ракеты-носителя запрограммирован на выполнение способа, включающего:

ориентирование ракеты-носителя (102) в прямом направлении вдоль траектории (104) по линии перемещения в течение первого события отделения;

поддержку нахождения ракеты-носителя (102) в прямом направлении вдоль траектории (104) по линии перемещения в течение второго события отделения и

ориентирование ракеты-носителя (102) в первом направлении поворота, имеющем угловое смещение относительно прямого направления траектории (104) по линии перемещения на первый угол (α) поворота в течение третьего события отделения.

19. Система (100) по п. 17, также содержащая контроллер (180) ракеты-носителя, функционально соединенный с ракетой-носителем (102) и выполненный с возможностью управления ориентацией ракеты-носителя (102) относительно траектории (104) по линии перемещения, причем контроллер (180) ракеты-носителя запрограммирован на выполнение способа, включающего:

ориентирование ракеты-носителя (102) в прямом направлении вдоль траектории (104) по линии перемещения в течение первого события отделения;

ориентирование ракеты-носителя (102) в первом направлении поворота, имеющем угловое смещение относительно прямого направления на первый угол (α) поворота в течение второго события отделения; и

ориентирование ракеты-носителя (102) во втором направлении поворота, имеющем угловое смещение относительно прямого направления на второй угол (β) поворота в течение третьего события отделения, причем второй угол (β) поворота отличается от первого угла (α) поворота.

20. Способ (800) запуска множества космических аппаратов, размещенных с образованием стопы космических аппаратов (120), из ракеты-носителя (102), перемещающейся вдоль траектории (104) по линии перемещения, включающий:

высвобождение (802) во время первого события (300а) отделения, происходящего в первый период времени, первого космического аппарата (120а) из стопы космических аппаратов (120) с использованием первой силы отделения, имеющей рассматриваемую по линии перемещения составляющую первой силы отделения вдоль траектории (104) по линии перемещения;

высвобождение (804) во время второго события (300b) отделения, происходящего во второй период времени, второго космического аппарата (120b) из стопы космических аппаратов (120) с использованием второй силы отделения, имеющей рассматриваемую по линии перемещения составляющую второй силы отделения вдоль траектории (104) по линии перемещения, причем второй период времени имеет место с первой задержкой по времени после первого периода времени;

высвобождение (806) во время третьего события (300с) отделения, происходящего в третий период времени, третьего космического аппарата (120с) из стопы космических аппаратов (120) с использованием третьей силы отделения, имеющей рассматриваемую по линии перемещения составляющую третьей силы отделения вдоль траектории (104) по линии перемещения, причем третий период времени имеет место со второй задержкой по времени после первого периода времени; и

высвобождение (808) во время четвертого события (300d) отделения, происходящего в четвертый период времени, четвертого космического аппарата (120d) из стопы космических аппаратов (120) с использованием четвертой силы отделения, имеющей рассматриваемую по линии перемещения составляющую четвертой силы отделения вдоль траектории (104) по линии перемещения, причем четвертый период времени имеет место с третьей задержкой по времени после первого периода времени; и

причем каждая из рассматриваемых по линии перемещения составляющих первой, второй, третьей и четвертой сил отделения отличается от других из рассматриваемых по линии перемещения составляющих первой, второй, третьей и четвертой сил отделения.