Lav referencebane
Den aktuelle version af siden er endnu ikke blevet gennemgået af erfarne bidragydere og kan afvige væsentligt fra den version , der blev gennemgået den 12. oktober 2020; kontroller kræver 76 redigeringer .En lav referencebane ( LEO ) er en midlertidig bane, en af de mellemliggende kredsløb. Første mellemliggende bane. Den bane, som løfterakettens hovedenhed går ind i efter afslutningen af hoveddelen af den aktive fase af opsendelsen af rumfartøjet.
I det generelle tilfælde anses det for, at rumfartøjet er i en referencebane, hvis det bevæger sig med den første kosmiske hastighed , og er i en højde, hvor den tilsvarende tæthed af den øvre atmosfære , i den første tilnærmelse, tillader cirkulær eller elliptisk bevægelse [ 1] . En sådan kombination beskrives i fagsprog som "perioden for ballistisk eksistens overstiger tiden for en omgang."
Referencebanens højde afhænger af flyveopgaven, løftefartøjets design, rumfartøjets vægt og andre faktorer, dog er det oftest omkring 150–250 km.
Det er legitimt at kalde en bane for en "reference", hvis den formodes at ændre sig væsentligt - en stigning i højden eller en ændring i hældningen . Hvis manøvrer til at ændre kredsløbet ikke er tilvejebragt af flyvemissionen (når løftefartøjet tager rumfartøjet straks til målet, arbejder kredsløb i et kontinuerligt aktivt flyvesegment), så er udtrykket "referencekredsløb" meningsløst for en sådan flyvning mission og bruges ikke.
Terminologi
I engelsk litteratur bruges et lignende udtryk parkeringskredsløb, som ofte direkte oversættes med "parkeringsbane" eller "ventende kredsløb".
Historie
Konceptet "referencekredsløb" kom i brug med starten af opsendelserne af den fire-trins Molniya-raket , hvis fjerde trin ( Blok L ) i det væsentlige var et øvre trin og blev opsendt i nul tyngdekraft efter at have gennemført ca. 3/4 af en revolution rundt om Jorden, som krævet for interplanetarisk og månens AMS.
Stadier af opsendelse af et rumfartøj ind i en mål-(arbejds)bane
Generelt består det mest almindelige tilfælde, at opsendelse af et rumfartøj ind i et mål (arbejds)bane af følgende trin:
- Driften af de første trin af løfteraketten og opsendelsen af hovedenheden i referencekredsløbet. ( Aktivt segment af flyvningen , driften af løfterakettens hovedmotorer). Dette omtales ofte som "smid rumfartøjet i kredsløb" eller "smid rumfartøjet i kredsløb" (hvilket betyder nøjagtigt ind i referencekredsløbet). I nogle tilfælde, afhængigt af løftefartøjets design og flyveopgaven, bringer løftefartøjet kun hovedenheden til den ballistiske bane , og hovedenheden udfører yderligere acceleration for at bringe rumfartøjet ind i referencekredsløbet.
- Fri flyvning af hovedenheden langs referencebanen. (Passiv tilstand, sustainer-motorer er slukket. Men om nødvendigt kan rumfartøjets orienterings- og rotationsmotorer tændes.)
- Enkelt eller multipel tænding af fremdriftsmotorerne i rumfartøjets hovedblok (orbital). Overførsel af hoved-(orbital-)enheden til en eller flere mellemliggende baner: ændring af kredsløbshøjde, fase-kredsløb osv. - indtil rumfartøjet når målet (arbejds-) kredsløb med de givne parametre for højde, hældning, cirkulær eller elliptisk form osv. (Aktiv tilstand af fremdriftsmotorer i rumfartøjets hovedenhed)
- Orientering af rumfartøjet i målkredsløbet ved hjælp af attitude-thrustere: rotation af selve rumfartøjet, antenner, solpaneler, instrumenter osv. Start af rumfartøjet for at fuldføre sin målopgave.
