Գեոանցումային ուղեծիր

Ուղեծրի բարձրացման մանևրի օրինակ՝ անցում գեոանցումային ուղեծրից գեոհաստատուն ուղեծիր:

.

Գեոանցումային ուղեծիր' կամ գեոսինքրոն փոխանցման ուղեծիր', բարձր էլիպտիկ գեոկենտրոն ուղեծրի տեսակ է, սովորաբար ունի ցածր մերձերկրյա ուղեծրից ցածր պերիգեյ և գեոհաստատուն ուղեծրից բարձրության ապոգեյ: Գեոսինքրոն կամ գեոհաստատուն ուղեծրերի համար նախատեսված արբանյակները հաճախ տեղադրվում են գեոանցումային ուղեծրում որպես միջանկյալ քայլ իրենց վերջնական ուղեծրին հասնելու համար^[1]: Կրող հրթիռների արտադրողները հաճախ գովազդում են իրենց հրթիռները ներկայացնելով հենց գեոանցումային ուղեծիր դուրս բերվող բեռի ծանրությունը^[2]:

Նախապատմություն

Գեոսինքրոն և գեոհաստատուն ուղեծրերը հարմար են կապի և Երկրի զննման արբանյակների համար։ Այնուամենայնիվ, արբանյակը նման ուղեծրեր ուղարկելու հզորությունը, և, հետևաբար, ֆինանսական ծախսերը շատ բարձր են՝ դրանց բարձր ուղեծրային շառավղի պատճառով։ Գեոանցումային ուղեծիրը միջանկյալ ուղեծիր է, որն օգտագործվում է այս գործընթացն ավելի արդյունավետ դարձնելու համար։ Արբանյակային օպերատորները հաճախ օգտագործում են բարձր հզորությամբ, ցածր արդյունավետությամբ կրող հրթիռ՝ իրենց արբանյակը գեոանցումային ուղեծիր տեղադրելու համար, իսկ հետո, հրթիռի շարժիչների անջատվելուց հետո, օգտագործում են ցածր հզորությամբ և բարձր արդյունավետությամբ շարժիչներ, որոնք տեղադրված են արբանյակի վրա՝ դրա ուղեծիրը շրջանաձև դարձնելու համար (գեոսինքրոն և/կամ գեոհաստատուն)։ Այս արձակման ճարտարապետությունը օգտակար է, քանի որ այն նվազագույնի է հասցնում այն զանգվածը, որը արբանյակը պետք է մղի գեոհաստատուն ուղեծիր, թույլ տալով առավել արդյունավետ շարժիչների այրումներ կատարել՝ օգտվելով Օբերտի էֆեկտից: Ովս մեկ առավելություն կապված է կրող հրթիռի օգտագործված աստիճանների ուղեծրից դուրս բերման հետ, քանի որ գեոանցումային ուղեծրի պերիգեն ցածր է, դրանք բնականոն կերպով արգելակվում են մթնոլորտում և այրվում:

Տեխնիկական նկարագրություն

Գեոանցումային ուղեծիրը բարձր էլիպտիկ Երկրի ուղեծիր է՝ ապոգեյը կազմում է 42164 կմ^[3], կամ ծովի մակարդակից 35786 կմ բարձրություն, որը համապատասխանում է գեոհաստատուն ուղեծրի բարձրությանը։ Ստանդարտ գեոսինքրոն փոխանցման ուղեծրի պարբերությունը մոտ 10,5 ժամ է^[4]: Պերիկենտրոնի արգումենտը այնպիսին է, որ ապոգեյը տեղի է ունենում հասարակածի վրա կամ մոտ։ Պերիգեյը կարող է լինել մթնոլորտից վերև ցանկացած տեղ, բայց սովորաբար սահմանափակվում է Երկրի մակերևույթից մի քանի հարյուր կիլոմետր բարձրությամբ՝ տիեզերական աղբի քանակը կրճատելու համար։

