Leider hat das Thema verschiedener Unfälle beim Start von Raumfahrzeugen in letzter Zeit nicht an Aktualität verloren, daher möchte ich (basierend auf meiner eigenen Erfahrung) darüber sprechen, welche Probleme Ingenieure lösen, wenn eine solche Notfallsituation eintritt. Der Artikel beschreibt mögliche Szenarien für die Entwicklung von Ereignissen bei einem abnormalen Start eines Raumfahrzeugs am Beispiel der Beendigung des Betriebs des Telekommunikationssatelliten Express-AM4 nach dem Ausfall der Briz-M-Oberstufe. Ich erzähle Ihnen auch ein wenig darüber, was weltweit getan wird, um das Risiko von Kollisionen zwischen Raumfahrzeugen bei ungewöhnlichen Starts zu verringern.

Einführung

Zunächst lohnt es sich, ein paar Worte über sich selbst zu sagen. Meine Hauptaufgabe ist die ballistische Unterstützung beim Abstieg bemannter und unbemannter Raumfahrzeuge zur Erde. Dies umfasst sowohl die direkte operative Arbeit als auch die Entwicklung von Software dafür.

Nun einige Definitionen:
Unter abnormalem Start verstehen wir den Start eines Raumfahrzeugs in eine nicht vorgesehene Umlaufbahn, in der es einige Zeit verbleiben kann. Es ist sinnlos, die Option in Betracht zu ziehen, wenn „etwas schief gelaufen ist“, da in diesem Fall nichts getan werden kann.

Warum muss man bei einem Startunfall überhaupt etwas mit dem Gerät machen?

Erstens kann ein Raumfahrzeug, das sich in einer nicht vorgesehenen Umlaufbahn befindet, eine Kollisionsgefahr für andere in Betrieb befindliche Fahrzeuge darstellen. Nun, zweitens besteht im Falle einer Kollision eines Raumfahrzeugs mit Weltraummüll (dessen Zahl täglich zunimmt) eine hohe Wahrscheinlichkeit einer Detonation des an Bord verbliebenen Treibstoffs und der Bildung einer großen Anzahl von Fragmenten.

Ein Beispiel für einen abnormalen Start in die Umlaufbahn war der Satellit Express-AM4. Im August 2011 sollte es in eine geostationäre Umlaufbahn (Höhe 35.786 km) gebracht werden, um der Bevölkerung Telekommunikationsdienste bereitzustellen. Aufgrund eines Ausfalls der Oberstufe blieb es jedoch mit einer Mindesthöhe von 655 km und einer Höchsthöhe von 20.430 km im Orbit. In dieser Höhe stellte der Satellit eine Bedrohung für eine große Anzahl von Raumfahrzeugen dar, darunter GPS- und GLONASS-Konstellationen (ihre Höhe beträgt 19.000 – 20.000 km).

Optionen für die Entwicklung von Veranstaltungen

Abhängig von der Art des Unfalls beim Start werden drei Hauptoptionen für die weitere Entwicklung in Betracht gezogen:

1. Fortsetzung des Einsatzes unter Berücksichtigung der eingetretenen Notsituation.
2. Überführung des Geräts in eine sichere Umlaufbahn (Entsorgungsorbit).
3. Überschwemmung eines Fahrzeugs in einem bestimmten Bereich des Weltozeans.

Im Fall von Express-AM4 war eine Fortsetzung der Mission nicht möglich, da es unmöglich war, mit eigenen Triebwerken eine geostationäre Umlaufbahn zu erreichen. In diesem Zusammenhang wurden die letzten beiden Optionen eingehend geprüft.
Beginnen wir mit einer sicheren Umlaufbahn (im wahrsten Sinne des Wortes). Der Kern des Problems bestand darin, mithilfe des Orbitalkatalogs die Parameter der Umlaufbahn zu bestimmen, in der der Satellit die geringste Gefahr für andere Raumfahrzeuge darstellen würde, und dann das Flugmuster in diese Umlaufbahn mit minimalem Treibstoff an Bord zu berechnen. Als Ergebnis wurde die Verschüttungsbahn mit folgenden Eigenschaften gewählt: minimale Höhe 12.000 km, maximale Höhe 15.500 km. Um zu dieser Umlaufbahn zu fliegen, waren drei Triebwerkszündungen erforderlich: 1. zur Vergrößerung des Perigäums, 2. zur Absenkung des Apogäums und 3. zur vollständigen Erschöpfung des Treibstoffs und zum endgültigen Übergang in die vorgegebene Umlaufbahn.

