СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ГЕОСТАЦИОНАРНУЮ ОРБИТУ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ

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.
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.
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.
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.