Եթե գեոանցումային ուղեծրից գեոստացիոնար ուղեծիր հասնելու համար օգտագործվում են ցածր քարշի շարժիչներ, ինչպիսիք են էլեկտրական շարժիչը, փոխանցման ուղեծիրը կարող է լինել գերսինքրոն (ունենալով գագաթնակետ վերջնական գեոսինքրոն ուղեծրից վերև): Սակայն, այս մեթոդով արբանյակը ուղեծիր հասցնելը շատ ավելի երկար է տևում^[5]^[6]

Տիպիկ կրող հրթիռը արբանյակը ներարկում է գերսինքրոն ուղեծիր՝ 42164 կմ-ից բարձր ապոգեյով։ Արբանյակի ցածր քարշի շարժիչները գործարկվում են և անընդհատորեն մղում այն գեոանցումային ուղեծրի շուրջ։ Քարշային ուժի հարթությունից դուրս բաղադրիչը օգտագործվում է սկզբնական փոխանցման ուղեծրի կողմից սահմանված սկզբնական թեքումը նվազեցնելու համար, մինչդեռ հարթության մեջ գտնվող բաղադրիչը միաժամանակ բարձրացնում է պերիգեյը և իջեցնում միջանկյալ գեոստացիոնար փոխանցման ուղեծրի ապոգեյը։ Հոհմանի փոխանցման ուղեծիրն օգտագործելու դեպքում գեոստինքրոն ուղեծիր հասնելու համար անհրաժեշտ է ընդամենը մի քանի օր։ Ցածր քարշի շարժիչներ կամ էլեկտրական շարժիչ օգտագործելիս ամիսներ են պահանջվում, մինչև արբանյակը հասնի իր վերջնական ուղեծրին։

Գեոանցումային ուղեծրի ուղեծրի թեքումը ուղեծրի հարթության և Երկրի հասարակածի հարթության միջև եղած անկյունն է։ Այն որոշվում է մեկնարկի վայրի լայնությամբ և մեկնարկի ազիմուտով (ուղղությամբ): Թեքումը և էքսցենտրիսիտետը պետք է զրոյի հասցվեն՝ գեոհաստատուն ուղեծիր ստանալու համար: Եթե միայն ուղեծրի էքսցենտրիսիտետ հասցվի զրոյի, արդյունքը կարող է լինել գեոսինքրոն ուղեծիր, բայց չի լինի գեոհաստատուն:

Ուղեծրի հանգույցի վերելքի կամ իջնելու ուղղությամբ թեքման փոփոխության համար անհրաժեշտ արագության տարբերությունը ( $\Delta V$ ) հաշվարկվում է հետևյալ կերպ^[7]:

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

24582 կմ մեծ կիսաառանցք ունեցող տիպիկ գեոանցումային ուղեծրի համար պերիգեյում արագությունը 9,88 կմ/վ է, իսկ ապոգեյում՝ 1,64 կմ/վ, ինչը հստակորեն թեքման փոփոխությունը ապոգեյում շատ ավելի էժան է դարձնում: Գործնականում թեքման փոփոխությունը համակցվում է ուղեծրային շրջանաձևացման այրման հետ՝ երկու մանևրների ընդհանուր $\Delta V$ -ն նվազեցնելու համար: Համակցված $\Delta V$ -ն թեքման փոփոխության $\Delta V$ -ի և շրջանաձևացման $\Delta V$ -ի վեկտորային գումարն է, և քանի որ եռանկյան երկու կողմերի երկարությունների գումարը միշտ կգերազանցի մնացած կողմի երկարությանը, համակցված մանևրի ժամանակ ընդհանուր $\Delta V$ -ն միշտ փոքր կլինի, քան երկու առանձին մանևրի ժամանակ։ Համակցված $\Delta V$ -ն կարելի է հաշվարկել հետևյալ կերպ^[7]՝

