Orbită de referință scăzută

Versiunea actuală a paginii nu a fost încă examinată de colaboratori experimentați și poate diferi semnificativ de versiunea revizuită pe 12 octombrie 2020; verificările necesită 76 de modificări .

O orbită de referință joasă ( LEO ) este o orbită temporară, una dintre orbitele intermediare. Prima orbită intermediară. Orbita pe care intră unitatea principală a vehiculului de lansare după finalizarea părții principale a fazei active a lansării navei spațiale.

În cazul general, se consideră că nava spațială se află pe o orbită de referință dacă se mișcă cu prima viteză cosmică și se află la o altitudine la care densitatea corespunzătoare a atmosferei superioare , în prima aproximare, permite mișcare circulară sau eliptică . 1] . O astfel de combinație este descrisă în limbajul profesional ca „perioada de existență balistică depășește timpul unei ture”.

Înălțimea orbitei de referință depinde de sarcina de zbor, de designul vehiculului de lansare, de greutatea navei spațiale și de alți factori, cu toate acestea, cel mai adesea este de aproximativ 150-250 km.

Este legitim să numiți o orbită „referință” dacă se presupune că se schimbă semnificativ - o creștere a înălțimii sau o schimbare a înclinației . Dacă misiunea de zbor nu prevede manevrele de schimbare a orbitei (atunci când vehiculul de lansare duce nava spațială imediat la țintă, lucrând pe orbită într-un segment de zbor activ continuu), atunci termenul „orbita de referință” este lipsit de sens pentru un astfel de zbor. misiune și nu este folosită.

Terminologie

În literatura engleză, un termen similar este folosit orbita de parcare, care este adesea tradus direct ca „orbita de parcare” sau „orbita de așteptare”.

Istorie

Conceptul de „orbită de referință” a intrat în uz odată cu începerea lansărilor rachetei Molniya în patru etape, a cărei etapă a patra ( Blok L ) era în esență o treaptă superioară și a fost lansată în gravitate zero după finalizarea a aproximativ 3/4 din o revoluție în jurul Pământului, așa cum este necesar pentru AMS interplanetar și lunar.

Etape ale lansării unei nave spațiale pe o orbită țintă (de lucru)

În general, cel mai frecvent caz, lansarea unei nave spațiale pe o orbită țintă (de lucru) constă în următorii pași:

  1. Funcționarea primelor etape ale vehiculului de lansare și lansarea unității principale pe orbita de referință. ( Segmentul activ al zborului , funcționarea motoarelor principale ale vehiculului de lansare). Aceasta este adesea denumită „aruncă nava spațială pe orbită” sau „aruncă nava spațială pe orbită” (adică exact pe orbita de referință). În unele cazuri, în funcție de proiectarea vehiculului de lansare și de sarcina de zbor, vehiculul de lansare aduce unitatea principală numai pe traiectoria balistică , iar unitatea principală efectuează o accelerație suplimentară pentru a pune nava spațială pe orbita de referință.
  2. Zbor liber al unității principale de-a lungul orbitei de referință. (Modul pasiv, motoarele de susținere sunt oprite. Dar, dacă este necesar, motoarele de orientare și rotație ale navei spațiale pot fi pornite.)
  3. Pornirea simplă sau multiplă a motoarelor de propulsie a blocului principal (orbital) al navei spațiale. Transferul unității de cap (orbitală) pe una sau mai multe orbite intermediare: modificarea înălțimii orbitei, fazarea orbitei etc. - până când nava spațială ajunge pe orbita țintă (de lucru), cu parametrii dați de înălțime, înclinare, formă circulară sau eliptică , etc. (Modul activ al motoarelor de propulsie ale unității principale ale navei spațiale)
  4. Orientarea navei spațiale pe orbita țintei cu ajutorul propulsoarelor de atitudine: rotația navei spațiale în sine, antene, panouri solare, instrumente etc. Pornirea navei spațiale pentru a-și îndeplini sarcina țintă.

Introducerea în orbita de referință începe din momentul în care motoarele vehiculului de lansare sunt lansate la cosmodrom, apoi etapele inițiale ale vehiculului de lansare sunt elaborate și aruncate. Motoarele principale ale primelor etape ale vehiculului de lansare permit de obicei doar o singură activare și nici măcar nu permit o dublă activare. Faza de lansare activă se încheie cu oprirea motoarelor vehiculului de lansare și (în majoritatea cazurilor) toate etapele vehiculului de lansare uzate sunt aruncate. Începe zborul liber independent al unității principale.

În unele cazuri, vehiculul de lansare plasează unitatea principală numai pe o traiectorie suborbitală și abia atunci unitatea principală formează o orbită de referință.

