Геостационарная переходная орбита

Пример перехода с ГТО на ГСО.
ЭхоСтар XVII · Земля .

Геостационарная переходная орбита ( GTO ) или геосинхронная переходная орбита является разновидностью геоцентрической орбиты . Спутники , предназначенные для выхода на геостационарную (ГСО) или геостационарную орбиту (GEO), (почти) всегда переводятся на GTO в качестве промежуточного шага для достижения своей конечной орбиты.

GTO имеет очень эллиптическую форму . Его перигей (ближайшая точка к Земле) обычно достигает высоты низкой околоземной орбиты (НОО), а его апогей (самая дальняя точка от Земли) достигает высоты геостационарной (или, что равно, геосинхронной) орбиты. Это делает ее переходной орбитой Хомана между НОО и ГСО. ^[1]

Хотя некоторые спутники GEO запускаются непосредственно на эту орбиту, часто ракете-носителю не хватает мощности, чтобы вывести как ракету, так и спутник на конкретную орбиту. Итак, в спутник заливается дополнительное топливо, ракета-носитель выводится на геостационарную переходную орбиту; затем спутник вращается по круговой орбите на геостационарной высоте. В этом есть выгода от каскадирования: ракету-носитель, массу ее конструкции и двигателей не нужно поднимать на круговую геостационарную высоту.

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

Техническое описание

GTO — это высокоэллиптическая околоземная орбита с апогеем (точка на орбите Луны или спутника, в которой она находится дальше всего от Земли) 42 164 км (26 199 миль). ^[3] или высота 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 экваторе или вблизи него. Перигей может находиться где угодно над атмосферой, но обычно ограничивается несколькими сотнями километров над поверхностью Земли, чтобы уменьшить дельта-V ракеты-носителя ( $\Delta V$ ) требования и ограничить орбитальный срок службы отработанного ракеты-носителя, чтобы сократить космический мусор .

Если для перехода с переходной орбиты на геостационарную орбиту используются двигатели малой тяги, такие как электрические двигательные установки , переходная орбита может быть суперсинхронной (имеющей апогей выше конечной геостационарной орбиты). Однако этот метод требует гораздо больше времени из-за низкой тяги, выводимой на орбиту. ^[5]^[6]Типовая ракета-носитель выводит спутник на суперсинхронную орбиту с апогеем выше 42 164 км. Двигатели малой тяги спутника непрерывно вращаются по геостационарным переходным орбитам. Направление и величина тяги обычно определяются для оптимизации времени и/или продолжительности перемещения при одновременном удовлетворении ограничений миссии. Внеплоскостная составляющая тяги используется для уменьшения начального наклонения, заданного начальной переходной орбитой, тогда как плоскостная составляющая одновременно поднимает перигей и опускает апогей промежуточной геостационарной переходной орбиты. В случае использования переходной орбиты Гомана для выхода на геостационарную орбиту потребуется всего несколько дней. При использовании двигателей малой тяги или электрической силовой установки потребуются месяцы, прежде чем спутник достигнет своей конечной орбиты.

Наклонение орбиты Земли GTO — это угол между плоскостью орбиты и плоскостью экватора . Он определяется широтой места запуска и азимутом (направлением) пуска. Для получения геостационарной орбиты и наклонение, и эксцентриситет должны быть уменьшены до нуля. Если только эксцентриситет орбиты свести к нулю, результатом может стать геостационарная орбита, но она не будет геостационарной. Потому что $\Delta V$ необходимое для изменения плоскости пропорционально мгновенной скорости, наклон и эксцентриситет обычно изменяются вместе за один маневр в апогее, где скорость наименьшая.