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

Այլ նկատառումներ

Նույնիսկ ապոգեյում, թեքումը զրոյի հասցնելու համար անհրաժեշտ վառելիքը կարող է զգալի լինել, ինչը հասարակածային մեկնարկային հարթակներին զգալի առավելություն է տալիս ավելի բարձր լայնություններում գտնվողների նկատմամբ: Ռուսաստանի Ղազախստանում գործող Բայկոնուր տիեզերակայանը գտնվում է 46° հյուսիսային լայնության վրա: ԱՄՆ Քենեդիի տիեզերական կենտրոնը գտնվում է 28,5° հյուսիսային լայնության վրա: Չինաստան-ի Վենչան տիեզերական մեկնարկային կայանը գտնվում է 19,5° հյուսիսային լայնության վրա: Հնդկաստանի Սատիշ Դհավանի տիեզերական կենտրոնը գտնվում է 13,7° հյուսիսային լայնության վրա: Գվիանայի տիեզերական կենտրոնը, որը օգտագործվում է եվրոպական Արիան և եվրոպայի կողմից շահագործվող ռուսական Սոյուզ կրող հրթիռների արձակման համար գտնվում է 5° հյուսիսային լայնության վրա: Sea Launch մեկնարկային համակարգը կատարում էր արձակումներ Խաղաղ օվկիանոսում ուղիղ հասարակածի վրա գտնվող լողացող հարթակից։

Տես նաև

Ծանոթագրություններ

↑ Larson, Wiley J. and James R. Wertz, eds. Space Mission Design and Analysis, 2nd Edition. Published jointly by Microcosm, Inc. (Torrance, CA) and Kluwer Academic Publishers (Dordrecht/Boston/London). 1991.
↑ «United Launch Alliance Delta IV Launch Services User's Guide» (PDF). 2013 թ․ հունիս. էջեր 2–10. Արխիվացված է օրիգինալից (PDF) 2013 թ․ հոկտեմբերի 14-ին. Վերցված է 2013 թ․ հոկտեմբերի 14-ին. accessed 2013 July 27.
↑ Vallado, David A. (2007). Fundamentals of Astrodynamics and Applications. Hawthorne, CA: Microcosm Press. էջ 31.
↑ Mark R. Chartrand (2004). Satellite Communications for the Nonspecialist. SPIE Press. էջ 164. ISBN 978-0-8194-5185-9.
↑ Spitzer, Arnon (1997). Optimal Transfer Orbit Trajectory using Electric Propulsion. USPTO.
↑ Koppel, Christophe R. (1997). Method and a system for putting a space vehicle into orbit, using thrusters of high specific impulse. USPTO.
1 2 Curtis, H. D. (2010) Orbital Mechanics for Engineering Students, 2nd Ed. Elsevier, Burlington, MA, pp. 356–357.

[smad2ed-1] Larson, Wiley J. and James R. Wertz, eds. Space Mission Design and Analysis, 2nd Edition. Published jointly by Microcosm, Inc. (Torrance, CA) and Kluwer Academic Publishers (Dordrecht/Boston/London). 1991.

[:0-2] «United Launch Alliance Delta IV Launch Services User's Guide» (PDF). 2013 թ․ հունիս. էջեր 2–10. Արխիվացված է օրիգինալից (PDF) 2013 թ․ հոկտեմբերի 14-ին. Վերցված է 2013 թ․ հոկտեմբերի 14-ին. accessed 2013 July 27.

[3] Vallado, David A. (2007). Fundamentals of Astrodynamics and Applications. Hawthorne, CA: Microcosm Press. էջ 31.

[4] Mark R. Chartrand (2004). Satellite Communications for the Nonspecialist. SPIE Press. էջ 164. ISBN 978-0-8194-5185-9.

[5] Spitzer, Arnon (1997). Optimal Transfer Orbit Trajectory using Electric Propulsion. USPTO.

[6] Koppel, Christophe R. (1997). Method and a system for putting a space vehicle into orbit, using thrusters of high specific impulse. USPTO.

[Curtis,_H.D._2010_pp._356-357-7] 1 2 Curtis, H. D. (2010) Orbital Mechanics for Engineering Students, 2nd Ed. Elsevier, Burlington, MA, pp. 356–357.

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]