Геостационарная переходная орбита

редактировать

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

A геосинхронная переходная орбита или геостационарная переходная орбита (GTO ) - это тип геоцентрической орбиты. Спутники, которые предназначены для геосинхронной (GSO) или геостационарная орбита (GEO) (почти) всегда включается в GTO в качестве промежуточного шага для достижения конечной орбиты.

GTO сильно эллиптичен. Его перигей (ближайшая точка к Земле) обычно достигает низкой околоземной орбиты (НОО), а его апогей (самая дальняя точка от Земли) столь же высок как геостационарная (или, что то же самое, геостационарная) орбита. Это делает его переходной орбитой Хомана между НОО и ГСО.

Спутник, предназначенный для ГСО, обычно вводится в ГТО с помощью его ракеты-носителя с помощью запуска сначала двигатели аппарата с высокой тягой , затем спутник перемещается из ГТО в ГСО с помощью собственных (обычно очень эффективных, но малой тяги) двигателей.

Производители ракет-носителей часто рекламируют количество полезной нагрузки, которую транспортное средство может поместить в GTO.

Содержание

1 Техническое описание
2 Другие соображения
3 См. Также
4 Ссылки

Техническое описание

GTO - это высокоэллиптическая околоземная орбита с апогеем 42 164 км (26 199 миль) или 35 786 км (22 236 миль) над уровнем моря. уровень, соответствующий геостационарной высоте. Период стандартной геосинхронной переходной орбиты составляет около 10,5 часов. Аргумент перигея таков, что апогей происходит на экваторе или около него. Перигей может находиться где угодно над атмосферой, но обычно он ограничивается несколькими сотнями километров над поверхностью Земли, чтобы уменьшить дельта-V пусковой установки ( $Δ V {\ displaystyle \ Delta V}$ $\ Delta V$ ) и ограничить орбитальный срок службы отработавшего ускорителя, чтобы сократить космический мусор. Если для перехода с переходной орбиты на геостационарную орбиту используются двигатели малой тяги, такие как электрическая тяга, 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. Типичная ракета-носитель выводит спутник на суперсинхронную орбиту с апогеем выше 42 164 км. Двигатели спутника с малой тягой непрерывно 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 поднимает перигей и понижает апогей промежуточной геостационарной переходной орбиты. В случае использования переходной орбиты Хомана для выхода на геосинхронную орбиту требуется всего несколько дней. При использовании двигателей малой тяги или электрической тяги требуются 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 запуска (направление). 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 $Δ V {\ displaystyle \ Delta V}$ $\ Delta V$ , необходимое для изменения плоскости, пропорционально мгновенной скорости, наклон и эксцентриситет обычно изменяются вместе в одном маневре в апогее, где скорость равна самый низкий.

Требуемый $Δ V {\ displaystyle \ Delta V}$ $\ Delta V$ для изменения наклона либо в восходящем, либо в нисходящем узле орбиты рассчитывается следующим образом :

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

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

Для типичного GTO с большой полуосью 24 582 км Скорость перигея составляет 9,88 км / с, а скорость апогея составляет 1,64 км / с, что явно делает изменение наклона гораздо менее затратным в апогее. На практике изменение наклона комбинируется с орбитальной циркуляризацией (или «удар апогея »), чтобы уменьшить общее $Δ V {\ displaystyle \ Delta V}$ $\ Delta V$ для два маневра. Комбинированный $Δ V {\ displaystyle \ Delta V}$ $\ Delta V$ представляет собой векторную сумму изменения наклона $Δ V {\ displaystyle \ Delta V}$ $\ Delta V$ и округления $Δ V {\ displaystyle \ Delta V}$ $\ Delta V$ , а поскольку сумма длин двух сторон треугольника всегда будет превышать длину оставшейся стороны, всего $Δ V {\ displaystyle \ Delta V}$ $\ Delta V$ в комбинированном маневре всегда будет меньше, чем в двух маневрах. Комбинированное $Δ V {\ displaystyle \ Delta V}$ $\ Delta V$ можно рассчитать следующим образом:

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

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

где $V t, a {\ displaystyle V_ {t, a}}$ $V _ {{t, a}}$ - величина скорости в апогее переходной орбиты и $V GEO {\ displaystyle V _ {\ text {GEO}}}$ ${\ displaystyle V _ {\ text {GEO}}}$ - 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 по сравнению с 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, стартовый комплекс Ариан, находится на 5 ° северной широты. Sea Launch запускается с плавучей платформы непосредственно на экваторе в Тихом океане.

Расходные пусковые установки обычно достигают GTO напрямую, но космический корабль уже находится на низкой околоземной орбите (LEO ) может войти в GTO, запустив ракету по ее орбитальному направлению, чтобы увеличить ее скорость. Это было сделано при запуске геостационарных космических аппаратов с космического корабля «Шаттл» ; "двигатель удара перигея", прикрепленный к космическому кораблю, загорелся после того, как шаттл отпустил его и ушел на безопасное расстояние.

Хотя некоторые пусковые установки могут доставить свои полезные нагрузки полностью 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. 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, 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 нагрузки могут быть предназначены для разных орбитальных позиций.

Из-за этой практики мощность ракеты-носителя 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 до GTO или 6750 кг непосредственно на геостационарную орбиту.

Если маневр от GTO до GEO должен выполняться одиночным импульсом, как и в случае с одиночным твердотопливным двигателем, апогей должен происходить при пересечении экватора и на синхронной высоте орбиты. Это подразумевает аргумент перигея 0 ° или 180 °. Поскольку аргумент перигея медленно искажается сжатостью Земли, он обычно смещается при запуске, так что он достигает желаемого значения в подходящее время (например, обычно это шестой апогей на Ariane 5 запускается). Если наклон GTO равен нулю, как в случае Sea Launch, то это не применяется. (Это также не применимо к непрактичной GTO, наклоненной на 63,4 °; см. орбита Молния.)

Предыдущее обсуждение в первую очередь было сосредоточено на случае, когда выполняется передача между НОО и ГСО. 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. Из-за высокой широты и дальности полета Байконура из соображений безопасности, которые блокируют запуски непосредственно на восток, требуется меньше дельта-v для передачи спутников на GEO за счет использования суперсинхронной переходной орбиты, где апогей (и маневр для уменьшения переходной орбиты наклонения) находятся на высоте более 35 786 км, геосинхронной. Proton даже предлагает выполнить суперсинхронный маневр в апогее в течение 15 часов после запуска.

См. Также

Портал космических полетов

Ссылки