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

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

Для типичного GTO с большой полуосью 24 582 км перигея скорость составляет 9,88 км/с, а скорость апогея - 1,64 км/с, что явно делает изменение наклонения гораздо менее дорогостоящим в апогее. На практике изменение наклонения сочетается с циркуляризацией орбиты (или « толчком апогея ») для уменьшения общего $\Delta V$ для двух маневров. Комбинированный $\Delta V$ - векторная сумма изменения наклона $\Delta V$ и циркуляризация $\Delta V$ , а поскольку сумма длин двух сторон треугольника всегда будет превышать длину оставшейся стороны, всего $\Delta V$ в комбинированном маневре всегда будет меньше, чем в двух маневрах. Комбинированный $\Delta V$ можно рассчитать следующим образом: ^[7]

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

где $V_{t,a}$ – модуль скорости в апогее переходной орбиты, $V_{\text{GEO}}$ это скорость в GEO.

Другие соображения

Даже в апогее топливо, необходимое для уменьшения наклонения до нуля, может быть значительным, что дает экваториальным стартовым площадкам существенное преимущество перед теми, что расположены в более высоких широтах. Российский Казахстане космодром Байконур в находится на 46 ° северной широты. Космический центр Кеннеди в США находится на 28,5° северной широты. Китайский Вэньчан . находится на 19,5° северной широты Индии SDSC находится на 13,7° северной широты. Гвианский космический центр , европейский космодром «Ариан» и управляемый Европой российский космодром «Союз» , находится на 5° северной широты . «Подвешенный на неопределенный срок» « Морской старт » стартовал 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 ( НОО ), может войти в GTO, запустив ракету в направлении его орбиты, чтобы увеличить свою скорость. корабля "Шаттл" были запущены геостационарные космические корабли Это было сделано, когда с помощью космического ; «Ударный двигатель перигея», прикрепленный к космическому кораблю, загорелся после того, как шаттл отпустил его и отошел на безопасное расстояние.

Хотя некоторые ракеты-носители могут доставить свою полезную нагрузку на геостационарную орбиту, большинство из них завершают свою миссию выпуском полезной нагрузки на GTO. Затем космический корабль и его оператор несут ответственность за выход на конечную геостационарную орбиту. Пятичасовой период до первого апогея может превышать срок службы батареи ракеты-носителя или космического корабля, а маневр иногда выполняется в более позднем апогее или разделяется на несколько апогеев. Солнечная энергия, имеющаяся на космическом корабле, поддерживает миссию после отделения ракеты-носителя. Кроме того, многие ракеты-носители теперь несут по несколько спутников при каждом запуске, чтобы снизить общие затраты, и эта практика упрощает миссию, когда полезная нагрузка может быть предназначена для разных орбитальных позиций.

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

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

Если маневр с ГТО на ГСО должен быть выполнен одним импульсом, как с одним твердотопливным двигателем, апогей должен наступить при пересечении экватора и на синхронной высоте орбиты. Это подразумевает аргумент перигея либо 0°, либо 180°. Поскольку аргумент перигея медленно искажается сжатием Земли , он обычно смещается при запуске, так что достигает желаемого значения в подходящее время (например, это обычно шестой апогей при Арианы-5) . запусках ^[8]). Если наклонение ГТО равно нулю, как у « Морского старта» , то это не применимо. (Это также не применимо к непрактичному GTO, наклоненному под углом 63,4 °; см. Орбиту Молнии .)

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 ракет разгонного блока, для вывода спутника на геоземную орбиту с высоконаклоненной площадки космодрома Байконур в Казахстане . ^[9] Из-за высокой широты и дальности Байконура из соображений безопасности, которые блокируют запуски непосредственно на восток, для перевода спутников на геостационарную орбиту требуется меньше дельта-v за счет использования суперсинхронной переходной орбиты , на которой апогей (и маневр по уменьшению наклона переходной орбиты) находятся на более высокой высоте. высота более 35 786 км, геостационарная высота. «Протон» даже предлагает выполнить суперсинхронный маневр в апогее 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 остается неподвижным относительно фиксированной точки на поверхности Земли. Геостационарная орбита расположена на высоте примерно 35 786 километров (22 236 миль) над экватором Земли.

