Самый экономичный уход с геостационарной орбиты

Скажем, космический корабль на геостационарной орбите должен быть сведен с орбиты (не очень часто, но потерпите меня).

Как решить, когда и как долго должно быть ретроградное горение, чтобы стартовать с минимальным количеством топлива?

Я искал в сети, но не нашел ничего полезного для оптимизации. Я надеюсь, что кто-то с опытом в орбитальной механике может помочь мне здесь.

Редактировать: Как отметил кто-то в комментариях, один только ретроградный прожиг может быть дорогим. Пожалуйста, не стесняйтесь включать любые другие маневры, а также то, как рассчитать время и продолжительность необходимых прожигов. Любые подсказки по вычислениям или даже по программному обеспечению, которые могли бы помочь, будут очень признательны.

Я думаю, что опасно предполагать, что ретроградное горение наиболее эффективно, подъем апоцентра и ретроградное горение там или помощь гравитации с Луны может быть более экономичной.
@lijat Спасибо за комментарий. Я отредактирую вопрос, чтобы разграничить.
Так будет ли уход с орбиты на Луну более экономичным с помощью Geo?
@Dragongeek интересно, если вы можете точно стрелять вблизи Луны для тщательно рассчитанной помощи, то не могли бы вы также выбрать траекторию так, чтобы прицельный параметр оказался меньше 1767 км? Это, вероятно, ответ; просто поднять свой апогей с 42 000 км до 380 000 км и "кер-паф!", сошел с орбиты.
@uhoh, строго говоря, это не сход с орбиты. Вы по-прежнему будете вращаться вокруг Земли, но будете делать это как брызги на поверхности Луны, а не в одиночестве. :-). Итак, к OP, хотим ли мы, чтобы спутник сгорел в земной атмосфере, или мы примем любой способ безопасного удаления?
@DiegoSánchez На самом деле было бы лучше, если бы мы могли совершить повторный вход, который не поджарил бы космический корабль (например, опустить перигей в атмосферу и ожидать приводнения без происшествий) :)
Я считаю, что общие уравнения для минимального горения применимы независимо от исходной высоты орбиты. На эллиптической орбите есть оптимальная точка для начала горения, после чего общее количество топлива зависит от высоты и желаемой максимальной скорости приземления.
@CarlWitthoft, это сложнее. Поиск биэллиптической передачи для примера
Я не думаю, что вам удастся восстановить какие-либо важные части спутника, если только он не был специально для этого спроектирован. Ваше приводнение без происшествий, скорее всего, превратится в пыльный дождь без происшествий.
@DiegoSánchez Ну, на самом деле, космический корабль пилотируемый . Это вызов для симулятора космического полета, с которым я часто возился.
Орбитальная механика 101: все, что сложнее решения Хомана, почти наверняка будет намного медленнее.

Ответы (2)

Это не полный ответ, так как я не буду включать точный расчет, необходимый для определения вашего времени горения, но, по крайней мере, я рассмотрю прямой возврат и биэллиптический подход.

Для возвращения с орбиты пилотируемого космического корабля необходимо сбалансировать два фактора:

С одной стороны, вы хотите минимизировать количество топлива, необходимого для работы; с другой, вы хотите минимизировать затраченное время и конечную скорость.

Самым быстрым и безопасным возвращением было бы прямое возвращение с использованием переходной орбиты Хомана ; сгорите ретроградно в апогее, и вы прибудете на целевую орбиту быстрее, чем при использовании любого другого метода, и с самой низкой скоростью входа, что максимизирует ваши шансы на выживание.

Если вы используете биэллиптическую переходную орбиту, вы можете уменьшить общую необходимую дельту V, но за счет большего времени пребывания в космосе для ваших астронавтов и более высокой скорости входа в атмосферу.

Я сделал быстрый расчет, и прямой переход Хомана с круговой геостационарной орбиты на 100 км (и пусть атмосфера сделает все остальное) потребует около 1,49 км/с (пожалуйста, подтвердите кто-нибудь) и займет 17 часов. Биэллиптический полет на высоте до 380 000 км (расстояние Луны до Земли, просто чтобы выбрать значимое расстояние для удобства) сэкономит вам ~ 167 м / с (11%) за счет 10 дней в космосе.

Примечание после комментария ХопДэвида: обычно для этих двух орбит биэллиптический переход должен быть менее эффективным, но поскольку мы используем атмосферу для нашего последнего «прожигания», мы экономим на самом дорогом из них. Чем выше вы поднимаетесь в биэллиптике, тем больше энергии вы должны сбросить при финальном циклическом сжигании и тем больше топлива вы экономите за счет аэродинамического торможения.

Мои цифры почти совпадают с вашими. Что меня удивило, так как я думал, что радиусы орбиты назначения и вылета должны отличаться по крайней мере в 11 раз, чтобы биэллиптическая работала. Но, может быть, это потому, что мы используем аэродинамическое торможение для замедления на высоте 200 км на целевой орбите.
Требуется ли выравнивание плоскости для биэллиптического переноса? Я не уверен, что Луна и геостационарный спутник уже находятся в одной плоскости.
@HopDavid, да, последнее сжигание является самым дорогим, поскольку вы летите с более активной орбиты, и мы экономим это топливо за счет аэродинамического торможения; Я добавил примечание к ответу. Спасибо, что проверили мои номера.
@WilliamREbenezer. Нет, я использовал «Орбиту Луны» как общий термин, чтобы сказать «До 380000 км». Я перефразировал свой ответ, чтобы сделать это более понятным. В этом случае, когда вы просто хотите «приводниться куда-нибудь», вам не нужно заботиться о смене самолета. Ваша геостационарная орбита — экваториальная, на ней проще всего вернуться.
На геостационарной орбите никогда не было пилотируемых космических кораблей.
@ Уве, я знаю. Но это не невозможно — так что можно попробовать странные штуки на симуляторе.
Должен быть в состоянии сделать лучше, используя лунную гравитацию, чтобы не было второго ожога.

Неважно когда, так как система осесимметрична. Ретроградный прожиг почти наверняка является наиболее эффективным методом (за исключением любого очень длительного периода ожидания возмущений, которые станут значительными).

Сведение с орбиты геостационарного объекта происходит нечасто, поэтому вы можете не узнать о нем напрямую (общий подход заключается в увеличении радиуса орбиты до «кладбищной» орбиты). Тем не менее, это маневр, противоположный удару ногой в апогее, о котором вы найдете много информации. Резюме: чтобы вернуться на геостационарную переходную орбиту, необходимо снизить орбитальную скорость до 1,64 км/с (скорость на геостационарной орбите составляет 3,07 км/с). Следовательно, вам нужно сжечь ретроградно на 1,43 км/с. Сколько времени это займет, будет зависеть от отношения тяги к весу.

Для схода с орбиты вы сгораете в апоапсисе. Если ваша орбита не является идеально круговой, время имеет значение.
@LorenPechtel, поскольку он геостационарный, должен быть круглым. иначе вы правы.
Да и нет. Это зависит от ваших двигателей. Если у них высокая тяга, горение закончится достаточно быстро, это не имеет значения, но если они с низкой тягой, и вам нужен абсолютно минимальный расход топлива, вы захотите разделить свое горение, делая понемногу каждый раз, когда вы возвращаетесь. вплоть до геосинхр. Я запустил слишком много ракет NERVA в Кербин из-за того, что проигнорировал эту проблему!
Самый экономичный уход с геостационарной орбиты
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v