Unitatea principală (sau unitatea orbitală), în funcție de sarcina de zbor și de designul vehiculului de lansare, poate avea o configurație diferită. De exemplu:

Exemple de lansare a unei nave spațiale pe o orbită de referință

Fiecare lansare este unică, dar timpul aproximativ de lansare până la orbita de referință este de aproximativ 500-800 de secunde (8-12 minute). Ciclograme de zbor ale unor tipuri de vehicule de lansare și câteva exemple de lansare a unității principale pe orbita de referință:

Utilizare

Zborul liber de-a lungul orbitei de referință este de obicei folosit pentru a verifica telemetria, a instala antene, rețele solare, a verifica echipamentul navei spațiale, a stabili comunicarea cu MCC, a orienta nava spațială, a calcula durata următorului impuls, a selecta punctul următorului. puls etc.

Parametrii orbitei de referință

Parametrii tipici ai orbitei de referință, folosind exemplul navei spațiale Soyuz-TMA, pot fi:

Atunci când se determină înălțimea LEO, este important să se indice din ce model de Pământ este măsurat. Balistica rusă indică în mod tradițional înălțimea deasupra elipsoidului, iar cea americană deasupra sferei, ca urmare, diferența poate ajunge la 20 km (aproximativ corespunde diferenței dintre razele ecuatoriale și polare ale Pământului), iar apogeul și perigeul pozițiile se pot schimba.

Deoarece rotația zilnică a Pământului este implicată în lansarea sarcinii utile pe orbită, capacitatea de transport a vehiculului de lansare depinde de înclinarea orbitei față de planul ecuatorial. Cele mai bune condiții sunt atinse dacă LEO are o înclinație către ecuator care se potrivește cu latitudinea locului de lansare de pe care a fost efectuată lansarea. Alte înclinări ale orbitei duc la o scădere a parametrilor vehiculului de lansare în ceea ce privește capacitatea de a pune marfa pe orbită. Cu toate acestea, nu toate cosmodromele pot fi lansate în direcția cea mai favorabilă din punct de vedere energetic, de exemplu, pentru Baikonur cu o latitudine de aproximativ 46 de grade, este imposibil să se lanseze la înclinații mai mici de 48,5 grade din cauza restricțiilor privind amplasarea teritoriilor în care cad părți separate ale rachetelor (zone de excludere). Cea mai des folosită înclinație pentru lansările din Baikonur este de 51,6 grade, înclinațiile mai mici sunt rar folosite.

Cu cât orbita este mai mică, cu atât este mai mare masa de marfă pe care o poate aduce vehiculul de lansare, toate celelalte fiind egale. Prin urmare, este avantajos să faceți orbita de referință cât mai scăzută posibil. În practică, un timp de zbor orbital (înainte de a pătrunde în straturile dense ale atmosferei) mai mic de o zi poate cauza probleme în cazul defecțiunilor la bordul navei spațiale, astfel încât astfel de orbite joase practic nu sunt folosite. În plus, înălțimea minimă a orbitei de referință este afectată de valoarea erorii de inserție, deoarece cu o combinație nefavorabilă de erori ale instrumentelor de măsurare, comenzilor și factorilor externi, orbita se poate dovedi a fi prea scăzută, iar nava spațială va se întoarce în atmosfera Pământului și se arde înainte de a avea timp să manevreze. Cu toate acestea, se cunosc cazuri de lansare a vehiculelor pe orbite cu o perioadă de revoluție mai mică de 88 de minute și o înălțime a perigeului de 121-150 km. De exemplu, stația automată Luna-7 a fost lansată pe o orbită de referință cu un perigeu de 129 km . Sateliții din familia KH-7 Gambit au fost lansați pe orbite similare .

Timpul petrecut de nava spațială pe orbita de referință

Înființat

Cel mai frecvent timp petrecut de o navă spațială pe orbita de referință este de la câteva zeci de minute la câteva ore. Cu toate acestea, în funcție de sarcina de zbor și de alți factori, acest timp poate fi de la câteva minute la câteva zile. De exemplu, NEAR_Shoemaker a fost pe orbita de referință doar 13 minute,

Pe orbita de referință, dispozitivul poate fi, inclusiv mai puțin de o revoluție, în conformitate cu planul de zbor. De exemplu, toate sarcinile utile lansate de racheta 8K78 Molniya au fost efectuate pe orbita de referință de la aproximativ 2/3 până la 3/4 dintr-o revoluție. Odată cu extinderea capacităților sistemului de control al treptelor superioare ale rachetelor și al treptelor superioare, timpul petrecut pe orbita de referință a început să varieze foarte mult. Deci, sonda marțiană indiană „ Mangalyan ” a petrecut aproximativ 2 zile pe orbita de referință.

Ultimate

Timpul maxim posibil petrecut de nava spațială pe orbita de referință este determinat în principal de forța atmosferică. Din cauza frecării cu atmosfera, are loc o scădere treptată a orbitei, până la intrarea în straturile dense ale atmosferei și căderea navei spațiale pe Pământ.

Pe lângă înălțimea orbitei, acest timp depinde de parametrii balistici ai corpului ceresc artificial , de activitatea Soarelui în această perioadă, care afectează înălțimea straturilor superioare ale atmosferei Pământului și alți parametri.

Vezi și

Note

  1. ↑ Spacecraft Mission Design - Charles D. Brown - Google Books . Preluat la 29 august 2018. Arhivat din original la 3 martie 2021.

Link -uri

 Orbite