Змена нахілу арбіты

З пляцоўкі Вікіпедыя
Перайсці да: рух, знайсці

Змена нахілу арбіты штучнага спадарожніка — арбітальны манеўр, мэтай якога (у агульным выпадку) з'яўляецца пераклад спадарожніка на арбіту з іншым нахілам. Існуюць два тыпы такога манеўру:

  1. Змена нахілу арбіты да экватара. Вырабляецца ўключэннем ракетнага рухавіка ў зыходзячаму вузле арбіты (над экватарам). Імпульс выдаецца ў кірунку, перпендыкулярным кірунку арбітальнай хуткасці;
  1. Змена становішча (даўгаты) зыходзячага вузла на экватары. Вырабляецца ўключэннем ракетнага рухавіка над полюсам (у выпадку палярнай арбіты). Імпульс, як і ў папярэднім выпадку, выдаецца ў кірунку, перпендыкулярным кірунку арбітальнай хуткасці. У выніку зыходзячы вузел арбіты ссоўваецца ўздоўж экватара, а нахіл плоскасці арбіты да экватара застаецца нязменным.

Змена нахілу арбіты - выключна энергазатратны манеўр. Так, для спадарожнікаў на нізкай арбіце (якія маюць арбітальную хуткасць парадку 8 км/с), змяненне ладу арбіты да экватара на 45 градусаў запатрабуе прыблізна той жа энергіі (прырашчэння характарыстычнай хуткасці), што і для вывядзення на арбіту - каля 8 км/с. Для параўнання можна адзначыць, што энергетычныя магчымасці карабля «Спэйс шатл» дазваляюць, пры поўным выкарыстанні бартавога запасу паліва (каля 22 тон: 8,174 кг гаручага і 13,486 кг акісляльніка[1][2] у рухавіках арбітальнага манеўравання) змяніць значэнне арбітальнай хуткасці ўсяго на 300 м/с, а нахіл, адпаведна (пры манеўры на нізкай кругавой арбіце) - прыблізна на 2 градуса. Па гэтай прычыне штучныя спадарожнікі выводзяцца (па магчымасці) адразу на арбіту з мэтавым нахілам.

У некаторых выпадках, аднак, змяненне нахілу арбіты ўсё ж з'яўляецца непазбежным. Так, пры запуску спадарожнікаў на геастацыянарную арбіту з высокашыротных касмадромаў (напрыклад, Байканура), паколькі немагчыма адразу вывесці апарат на арбіту з нахілам, меншым, чым шырыня касмадрома, ужываецца змена нахілу арбіты. Спадарожнік выводзіцца на нізкую апорную арбіту, пасля якой паслядоўна фармуюцца некалькі прамежкавых, больш высокіх арбіт. Патрабаваныя для гэтага энергетычныя магчымасці забяспечваюцца разгонным блокам, што ўстанаўліваюцца на ракету-носьбіт. Змена нахілу вырабляецца ў апагеі высокай эліптычнай арбіты, так як хуткасць спадарожніка ў гэтай кропцы адносна невялікая, і манеўр абыходзіцца меншымі энергазатратамі (у параўнанні з аналагічным манеўрам на нізкай кругавой арбіце) [3].

Разлік энергетычных выдаткаў на манеўр змены ладу арбіты[правіць | правіць зыходнік]

Разлік прырашчэння хуткасці (), патрабаванага для ажыццяўлення манеўру, разлічваецца па формуле:

где:

  • эксцэнтрысітэт
  • — аргумент перыцентра
  • — сапраўдная анамалія
  • эпоха
  • — большая паўвось

Зноскі

  1. NASA Propellant Storage and Distribution. NASA (1998). Архівавана з першакрыніцы 30 жніўня 2012. Праверана 8 лютага 2008.
  2. Spacecraft Fuel
  3. Управление движением космических аппаратов , М. Знание. Космонавтика, Астрономия - Б.В. Раушенбах (1986 год).