WikiDer > Геостационарная переходная орбита

Geostationary transfer orbit
Пример перехода с GTO на GSO.
  EchoStar XVII ·   земной шар.

А геосинхронная переходная орбита или геостационарная переходная орбита (GTO) является разновидностью геоцентрическая орбита. Спутники которые предназначены для геосинхронный (GSO) или геостационарная орбита (GEO) (почти) всегда помещаются в GTO в качестве промежуточного шага для достижения своей конечной орбиты.

GTO очень эллиптический. это перигей (ближайшая точка к Земле) обычно достигает низкая околоземная орбита (LEO), а его апогей (самая дальняя точка от Земли) находится на высоте геостационарной (или, в равной степени, геосинхронной) орбиты. Это делает его Переходная орбита Хомана между LEO и GSO.[1]

Спутник, предназначенный для ГСО, обычно переводится в ГСО его ракета-носитель с использованием высокоготолчок сначала двигатели, затем спутник переходит из ГТО в ГСО с помощью собственных (обычно очень эффективных, но малой тяги) двигателей.

Производители ракет-носителей часто рекламируют количество полезной нагрузки, которую ракета может поместить в GTO.[2]

Техническое описание

GTO - это высокоэллиптическая околоземная орбита с апогей 42 164 км (26 199 миль),[3] или 35 786 км (22 236 миль) над уровнем моря, что соответствует геостационарной высоте. Период стандартной геосинхронной переходной орбиты составляет около 10,5 часов.[4] В аргумент перигея таков, что апогей происходит на экваторе или вблизи него. Перигей может находиться где угодно над атмосферой, но обычно ограничивается несколькими сотнями километров над поверхностью Земли. уменьшить пусковую установку дельта-V () требования и к ограничить орбитальный срок службы отработанного ускорителя чтобы сократить космический мусор. При использовании двигателей малой тяги, таких как электрическая силовая установка для перехода с переходной орбиты на геостационарную орбиту переходную орбиту можно суперсинхронный (имеющий апогей выше конечной геосинхронной орбиты). Однако для достижения этого метода требуется гораздо больше времени из-за низкой тяги, выводимой на орбиту.[5][6] Типичная ракета-носитель выводит спутник на суперсинхронную орбиту с апогеем выше 42 164 км. Двигатели малой тяги спутника непрерывно вращаются вокруг геостационарных переходных орбит в инерционном направлении. Это инерциальное направление устанавливается в векторе скорости в апогее, но с внеплоскостной составляющей. Компонент, находящийся вне плоскости, устраняет начальное наклонение, заданное начальной переходной орбитой, в то время как компонент, находящийся в плоскости, одновременно поднимает перигей и понижает апогей промежуточной геостационарной переходной орбиты. В случае использования переходной орбиты Хомана для выхода на геостационарную орбиту требуется всего несколько дней. При использовании двигателей малой тяги или электрической тяги требуются месяцы, прежде чем спутник достигнет своей конечной орбиты.

В наклонение орбиты ГТО - угол между плоскостью орбиты и земной экваториальная плоскость. Это определяется широта космодрома и запуска азимут (направление). Наклонение и эксцентриситет должны быть уменьшены до нуля, чтобы получить геостационарную орбиту. Если бы только эксцентриситет орбиты уменьшается до нуля, результатом может быть геостационарная орбита, но не геостационарная. Поскольку Требуемое для изменения плоскости пропорционально мгновенной скорости, наклон и эксцентриситет обычно изменяются вместе в одном маневре в апогее, где скорость самая низкая.

Требуемый для изменения наклона при восходящем или нисходящем узел орбиты рассчитывается следующим образом:[7]

Для типичного GTO с большая полуось 24 582 км, перигей скорость 9,88 км / с и апогей скорость составляет 1,64 км / с, что явно делает изменение наклона намного менее затратным в апогее. На практике изменение наклона сочетается с орбитальной циркуляризацией (или "апогей удар") сжечь, чтобы уменьшить общую для двух маневров. Комбинированный - векторная сумма изменения наклона и распространение , а так как сумма длин двух сторон треугольника всегда будет превышать длину оставшейся стороны, всего в комбинированном маневре всегда будет меньше, чем в двух маневрах. Комбинированный можно рассчитать следующим образом:[7]

где - величина скорости в апогее переходной орбиты и - скорость в GEO.

Прочие соображения

Даже в апогее количество топлива, необходимое для уменьшения наклона до нуля, может быть значительным, что дает экваториальным стартовым площадкам существенное преимущество перед теми, что расположены в более высоких широтах. Космодром Байконур в Казахстан находится на 46 ° северной широты. Космический центр Кеннеди находится на 28,5 ° северной широты. Космический центр Гвианы, то Ариана стартовый комплекс, находится на 5 ° северной широты. Морской старт запускается с плавучей платформы прямо на экваторе в Тихий океан.

Расходный пусковые установки обычно достигают GTO напрямую, но космический корабль уже находится на низкой околоземной орбите (ЛЕО) может войти в GTO, запустив ракета вдоль его орбитального направления, чтобы увеличить его скорость. Это было сделано при запуске геостационарных космических аппаратов с космический шатл; прикрепленный к космическому кораблю "перигейный двигатель" загорелся после того, как шаттл отпустил его и ушел на безопасное расстояние.

