Геостационарная переходная орбита

Эта статья поднимает множество проблем. Пожалуйста, помогите улучшить его или обсудите эти проблемы на странице обсуждения . ( Узнайте, как и когда удалить эти сообщения-шаблоны )

Эта статья требует дополнительных ссылок для проверки . Пожалуйста, помогите улучшить эту статью , добавив цитаты из надежных источников . Материал, не полученный от источника, может быть оспорен и удален.
Найти источники: «Геостационарная переходная орбита» - новости · газеты · книги · ученый · JSTOR ( июнь 2009 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения )

Эта статья может сбивать с толку или непонятна читателям . Помогите, пожалуйста, прояснить статью . На странице обсуждения может быть обсуждение этого вопроса . ( Май 2016 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения )

( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения )

Пример перехода с GTO на GSO.
EchoStar XVII · Земля .

Геосинхронная переходная орбита или геостационарная орбита переноса ( ГТО ) представляет собой тип геоцентрической орбиты . Спутники, которые предназначены для геостационарной (GSO) или геостационарной орбиты (GEO), (почти) всегда переводятся в GTO в качестве промежуточного шага для достижения своей конечной орбиты.

GTO очень эллиптический . Его перигей (ближайшая точка к Земле) обычно достигает высоты низкой околоземной орбиты (НОО), а апогей (самая дальняя точка от Земли) - такой же высоты, как геостационарная (или, в равной степени, геостационарная) орбита. Это делает его переходной орбитой Хомана между НОО и ГСО. ^[1]

Спутник, предназначенный для ГСО, обычно помещается в ГТО его ракетой-носителем, используя сначала двигатели большой тяги ракеты-носителя , затем спутник перемещается из ГТО на ГСО, используя свои собственные (обычно очень эффективные, но малой тяги) двигатели.

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

Техническое описание [ править ]

GTO - это высокоэллиптическая околоземная орбита с апогеем 42 164 км (26 199 миль) ^[3] или 35 786 км (22 236 миль) над уровнем моря, что соответствует геостационарной высоте. Период стандартной геостационарной переходной орбиты составляет около 10,5 часов. ^[4] аргумент перигея таков , что апогей происходит на или вблизи экватора. Перигей может находиться где угодно над атмосферой, но обычно ограничивается несколькими сотнями километров над поверхностью Земли, чтобы снизить требования к пусковой установке дельта-V ( ) и ограничить орбитальный срок службы отработанного ускорителя, чтобы сократить космический мусор . При использовании двигателей малой тяги, таких как ${\ displaystyle \ Delta V}$ электрическая силовая установка для перехода с переходной орбиты на геостационарную, переходная орбита может быть суперсинхронной (с апогеем выше конечной геостационарной 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 спутника малой тяги постоянно вращаются вокруг геостационарных переходных орбит в инерционном направлении. Это инерционное 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 увеличивает 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.

Наклонение орбиты из GTO является угол между плоскостью орбиты и Земли экваториальной плоскости . Он определяется широтой места пуска и азимутом (направлением) пуска . Наклонение и эксцентриситет должны быть уменьшены до нуля, чтобы получить геостационарную орбиту. Если только эксцентриситет орбиты уменьшить до нуля, результатом может быть геостационарная орбита, но не геостационарная. Поскольку необходимое для изменения плоскости пропорционально мгновенной скорости, наклон и эксцентриситет обычно изменяются вместе за один маневр в апогее, где скорость наименьшая. ${\ displaystyle \ Delta V}$

Требуемое для изменения наклонения в восходящем или нисходящем узле орбиты рассчитывается следующим образом: ^[7] ${\ displaystyle \ Delta V}$

{\ displaystyle \ Delta V = 2V \ sin {\ frac {\ Delta i} {2}}.}

Для типичного GTO с большой полуосью 24 582 км, скорость в перигее составляет 9,88 км / с, а скорость в апогее - 1,64 км / с, что явно делает изменение наклона гораздо менее затратным в апогее. На практике изменение наклона комбинируется с орбитальной циркуляризацией (или « ударом апогея »), чтобы уменьшить общую сумму для двух маневров. Комбинированный - это векторная сумма изменения наклона и округления , и поскольку сумма длин двух сторон треугольника всегда будет превышать длину оставшейся стороны, общая сумма в комбинированном маневре всегда будет меньше, чем в двух маневрах. Комбинацию можно рассчитать следующим образом: ^[7] ${\ displaystyle \ Delta V}$ ${\ displaystyle \ Delta V}$ ${\ displaystyle \ Delta V}$ ${\ displaystyle \ Delta V}$ ${\ displaystyle \ Delta V}$ ${\ displaystyle \ Delta V}$

{\ displaystyle \ Delta V = {\ sqrt {V_ {t, a} ^ {2} + V _ {\ text {GEO}} ^ {2} -2V_ {t, a} V _ {\ text {GEO}} \ cos \ Delta i}},}

где - величина скорости в апогее переходной орбиты, - скорость на ГСО. ${\ Displaystyle V_ {т, а}}$ ${\ displaystyle V _ {\ text {GEO}}}$

Другие соображения [ править ]

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 Казахстане находится на 46 ° северной широты. Космический центр Кеннеди находится на 28,5 ° северной широты. Космический центр Гвианы , стартовая площадка Ariane , находится на 5 ° северной широты . Sea Launch запускается с плавучей платформы прямо на экваторе в Тихом океане .

