Orbital lutning förändring

Att ändra lutningen för en konstgjord satellits omloppsbana  är en omloppsmanöver , vars syfte (i det allmänna fallet) är att överföra satelliten till en omloppsbana med en annan lutning. Det finns två typer av denna manöver:

  1. Ändra banans lutning mot ekvatorn. Producerad genom att slå på raketmotorn i omloppsbanans stigande nod (ovanför ekvatorn). Impulsen avges i riktningen vinkelrät mot riktningen för omloppshastigheten;
  2. Ändra positionen (longitud) för den stigande noden vid ekvatorn. Tillverkad genom att slå på raketmotorn ovanför polen (vid en polarbana). Impulsen, som i föregående fall, sänds ut i riktningen vinkelrät mot riktningen för omloppshastigheten. Som ett resultat skiftar banans stigande nod längs ekvatorn, medan lutningen av omloppsplanet mot ekvatorn förblir oförändrad.

Att ändra banans lutning är en extremt energikrävande manöver. Så för satelliter i låg omloppsbana (som har en omloppshastighet på cirka 8 km/s), kommer en förändring av banans lutning till ekvatorn med 45 grader att kräva ungefär samma energi (ökning av den karakteristiska hastigheten) som för uppskjutning i omloppsbana - ca 8 km/s. Som jämförelse kan det noteras att rymdfärjans energikapacitet gör det möjligt med full användning av bränsletillförseln ombord (cirka 22 ton: 8,174 kg bränsle och 13,486 kg oxidationsmedel [1] [2] i orbital manövreringsmotorer ), för att ändra värdet på omloppshastigheten med endast 300 m/s respektive lutningen (vid manövrering i en låg cirkulär bana) - med cirka 2 grader. Av denna anledning skjuts artificiella satelliter upp (om möjligt) omedelbart i omloppsbana med målets lutning.

I vissa fall är dock en förändring av banans lutning fortfarande oundviklig. Så när man skjuter upp satelliter i geostationär omloppsbana från kosmodromer på hög latitud (till exempel Baikonur ), eftersom det är omöjligt att omedelbart sätta enheten i omloppsbana med en lutning som är mindre än kosmodromens latitud, en förändring i omloppsbanans lutning tillämpas. Satelliten skjuts upp i en låg referensbana, varefter flera mellanliggande, högre banor successivt bildas. Den energikapacitet som krävs för detta tillhandahålls av ett övre steg installerat på bärraketen. Förändringen i lutningen görs vid höjdpunkten av en hög elliptisk bana, eftersom satellitens hastighet vid denna punkt är relativt låg, och manövern kostar mindre energi (jämfört med en liknande manöver i en låg cirkulär bana) [3] .

Beräkning av energikostnader för manövern för att ändra banans lutning

Beräkning av hastighetsökningen ( ) som krävs för att utföra manövern utförs med formeln:

var:

Anteckningar

  1. ↑ NASA. Förvaring och distribution av drivmedel . NASA (1998). Hämtad 8 februari 2008. Arkiverad från originalet 29 augusti 2012.
  2. ↑ Rymdskeppbränsle . Hämtad 8 november 2011. Arkiverad från originalet 13 april 2014.
  3. ↑ Rymdskeppsrörelsekontroll , M. Kunskap. Astronautik, astronomi - B.V. Rauschenbach (1986). Arkiverad från originalet den 25 september 2011.


 Banor