Indsættelsen i referencekredsløbet begynder fra det øjeblik, løfteraketmotorerne opsendes ved kosmodromen, hvorefter de indledende stadier af løfteraketten udarbejdes og kasseres. Hovedmotorer i de første trin af løfteraketten tillader normalt kun en enkelt aktivering og tillader ikke engang en dobbelt aktivering. Den aktive opsendelsesfase slutter med nedlukning af løfteraketmotorerne, og (i de fleste tilfælde) kasseres alle brugte løfterakettrin. Den frie uafhængige flyvning af hovedenheden begynder.
I nogle tilfælde sætter løfteraketten kun hovedenheden på en suborbital bane , og først da danner hovedenheden en referencebane.
Hovedenheden (eller kredsløbsenheden), afhængigt af flyveopgaven og løftefartøjets design, kan have en anden konfiguration. For eksempel:
- kun selve rumfartøjet og dets egne motorer;
- KA + øvre trin ;
- KA + det sidste trin af løfteraketten, hvilket muliggør flere tændinger af sustainer-motoren (et sjældent, men almindeligt tilfælde).
Eksempler på opsendelse af et rumfartøj i en referencebane
Hver opsendelse er unik, men den omtrentlige opsendelsestid til referencebanen er omkring 500-800 sekunder (8-12 minutter). Flyvecyklogrammer for nogle typer løfteraketter og nogle eksempler på opsendelsen af hovedenheden i referencekredsløbet:
- Proton_(launcher) #Standard flyvemønster for Proton-M løfteraket med Breeze-M løftefartøjet - Adskillelse af tredje trin af løfteraketten og orbitalblokken - 588,4 s, højde 151 km. Dernæst udføres den første aktivering af det øverste trins hovedmotorer, som et resultat af hvilket en elliptisk referencebane dannes med en højde på 170 × 230 km og en hældning på 51,5°.
- Soyuz_(launcher) #Tactical and technical_characteristics_of_stages_RN_"Soyuz" - Tidspunkt for adskillelse af III trin (blok I) - T + 526 s
- Space_shuttle#Flight_profile - omkring 8,5 minutter efter opsendelsen, i en højde af omkring 113 km, adskilles den eksterne brændstoftank, og rumfærgen går ind i en ballistisk bane . Den nødvendige yderligere acceleration udføres af en eller to kortvarig aktivering af motorerne i det orbitale manøvresystem , hvilket fører til dannelsen af en lav referencebane (en cirkulær bane med en højde på omkring 250 km). Derefter dumpes det resterende brændstof fra SSME-hovedmotorsystemet, og deres brændstofledninger evakueres . Skibet får den nødvendige aksiale orientering. Dørene til lastrummet åbnes, som også fungerer som radiatorer til skibets termoreguleringssystem. Rumfartøjssystemerne bringes i orbital flyvekonfiguration.
- SS-520-4#Flight_sequence er et eksempel på en nødsekvens.
Brug
Fri flyvning langs referencekredsløbet bruges normalt til at kontrollere telemetri, installere antenner, solpaneler, kontrollere rumfartøjets udstyr, etablere kommunikation med MCC, orientere rumfartøjet, beregne varigheden af den næste puls, vælge punktet for den næste puls osv.
Referencekredsløbsparametre
Typiske parametre for referencekredsløbet, ved at bruge eksemplet med Soyuz-TMA rumfartøjet, kan være:
- Minimumshøjden over havets overflade (ved perigeum ) er 193 km,
- Den maksimale højde over havets overflade (ved apogee ) er 220 km,
- Hældning - 51,6 grader,
- Omdrejningsperioden er omkring 88,3 minutter.
Ved bestemmelse af højden af LEO er det vigtigt at angive, fra hvilken model af Jorden den er målt. Russisk ballistik angiver traditionelt højden over ellipsoiden, og de amerikanske over sfæren, som et resultat kan forskellen nå op på 20 km (svarer ca. til forskellen mellem Jordens ækvatoriale og polære radier) og apogeum og perigeum positioner kan skifte.
