СИСТЕМА И СПОСОБ ЗАПУСКА МНОЖЕСТВА СПУТНИКОВ С РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ

1. Система для запуска множества спутников с ракеты-носителя (100), содержащая механическую конструкцию (102), содержащую множество монтажных средств (104A-F);
блок (106) управления для управления упомянутым множеством монтажных средств для позиционирования и отделения упомянутого множества спутников в упомянутой механической конструкции;
систему фиксации изображения для мониторинга позиционирования каждого спутника в упомянутой механической конструкции; и
при этом указанные монтажные средства выполнены с возможностью позиционирования спутников в осевом, наклонном и радиальном отделениях на расстоянии для предотвращения контакта каждого спутника друг с другом в течение короткого периода времени, а также в течение долгого периода времени орбитальной эволюции.
2. Система по п. 1, в которой каждое из упомянутого множества монтажных средств выполнено с возможностью позиционирования одного или более спутников.
3. Система по п. 1, в которой первый набор монтажных средств расположен в указанном осевом отделении, второй набор монтажных средств расположен в указанном наклонном отделении, а третий набор монтажных средств расположен в указанном радиальном отделении.
max
4. Система по п. 1, в которой упомянутое расстояние между отделениями спутников определено на основе максимальной вероятности столкновения (P), полученной из следующего уравнения
,
min
где R - минимальное расстояние между ними;
s
R - эффективный радиус столкновения.
5. Способ развертывания и запуска множества спутников с использованием механической конструкции на ракете-носителе, включающий следующие этапы:
max
позиционирование указанного множества спутников во множестве монтажных средств, предусмотренных в указанной механической конструкции, при этом указанные монтажные средства расположены на расстоянии для удовлетворения требованию долговременного отсутствия столкновений на основе максимальной вероятности (P) столкновения;
отделение первого набора спутников в осевом направлении и второго набора спутников в радиальном направлении;
разделение второго набора спутников на две группы на основе направления скорости и направления противоположной скорости;
переориентация ступени и отделение спутников, сгруппированных под любой из упомянутых двух групп, с небольшой скоростью крена от 0,20 до 0,35 градуса для обеспечения отделения спутников в орбитальной плоскости по направлениям скорости и противоположной скорости;
запуск упомянутого первого набора спутников, расположенного в осевом направлении, части упомянутого второго набора спутников, расположенной в радиальном направлении, и оставшейся части упомянутого второго набора спутников, расположенной под наклоном относительно упомянутой ракеты-носителя, для их отделения с соответствующим распределением отцентрированной дельты v.
6. Способ по п. 5, в котором система формирования видеоизображения смонтирована и позиционирована так, что обеспечивает возможность фиксации всех событий отделения.
7. Способ по п. 5, в котором на упомянутом этапе отделения обеспечивают отделение всех спутников в оптимальном положении для соблюдения желаемого минимального расстояния для всех отделений.
8. Способ по п. 5, в котором на упомянутом этапе переориентации управляемость скоростью крена достигает от 0,20 до 0,35 градуса для обеспечения желаемого угла и направления отделения в орбитальной плоскости.
9. Способ по п. 8, в котором скорость крена и время отделения выбирают так, чтобы достигалось направление отделения в орбитальной плоскости, обеспечивающее желаемую разность отцентрированной дельта-v между двумя отделениями, для предотвращения контакта двух отделяющихся спутников друг с другом как в течение короткого, так и длинного периода времени эволюции орбиты.
10. Способ по п. 5, в котором указанный этап отделения предотвращает взаимодействие между струей рулевого двигателя верхней ступени и отделяющимися спутниками.