Geostacjonarna orbita transferowa - Geostationary transfer orbit
Orbicie geostacjonarnej przenoszenia lub geostacjonarnej orbity przenoszenia ( GTO ) jest typu geocentrycznego orbicie . Satelity przeznaczone na orbitę geosynchroniczną (GSO) lub geostacjonarną (GEO) są (prawie) zawsze umieszczane w GTO jako etap pośredni do osiągnięcia swojej końcowej orbity.
GTO jest bardzo eliptyczny . Jej perygeum (najbliższy punkt Ziemi) jest zwykle tak wysokie, jak niska orbita okołoziemska (LEO), podczas gdy jego apogeum (najdalszy punkt od Ziemi) jest tak wysokie, jak orbita geostacjonarna (lub równorzędnie geosynchroniczna). To sprawia, że jest to orbita transferowa Hohmanna między LEO a GSO.
Satelita przeznaczony dla GSO jest zwykle umieszczany w GTO przez swój pojazd nośny , najpierw wykorzystując silniki wysokociągowe pojazdu nośnego , a następnie satelita przemieszcza się z GTO do GSO przy użyciu własnych (zwykle bardzo wydajnych, ale o małym ciągu) silników.
Producenci rakiet nośnych często reklamują ładowność, jaką pojazd może włożyć do GTO.
Opis techniczny
GTO to wysoce eliptyczna orbita okołoziemska, której apogeum wynosi 42 164 km (26 199 mil) lub 35 786 km (22 236 mil) nad poziomem morza, co odpowiada wysokości geostacjonarnej. Okres standardowej orbity transferu geosynchronicznego wynosi około 10,5 godziny. Argument perygeum jest taka, że apogeum nastąpi na lub w pobliżu równika. Perygeum może znajdować się w dowolnym miejscu nad atmosferą, ale zwykle jest ograniczone do kilkuset kilometrów nad powierzchnią Ziemi, aby zmniejszyć wymagania dotyczące delta V wyrzutni ( ) i ograniczyć czas życia zużytego rakiety, aby ograniczyć ilość śmieci kosmicznych . W przypadku korzystania z silników o niskim ciągu, takich jak napęd elektryczny, w celu przejścia z orbity transferowej na orbitę geostacjonarną, orbita transferowa może być supersynchroniczna (mająca apogeum powyżej końcowej orbity geosynchronicznej). Jednak ta metoda zajmuje znacznie więcej czasu ze względu na niski ciąg wstrzykiwany na orbitę. Typowy pojazd nośny wprowadza satelitę na orbitę supersynchroniczną o apogeum powyżej 42164 km. Silniki satelity o niskim ciągu są nieustannie napędzane wokół orbit geostacjonarnych w kierunku bezwładności. Ten kierunek bezwładności jest ustawiony na wektor prędkości w apogeum, ale ze składową poza płaszczyzną. Składnik pozapłaszczyznowy usuwa początkowe nachylenie ustalone przez początkową orbitę transferową, podczas gdy składnik w płaszczyźnie jednocześnie podnosi perygeum i obniża apogeum pośredniej orbity transferu geostacjonarnego. W przypadku wykorzystania orbity transferowej Hohmanna do osiągnięcia orbity geosynchronicznej potrzeba zaledwie kilku dni. Wykorzystując silniki o niskim ciągu lub napęd elektryczny, potrzeba miesięcy, zanim satelita osiągnie ostateczną orbitę.
Nachylenie orbity z GTO to kąt pomiędzy płaszczyzną orbity ziemskiej płaszczyzny równikowej . Jest to określone przez szerokość geograficzną miejsca startu i azymut startu (kierunek). Nachylenie i mimośród muszą zostać zredukowane do zera, aby uzyskać orbitę geostacjonarną. Jeśli tylko mimośród orbity zostanie zredukowany do zera, wynikiem może być orbita geosynchroniczna, ale nie będzie geostacjonarna. Ponieważ wymagana zmiana płaszczyzny jest proporcjonalna do prędkości chwilowej, nachylenie i mimośród są zwykle zmieniane razem w jednym manewrze w apogeum, gdzie prędkość jest najniższa.
Wymagane do zmiany nachylenia w węźle wstępującym lub zstępującym orbity oblicza się w następujący sposób:
Dla typowego GTO z półosią wielką wynoszącą 24 582 km prędkość perygeum wynosi 9,88 km/s, a prędkość apogeum 1,64 km/s, co wyraźnie czyni zmianę nachylenia znacznie mniej kosztowną w apogeum. W praktyce zmiana nachylenia jest połączona z cyrkulacją orbitalną (lub „ kopnięciem apogeum ”), aby zmniejszyć sumę obu manewrów. Połączone jest sumą wektorową zmiany nachylenia i cyrkularyzację , a jako suma długości dwóch boków trójkąta zawsze przekroczyć długości Pozostałą bocznych, w sumie w połączeniu manewru zawsze będzie mniejsza niż dwa manewrów. Połączone można obliczyć w następujący sposób:
gdzie jest wielkością prędkości w apogeum orbity transferowej i jest prędkością w GEO.