Da Jordens daglige rotation er involveret i at sende nyttelasten i kredsløb, afhænger løfterakettens bæreevne af banens hældning i forhold til ækvatorialplanet. De bedste betingelser opnås, hvis LEO'en har en hældning til ækvator, der matcher breddegraden på det opsendelsessted, hvorfra opsendelsen blev foretaget. Andre hældninger af kredsløbet fører til et fald i løfterakettens parametre med hensyn til evnen til at sætte last i kredsløb. Imidlertid kan ikke alle kosmodromer opsendes i den mest energimæssigt gunstige retning, for eksempel er det for Baikonur med en breddegrad på omkring 46 grader umuligt at opsende ved hældninger mindre end 48,5 grader på grund af restriktioner på placeringen af de territorier, hvor adskilte dele af raketterne falder (udelukkelseszoner). Den mest brugte hældning til opsendelser fra Baikonur er 51,6 grader, lavere hældninger bruges sjældent.
Jo lavere kredsløbet er, desto større masse af last kan løfteraketten bringe til sig, alt andet lige. Derfor er det fordelagtigt at gøre referencebanen så lav som muligt. I praksis kan en kredsløbsflyvetid (før den kommer ind i atmosfærens tætte lag) på mindre end én dag give problemer i tilfælde af fejl om bord på rumfartøjet, så så lave kredsløb bliver praktisk talt ikke brugt. Derudover er minimumshøjden af referencebanen påvirket af værdien af indsættelsesfejlen, da med en ugunstig kombination af fejl på måleinstrumenter, kontroller og eksterne faktorer kan banen vise sig at være for lav, og rumfartøjet vil vende tilbage til jordens atmosfære og brænde ud, før den når at manøvrere. Ikke desto mindre kendes tilfælde af opsendelse af køretøjer i kredsløb med en omdrejningsperiode på mindre end 88 minutter og en perigeumhøjde på 121-150 km. For eksempel blev den automatiske station Luna-7 opsendt i en referencebane med en perigeum på 129 km . Satellitter af KH-7 Gambit -familien blev opsendt i lignende baner .
Tiden brugt af rumfartøjet i referencekredsløbet
Etableret
Den hyppigste tid, som et rumfartøj bruger i referencekredsløbet, er fra flere ti minutter til flere timer. Men afhængigt af flyveopgaven og andre faktorer kan denne tid være fra flere minutter til flere dage. For eksempel var NEAR_Shoemaker i referencekredsløb i kun 13 minutter,
I referencekredsløbet kan enheden være, inklusive mindre end én omdrejning, i overensstemmelse med flyveplanen. For eksempel blev alle nyttelast opsendt af 8K78 Molniya-raketten udført i referencekredsløbet fra cirka 2/3 til 3/4 af en omdrejning. Med udvidelsen af mulighederne for kontrolsystemet i de øvre stadier af raketter og øvre stadier begyndte tiden brugt i referencekredsløbet at variere meget. Så den indiske Mars-sonde " Mangalyan " tilbragte omkring 2 dage i referencekredsløbet.
Ultimate
Den maksimalt mulige tid, som rumfartøjet bruger i referencekredsløbet, bestemmes hovedsageligt af den atmosfæriske modstand. På grund af friktion mod atmosfæren sker der et gradvist fald i kredsløbet, op til indtræden i atmosfærens tætte lag og rumfartøjets fald til Jorden.
Ud over højden af kredsløbet afhænger denne tid af de ballistiske parametre for det kunstige himmellegeme , af Solens aktivitet i denne periode, hvilket påvirker højden af de øverste lag af Jordens atmosfære og nogle andre parametre.
Se også
- geotransfer kredsløb
- Orbital hældningsændring
- Fasning af kredsløb
- Orbital manøvre
- Hohmanns bane
- Bi-elliptisk overførselsbane
- Orbital manøvresystem
- rumskrammel
Noter
- ↑ Spacecraft Mission Design - Charles D. Brown - Google Books . Hentet 29. august 2018. Arkiveret fra originalen 3. marts 2021.
Links
| Himmelsk mekanik | ||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| ||||||||
| ||||||||