Геостационарная переходная орбита

Пример спиральной траектории: переход с геостационарной орбиты на геостационарную орбиту.
ЭхоСтар XVII · Земля .

В проектировании космических миссий геостационарная переходная орбита ( GTO ) или геосинхронная переходная орбита — это сильно эллиптический тип геоцентрической орбиты , обычно с перигеем на уровне низкой околоземной орбиты (LEO) и апогеем на уровне геостационарной орбиты (GEO). Спутники, предназначенные для геосинхронной орбиты (GSO) или GEO, часто выводятся на GTO в качестве промежуточного шага для достижения своей конечной орбиты. ^[1] Производители ракет-носителей часто рекламируют объем полезной нагрузки, которую ракета может вывести на GTO. ^[2]

Фон

Геостационарные и геосинхронные орбиты очень желательны для многих спутников связи и наблюдения за Землей . Однако дельта-v , а следовательно, и финансовые затраты на отправку космического корабля на такие орбиты очень высоки из-за их большого радиуса орбиты. GTO — это промежуточная орбита, используемая для повышения эффективности этого процесса. Операторы спутников часто используют ракету-носитель с высокой тягой и низкой эффективностью для вывода своего спутника на GTO, а затем, после отсоединения ракеты-носителя, используют двигатели с низкой тягой и высокой эффективностью на борту самого спутника для круговой орбиты (до GEO) в течение более длительного периода времени. Этот процесс называется выходом по спирали . Такая архитектура миссии полезна, поскольку она минимизирует массу, которую космический корабль должен вывести на GEO, позволяет максимально эффективно использовать круговые импульсы, используя эффект Оберта , и позволяет отработанной ракете-носителю сходить с орбиты в первую очередь за счет аэродинамического торможения из-за ее низкого перигея, что минимизирует ее орбитальный срок службы .

Техническое описание

GTO — это высокоэллиптическая околоземная орбита с апогеем (точкой орбиты Луны или спутника, в которой он находится дальше всего от Земли) 42 164 км (26 199 миль) ^[3] или высотой 35 786 км (22 236 миль) над уровнем моря, что соответствует геостационарной высоте. Период стандартной геосинхронной переходной орбиты составляет около 10,5 часов. ^[4] Аргумент перигея таков, что апогей происходит на экваторе или вблизи него. Перигей может быть в любом месте над атмосферой, но обычно ограничивается несколькими сотнями километров над поверхностью Земли, чтобы снизить требования к дельта-V пусковой установки ( ) и ограничить орбитальный срок службы отработанного ускорителя , чтобы сократить космический мусор. $\Дельта V$

При использовании двигателей малой тяги, таких как электроракетные, для перехода с переходной орбиты на геостационарную орбиту переходная орбита может быть суперсинхронной (имеющей апогей выше конечной геостационарной орбиты). Однако этот метод занимает гораздо больше времени из-за малой тяги, вводимой на орбиту. ^[5]^[6] Типичная ракета-носитель выводит спутник на суперсинхронную орбиту с апогеем выше 42 164 км. Двигатели малой тяги спутника непрерывно работают вокруг геостационарных переходных орбит. Направление и величина тяги обычно определяются для оптимизации времени перехода и/или продолжительности при удовлетворении ограничений миссии. Компонент тяги вне плоскости используется для уменьшения начального наклонения, установленного начальной переходной орбитой, в то время как компонент в плоскости одновременно повышает перигей и понижает апогей промежуточной геостационарной переходной орбиты. В случае использования переходной орбиты Хохмана требуется всего несколько дней для достижения геосинхронной орбиты. При использовании двигателей малой тяги или электротяги потребуются месяцы, прежде чем спутник достигнет своей конечной орбиты.

Наклонение орбиты GTO — это угол между плоскостью орбиты и экваториальной плоскостью Земли . Он определяется широтой места запуска и азимутом (направлением) запуска. Наклонение и эксцентриситет должны быть оба уменьшены до нуля, чтобы получить геостационарную орбиту. Если только эксцентриситет орбиты уменьшен до нуля, результатом может быть геосинхронная орбита, но не геостационарная. Поскольку требуемое для изменения плоскости пропорционально мгновенной скорости, наклонение и эксцентриситет обычно изменяются вместе за один маневр в апогее, где скорость самая низкая. $\Дельта V$

Необходимое для изменения наклона значение в восходящем или нисходящем узле орбиты вычисляется следующим образом: ^[7] $\Дельта V$

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

Для типичного GTO с полуосью 24 582 км скорость перигея составляет 9,88 км/с, а скорость апогея — 1,64 км/с, что явно делает изменение наклона гораздо менее затратным в апогее. На практике изменение наклона объединяется с орбитальной круговой загрузкой (или « апогейным толчком »), чтобы уменьшить общее для двух маневров. Объединенное является векторной суммой изменения наклона и круговой загрузки , и поскольку сумма длин двух сторон треугольника всегда будет превышать длину оставшейся стороны, общее в объединенном маневре всегда будет меньше, чем в двух маневрах. Объединенное можно рассчитать следующим образом: ^[7] $\Дельта V$ $\Дельта V$ $\Дельта V$ $\Дельта V$ $\Дельта V$ $\Дельта V$

\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. $V_{т,а}$ $V_{\text{GEO}}$

Другие соображения

Даже в апогее, топливо, необходимое для уменьшения наклона до нуля, может быть значительным, что дает экваториальным стартовым площадкам существенное преимущество по сравнению с теми, что находятся в более высоких широтах. Российский космодром Байконур в Казахстане находится на 46° северной широты. Космический центр Кеннеди в США находится на 28,5° северной широты. Китайский Вэньчан находится на 19,5 ° северной широты . Индийский SDSC находится на 13,7 ° северной широты . Гвианский космический центр , европейский Ariane и управляемый Европой российский пусковой комплекс «Союз» , находятся на 5° северной широты . «Бессрочно приостановленный» Sea Launch запущен с плавучей платформы прямо на экваторе в Тихом океане .