Одноразовые пусковые установки обычно достигают GTO напрямую, но космический корабль, уже находящийся на низкой околоземной орбите ( LEO ), может войти в GTO, запустив ракету вдоль своей орбиты, чтобы увеличить ее скорость. Это было сделано при запуске геостационарного космического корабля с космического корабля "Шаттл" ; прикрепленный к космическому кораблю "перигейный двигатель" загорелся после того, как шаттл отпустил его и отошел на безопасное расстояние.

Хотя некоторые пусковые установки могут выводить свои полезные нагрузки на геостационарную орбиту, большинство завершают свои миссии, выпуская свои полезные нагрузки в GTO. Затем космический корабль и его оператор отвечают за выход на конечную геостационарную орбиту. Пятичасовой 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, доступная на космическом корабле, поддерживает миссию после отделения ракеты-носителя. 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, грузоподъемность (адаптер и масса космического корабля) Delta IV Heavy составляет 14 200 кг на GTO или 6750 кг непосредственно на геостационарную орбиту. ^[2]

Если маневр от GTO до GEO должен выполняться с одним импульсом, как с одним твердотопливным ракетным двигателем, апогей должен наступить при пересечении экватора и на синхронной высоте орбиты. Это подразумевает аргумент перигея 0 ° или 180 °. Поскольку аргумент перигея медленно изменяется из-за сжатия Земли, он обычно смещается при запуске, так что он достигает желаемого значения в подходящее время (например, обычно это шестой апогей при запусках Ariane 5 ^[8] ). . Если наклон GTO равен нулю, как в случае с морским стартом , то это не применимо. (Это также не применимо к непрактичной GTO, наклоненной на 63,4 °; см. Орбиту Молния .)

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 геостационарную орбиту с высоконаклонного участка космодрома Байконур в Казахстане . ^[9] Из-за соображений безопасности на большой широте и дальности Байконура, которые блокируют запуски прямо на восток, требуется меньше дельта-v для передачи спутников на GEO с использованием суперсинхронной переходной орбиты.где апогей (и маневр по уменьшению наклона переходной орбиты) находятся на высоте более 35 786 км, геосинхронной высоте. «Протон» даже предлагает совершить суперсинхронный маневр в апогее в течение 15 часов после запуска. ^[10]

См. Также [ править ]

Астродинамика
Низкая околоземная орбита
Список орбит

Ссылки [ править ]

^ 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.
^ a b United Launch Alliance, Руководство пользователя служб запуска Delta IV, июнь 2013 г., стр. 2-10, рисунок 2-9; «Архивная копия» (PDF) . Архивировано из оригинального (PDF) 14 октября 2013 года . Проверено 14 октября 2013 .CS1 maint: заархивированная копия как заголовок ( ссылка ) по состоянию на 27 июля 2013 г.
^ Vallado, David A. (2007). Основы астродинамики и приложений . Хоторн, Калифорния: Microcosm Press. п. 31.
^ Марк Р. Чартранд (2004). Спутниковая связь для неспециалистов . SPIE Press. п. 164. ISBN 978-0-8194-5185-9.
^ Спитцер, Арнон (1997). Оптимальная траектория переходной орбиты с использованием электродвигателя . USPTO .
^ Коппель, Кристоф Р. (1997). Способ и система вывода космического корабля на орбиту с использованием двигателей большой удельной мощности . USPTO.
^ a b Кертис, HD (2010) Орбитальная механика для студентов инженерных специальностей , 2-е изд. Эльзевир, Берлингтон, Массачусетс, стр. 356–357.
^ ArianeSpace, Руководство пользователя Ariane 5, выпуск 5, редакция 1, июль 2011 г., стр. 2-13, «Архивная копия» (PDF) . Архивировано из оригинального (PDF) 09 марта 2016 года . Проверено 8 марта 2016 . CS1 maint: заархивированная копия как заголовок ( ссылка ) по состоянию на 8 марта 2016 г.
↑ International Launch Services, Proton Mission Planner's Guide Rev. 7 ноябрь 2009 г., стр. 2-13, рисунок 2.3.2-1, по состоянию на 27 июля 2013 г.
^ International Launch Services, Proton Mission Planner's Guide Ред. 7, ноябрь 2009 г., по состоянию на 27 июля 2013 г. Приложение F.4.2, стр. F-8.

[smad2ed-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.

[:0-2] United Launch Alliance, Руководство пользователя служб запуска Delta IV, июнь 2013 г., стр. 2-10, рисунок 2-9; «Архивная копия» (PDF) . Архивировано из оригинального (PDF) 14 октября 2013 года . Проверено 14 октября 2013 .CS1 maint: заархивированная копия как заголовок ( ссылка ) по состоянию на 27 июля 2013 г.

[3] Vallado, David A. (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.

[Curtis,_H.D._2010_pp._356-357-7] Кертис, HD (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, июль 2011 г., стр. 2-13, «Архивная копия» (PDF) . Архивировано из оригинального (PDF) 09 марта 2016 года . Проверено 8 марта 2016 . CS1 maint: заархивированная копия как заголовок ( ссылка ) по состоянию на 8 марта 2016 г.

[9] International Launch Services, Proton Mission Planner's Guide Rev. 7 ноябрь 2009 г., стр. 2-13, рисунок 2.3.2-1, по состоянию на 27 июля 2013 г.

[10] International Launch Services, Proton Mission Planner's Guide Ред. 7, ноябрь 2009 г., по состоянию на 27 июля 2013 г. Приложение F.4.2, стр. F-8.

[1]