Хотя некоторые пусковые установки могут выводить свои полезные нагрузки полностью на геостационарную орбиту, большинство завершают свои миссии, выпуская свои полезные нагрузки в GTO. Затем космический корабль и его оператор несут ответственность за выход на конечную геостационарную орбиту. 5-часовой выбег до первого апогея может быть дольше, чем время автономной работы ракеты-носителя или космического корабля, и маневр иногда выполняется в более позднем апогее или разделен между несколькими апогеями. Солнечная энергия, имеющаяся на космическом корабле, поддерживает миссию после отделения пусковой установки. Кроме того, многие пусковые установки теперь несут несколько спутников при каждом запуске, чтобы снизить общие затраты, и эта практика упрощает миссию, когда полезные нагрузки могут быть предназначены для разных орбитальных позиций.

Из-за этой практики мощность пусковой установки обычно указывается как масса космического корабля для GTO, и это число будет выше, чем полезная нагрузка, которая может быть доставлена ​​непосредственно в GEO.

Например, емкость (адаптер и масса КА) Дельта IV Тяжелый составляет 14 200 кг на GTO или 6750 кг непосредственно на геостационарную орбиту.[2]

Если маневр от GTO до GEO должен быть выполнен с одним импульсом, как с одиночным твердотопливным двигателем, апогей должен наступить при пересечении экватора и на синхронной высоте орбиты. Это подразумевает аргумент перигея 0 ° или 180 °. Поскольку аргумент перигея медленно нарушается сжатие Земли, он обычно смещен при запуске, так что он достигает желаемого значения в подходящее время (например, обычно это шестой апогей на Ариана 5 запускает[8]). Если наклон GTO равен нулю, как с Морской старт, то это не применимо. (Это также не относится к непрактичным GTO, наклоненному на 63,4 °; см. Молния орбита.)

Предыдущее обсуждение в первую очередь было сосредоточено на случае, когда переход между НОО и ГСО осуществляется с одной промежуточной переходной орбитой. Иногда используются более сложные траектории. Например, Протон-М использует набор из трех промежуточных орбит, требующих запуска пяти разгонных ракет, для вывода спутника на ГСО с места с высоким наклонением Космодром Байконур, в Казахстан.[9] Из-за высокой широты и дальности Байконура соображения безопасности, которые блокируют запуски непосредственно на восток, требуется меньше дельта-v для передачи спутников на GEO с помощью сверхсинхронная переходная орбита где апогей (и маневр для уменьшения наклона переходной орбиты) находятся на высоте более 35 786 км, геосинхронной высоте. "Протон" даже предлагает совершить суперсинхронный маневр в апогее до 15 часов после запуска.[10]

Смотрите также

Рекомендации

  1. ^ Ларсон, Уайли Дж. И Джеймс Р. Верц, ред. Дизайн и анализ космических миссий, 2-е издание. Издается совместно Microcosm, Inc. (Торранс, Калифорния) и Kluwer Academic Publishers (Дордрехт / Бостон / Лондон). 1991 г.
  2. ^ а б United Launch Alliance, Руководство пользователя служб запуска Delta IV Июнь 2013 г., стр. 2-10, рисунок 2-9; «Архивная копия» (PDF). Архивировано из оригинал (PDF) на 2013-10-14. Получено 2013-10-14.CS1 maint: заархивированная копия как заголовок (ссылка на сайт) по состоянию на 27 июля 2013 г.
  3. ^ Валладо, Дэвид А. (2007). Основы астродинамики и приложений. Хоторн, Калифорния: Microcosm Press. п. 31.
  4. ^ Марк Р. Чартранд (2004). Спутниковая связь для неспециалистов. SPIE Press. п. 164. ISBN 978-0-8194-5185-9.
  5. ^ Спитцер, Арнон (1997). Оптимальная траектория переходной орбиты с использованием электродвигателя. USPTO.
  6. ^ Коппель, Кристоф Р. (1997). Способ и система вывода космического корабля на орбиту с использованием двигателей большой удельной мощности.. USPTO.
  7. ^ а б Кертис, Х. Д. (2010) Орбитальная механика для студентов инженерных специальностей, 2-е изд. Эльзевир, Берлингтон, Массачусетс, стр. 356–357.
  8. ^ ArianeSpace, Руководство пользователя Ariane 5 Выпуск 5 Редакция 1, 2011 июль, стр. 2-13, «Архивная копия» (PDF). Архивировано из оригинал (PDF) на 2016-03-09. Получено 2016-03-08.CS1 maint: заархивированная копия как заголовок (ссылка на сайт) по состоянию на 8 марта 2016 г.
  9. ^ Международные запуски, Руководство по планированию миссий Proton Ред. 7, ноябрь 2009 г., стр. 2-13, рисунок 2.3.2-1, по состоянию на 27 июля 2013 г.
  10. ^ Международные запуски, Руководство по планированию миссий Proton Ред. 7, ноябрь 2009 г., по состоянию на 27 июля 2013 г. Приложение F.4.2, стр. F-8.