Inne względy
Nawet w apogeum paliwo potrzebne do zredukowania nachylenia do zera może być znaczące, dając równikowym startowiskom znaczną przewagę nad tymi na wyższych szerokościach geograficznych. Rosji „s Bajkonur w Kazachstanie wynosi 46 ° szerokości geograficznej północnej. Centrum Kosmiczne im. Kennedy'ego w Stanach Zjednoczonych znajduje się na 28,5 stopnia na północ. Chiny „s Wenchang jest na 19,5 ° szerokości geograficznej północnej. Centrum Kosmiczne w Gujanie , europejska platforma startowa Ariane i operowana przez Europę rosyjska baza Sojuz , znajduje się na 5° na północ . "W nieskończoność zawieszony" Sea Launch wystartował z pływającej platformy bezpośrednio na równiku na Oceanie Spokojnym .
Jednorazowe wyrzutnie generalnie docierają bezpośrednio do GTO, ale statek kosmiczny już na niskiej orbicie okołoziemskiej ( LEO ) może wejść do GTO, wystrzeliwując rakietę wzdłuż jej kierunku orbitalnego, aby zwiększyć swoją prędkość. Dokonano tego, gdy z promu kosmicznego wystrzelono geostacjonarne statki kosmiczne ; „silnik do kopania perygeum” przymocowany do statku kosmicznego zapalił się po tym, jak prom wypuścił go i wycofał się na bezpieczną odległość.
Chociaż niektóre wyrzutnie mogą przenieść swoje ładunki aż na orbitę geostacjonarną, większość kończy swoje misje, wypuszczając swoje ładunki do GTO. Statek kosmiczny i jego operator są następnie odpowiedzialni za manewr na ostatecznej orbicie geostacjonarnej. 5-godzinne wybrzeże do pierwszego apogeum może być dłuższe niż żywotność baterii wyrzutni lub statku kosmicznego, a manewr jest czasami wykonywany w późniejszym apogeum lub dzielony między kilka apogeum. Energia słoneczna dostępna na statku kosmicznym wspiera misję po rozdzieleniu wyrzutni. Ponadto wiele wyrzutni posiada obecnie kilka satelitów podczas każdego startu, aby zmniejszyć ogólne koszty, a ta praktyka upraszcza misję, gdy ładunki mogą być przeznaczone na różne pozycje orbitalne.
Z powodu tej praktyki pojemność wyrzutni jest zwykle podawana jako masa statku kosmicznego do GTO, a liczba ta będzie wyższa niż ładunek, który mógłby zostać dostarczony bezpośrednio do GEO.
Na przykład pojemność (masa adaptera i statku kosmicznego) Delta IV Heavy wynosi 14 200 kg do GTO lub 6750 kg bezpośrednio na orbitę geostacjonarną.
Jeżeli manewr z GTO do GEO ma być wykonany pojedynczym impulsem, tak jak w przypadku pojedynczego silnika rakietowego na paliwo stałe, apogeum musi nastąpić na skrzyżowaniu równikowym i na synchronicznej wysokości orbity. To implikuje argument o perygeum albo 0° albo 180°. Ponieważ argument o perygeum jest powoli zaburzany przez spłaszczenie Ziemi, jest on zwykle nacechowany w momencie startu tak, że osiąga pożądaną wartość w odpowiednim czasie (na przykład jest to zwykle szóste apogeum w przypadku startów Ariane 5 ). Jeśli nachylenie GTO wynosi zero, tak jak w przypadku Sea Launch , to nie ma to zastosowania. (Nie ma to również zastosowania do niepraktycznego GTO nachylonego pod kątem 63,4°; patrz orbita Molniya ).
Poprzednia dyskusja koncentrowała się przede wszystkim na przypadku, w którym transfer między LEO i GEO odbywa się na pojedynczej orbicie pośredniej transferu. Czasami używane są bardziej skomplikowane trajektorie. Na przykład, Proton-M wykorzystuje zestaw trzech orbit pośrednich, co wymaga pięciu wystrzeliwania rakiet na wyższym stopniu, aby umieścić satelitę w GEO z miejsca o dużym nachyleniu kosmodromu Bajkonur w Kazachstanie . Ze względu na względy bezpieczeństwa Bajkonur o dużej szerokości geograficznej i zasięgu, które blokują starty bezpośrednio na wschód, transfer satelitów do GEO wymaga mniej delta-v przy użyciu supersynchronicznej orbity transferowej, gdzie apogeum (i manewr zmniejszenia nachylenia orbity transferowej) są wyższe. wysokość niż 35 786 km, wysokość geosynchroniczna. Proton oferuje nawet wykonanie supersynchronicznego manewru apogeum do 15 godzin po starcie.