См. также

Ссылки

^ Ларсон, Уайли Дж. и Джеймс Р. Вертц, ред. Проектирование и анализ космических миссий, 2-е издание. Опубликовано совместно Microcosm, Inc. (Торранс, Калифорния) и Kluwer Academic Publishers (Дордрехт/Бостон/Лондон). 1991.
^ Jump up to: ^а ^б United Launch Alliance, Руководство пользователя услуг запуска Delta IV , июнь 2013 г., стр. 2-10, рисунок 2-9; «Архивная копия» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 14 октября 2013 г. Проверено 14 октября 2013 г. {{cite web}}: CS1 maint: архивная копия в виде заголовка ( ссылка ), доступ осуществлен 27 июля 2013 г.
^ Валладо, Дэвид А. (2007). Основы астродинамики и приложения . Хоторн, Калифорния: Microcosm Press. п. 31.
^ Марк Р. Чартранд (2004). Спутниковая связь для неспециалиста . СПАЙ Пресс. п. 164. ИСБН 978-0-8194-5185-9 .
^ Спитцер, Арнон (1997). Оптимальная траектория переходной орбиты с использованием электродвижения . ВПТЗ США .
^ Коппель, Кристоф Р. (1997). Способ и система вывода космического аппарата на орбиту с использованием двигателей высокого удельного импульса . ВПТЗ США.
^ Jump up to: ^а ^б Кертис, HD (2010) Орбитальная механика для студентов-инженеров , 2-е изд. Elsevier, 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 оригинала (PDF) 9 марта 2016 г. Проверено 08 марта 2016 г. {{cite web}}: CS1 maint: архивная копия в виде заголовка ( ссылка ), доступ осуществлен 8 марта 2016 г.
^ Международные службы запуска, Руководство для планировщика миссий «Протон», ред. 7, ноябрь 2009 г., стр. 2-13, Рисунок 2.3.2-1, по состоянию на 27 июля 2013 г.
^ International Launch Services, Руководство для планировщика миссий Proton, ред. 7, ноябрь 2009 г., по состоянию на 27 июля 2013 г. Приложение F.4.2, страница F-8.

[smad2ed-1] Ларсон, Уайли Дж. и Джеймс Р. Вертц, ред. Проектирование и анализ космических миссий, 2-е издание. Опубликовано совместно Microcosm, Inc. (Торранс, Калифорния) и Kluwer Academic Publishers (Дордрехт/Бостон/Лондон). 1991.

[:0-2] Jump up to: ^а ^б United Launch Alliance, Руководство пользователя услуг запуска Delta IV , июнь 2013 г., стр. 2-10, рисунок 2-9; «Архивная копия» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 14 октября 2013 г. Проверено 14 октября 2013 г. {{cite web}}: CS1 maint: архивная копия в виде заголовка ( ссылка ), доступ осуществлен 27 июля 2013 г.

[3] Валладо, Дэвид А. (2007). Основы астродинамики и приложения . Хоторн, Калифорния: Microcosm Press. п. 31.

[4] Марк Р. Чартранд (2004). Спутниковая связь для неспециалиста . СПАЙ Пресс. п. 164. ИСБН 978-0-8194-5185-9 .

[5] Спитцер, Арнон (1997). Оптимальная траектория переходной орбиты с использованием электродвижения . ВПТЗ США .

[6] Коппель, Кристоф Р. (1997). Способ и система вывода космического аппарата на орбиту с использованием двигателей высокого удельного импульса . ВПТЗ США.

[Curtis,_H.D._2010_pp._356-357-7] Jump up to: ^а ^б Кертис, HD (2010) Орбитальная механика для студентов-инженеров , 2-е изд. Elsevier, 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 оригинала (PDF) 9 марта 2016 г. Проверено 08 марта 2016 г. {{cite web}}: CS1 maint: архивная копия в виде заголовка ( ссылка ), доступ осуществлен 8 марта 2016 г.

[9] Международные службы запуска, Руководство для планировщика миссий «Протон», ред. 7, ноябрь 2009 г., стр. 2-13, Рисунок 2.3.2-1, по состоянию на 27 июля 2013 г.

[10] International Launch Services, Руководство для планировщика миссий Proton, ред. 7, ноябрь 2009 г., по состоянию на 27 июля 2013 г. Приложение F.4.2, страница F-8.

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]

[9]

[10]