Расходные пусковые установки обычно достигают GTO напрямую, но космический корабль, уже находящийся на низкой околоземной орбите ( LEO ), может войти в GTO, запустив ракету вдоль своего орбитального направления, чтобы увеличить свою скорость. Это было сделано, когда геостационарные космические корабли были запущены с космического челнока ; «перигейный двигатель», прикрепленный к космическому кораблю, зажигался после того, как челнок отпустил его и отвел на безопасное расстояние.

Хотя некоторые пусковые установки могут доставлять свои полезные грузы на геостационарную орбиту, большинство заканчивают свои миссии, выпуская свои полезные грузы на геостационарную орбиту. Затем космический корабль и его оператор отвечают за маневр на конечную геостационарную орбиту. 5-часовой полет накатом до первого апогея может быть длиннее, чем срок службы батареи пусковой установки или космического корабля, и маневр иногда выполняется на более позднем апогее или делится между несколькими апогейями. Солнечная энергия, доступная 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 грузы могут быть предназначены для разных орбитальных позиций.

Из-за этой практики мощность ракеты-носителя обычно указывается как масса космического аппарата на ГПО, и это число будет выше, чем полезная нагрузка, которая может быть доставлена непосредственно на ГСО.

Например, грузоподъемность (адаптер и масса космического корабля) ракеты Delta IV Heavy составляет 14 200 кг на ГПО или 6750 кг непосредственно на геостационарную орбиту. ^[2]

Если маневр с GTO на GEO должен быть выполнен одним импульсом, как с одним твердотопливным ракетным двигателем, апогей должен произойти при пересечении экватора и на синхронной высоте орбиты. Это подразумевает аргумент перигея либо 0°, либо 180°. Поскольку аргумент перигея медленно возмущается сплющенностью Земли , он обычно смещается при запуске так, чтобы достичь желаемого значения в соответствующее время (например, это обычно шестой апогей при запусках Ariane 5 ^[8] ). Если наклонение GTO равно нулю, как в случае с Sea Launch , то это не применяется. (Это также не будет применяться к непрактичному наклону GTO на 63,4°; см. орбиту Molniya .)

Предыдущее обсуждение в основном было сосредоточено на случае, когда переход между LEO и GEO осуществляется с помощью одной промежуточной переходной орбиты. Иногда используются более сложные траектории. Например, « Протон-М» использует набор из трех промежуточных орбит, требующих пяти запусков верхней ступени ракеты, чтобы вывести спутник на GEO с высоконаклонной площадки космодрома Байконур в Казахстане . ^[9] Из-за высокой широты Байконура и соображений безопасности дальности, которые блокируют запуски прямо на восток, требуется меньше delta-v для перевода спутников на GEO с использованием сверхсинхронной переходной орбиты , где апогей (и маневр для уменьшения наклона переходной орбиты) находятся на большей высоте, чем 35 786 км, геосинхронная высота. «Протон» даже предлагает выполнить сверхсинхронный маневр апогея в течение 15 часов после запуска. ^[10]

Геостационарная орбита — это особый тип орбиты вокруг Земли, на которой спутник вращается вокруг планеты с той же скоростью, что и вращение Земли. Это означает, что спутник кажется неподвижным относительно фиксированной точки на поверхности Земли. Геостационарная орбита расположена на высоте приблизительно 35 786 километров (22 236 миль) над экватором Земли.

Смотрите также

Ссылки

^ Larson, Wiley J. и James R. Wertz, ред. Space Mission Design and Analysis, 2-е издание. Совместно опубликовано Microcosm, Inc. (Торранс, Калифорния) и Kluwer Academic Publishers (Дордрехт/Бостон/Лондон). 1991.
^ ab United Launch Alliance, Delta IV Launch Services User's Guide , июнь 2013 г., стр. 2-10, рисунок 2-9; "Архивная копия" (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 2013-10-14 . Получено 2013-10-14 .{{cite web}}: CS1 maint: archived copy as title (link)доступ получен 27 июля 2013 г.
^ Валладо, Дэвид А. (2007). Основы астродинамики и приложения . Хоторн, Калифорния: Microcosm Press. стр. 31.
^ Марк Р. Чартранд (2004). Спутниковая связь для неспециалистов. SPIE Press. стр. 164. ISBN 978-0-8194-5185-9.
^ Спитцер, Арнон (1997). Оптимальная траектория переходной орбиты с использованием электродвижения. USPTO .
^ Коппель, Кристоф Р. (1997). Метод и система вывода космического аппарата на орбиту с использованием двигателей с высоким удельным импульсом. USPTO.
^ ab Curtis, HD (2010) Орбитальная механика для студентов инженерных специальностей , 2-е изд. Elsevier, Burlington, MA, стр. 356–357.
^ ArianeSpace, Ariane 5 User's Manual Issue 5 Revision 1, 2011 July, p. 2-13, "Архивная копия" (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 2016-03-09 . Получено 2016-03-08 .{{cite web}}: CS1 maint: archived copy as title (link)доступ 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, дата обращения 27 июля 2013 г.
^ International Launch Services, Proton Mission Planner's Guide Rev. 7, ноябрь 2009 г., по состоянию на 27 июля 2013 г. Приложение F.4.2, страница F-8.