Theoretisch war die Option mit einer vergrabenen Umlaufbahn nicht schlecht, aber aus praktischer Sicht war sie ziemlich schwierig umzusetzen (aufgrund der Besonderheiten des Motorstartintervalls, der Besonderheiten der Ausrichtung des Geräts usw. ), und um den präzisen Eintritt in eine bestimmte Umlaufbahn bei völliger Erschöpfung zu gewährleisten, konnte niemand Treibstoff haben. Daher bestand die Hauptoption darin, den Satelliten in einem bestimmten Bereich des Weltozeans zu versenken.

Hier lohnt es sich, etwas klarzustellen: Bevor etwas aus der Umlaufbahn entfernt wird, ist es notwendig, das Einschlaggebiet mit verschiedenen Organisationen abzustimmen; dies ist vor allem notwendig, um die Sicherheit der lokalen Bevölkerung zu gewährleisten. Russland hat eine Vereinbarung getroffen, den Pazifischen Ozean in der südlichen Hemisphäre zu nutzen, um Progress-Lastwagen zu versenken. Als die Express versenkt wurde, wurden daher zunächst Möglichkeiten in Betracht gezogen, dieses Gebiet ins Visier zu nehmen. Aufgrund der Besonderheiten der Umlaufbahn (das Argument der Perigäumsbreite lag in der nördlichen Hemisphäre) war die Nutzung dieses Gebiets jedoch nicht möglich. Ich musste nach einem Gebiet auf der Nordhalbkugel suchen. Es gab keinen besseren Ort zwischen der Westküste der Vereinigten Staaten und Japan, daher wurde beschlossen, die Express dort zu versenken.

Außerdem wurde ein Reservebereich für die Versicherung ausgewählt (im Bild kleiner). Um die Möglichkeit einer Satellitenüberschwemmung in diesen Gebieten zu rechtfertigen, wurden Fallbahnen für verschiedene Zeiträume berechnet. Wie aus der Abbildung hervorgeht, erfüllten sie alle die Bedingung, in einen bestimmten Bereich zu fallen.

Operative Arbeit

Als nächstes kam der interessanteste Teil – die direkte Umsetzung. Ich möchte gleich sagen, dass die gesamte Steuerung des Satelliten vom Kontrollzentrum in Toulouse aus erfolgte und alle Arbeiten gemeinsam mit französischen Kollegen durchgeführt wurden. Das genehmigte Überflutungsschema ist in der Abbildung dargestellt.

Lassen Sie mich das kurz erklären: Um ein Raumschiff aus einer stark elliptischen Umlaufbahn zu bringen, muss es im Apogäum abgebremst werden, während das Perigäum abnimmt und das Raumschiff in die dichten Schichten der Atmosphäre eindringt. Da in diesem Fall der Schub der Triebwerke des Satelliten es nicht ermöglichte, den Bremsimpuls schnell genug zu verarbeiten, wurde ein Schema gewählt, bei dem der Satellit mitten im Betrieb des Antriebssystems den Höhepunkt der Umlaufbahn erreichte. Dadurch war es möglich, den Bremsimpuls mit maximaler Effizienz auszuarbeiten.

Um die Zuverlässigkeit zu erhöhen, versuchen sie, dynamische Operationen an Raumfahrzeugen innerhalb der Funksichtzone von Bodenstationen durchzuführen. Da der Motor nicht über russischem Territorium eingeschaltet wurde und die inländische Orbitalkonstellation von Relaissatelliten nicht so gut entwickelt ist, war es notwendig, Partner-Bodenstationen in Uralla (Australien) und Peking (China) zu nutzen. Nach ihren Angaben vom 25. März 2012. Zu den geschätzten Zeiten wurde der Motor ein- und ausgeschaltet. Anschließend wurden Berechnungen durchgeführt, die die Überflutung des Satelliten in einem bestimmten Gebiet bestätigten.

Abschluss

In diesem Entwicklungsstadium der Raumfahrttechnik ist es nicht möglich, mit jedem Gerät im Falle einer Notsituation beim Start etwas zu unternehmen. Dies ist vor allem auf die hohen Kosten für jedes in den Orbit geschossene Kilogramm zurückzuführen. Um beispielsweise die Betriebszeit von Satelliten im geostationären Orbit zu erhöhen, werden auf ihnen elektrische Raketenantriebe installiert, die über einen sehr geringen Schub verfügen. Bei einem Unfall mit einem Satelliten mit solchen Triebwerken ist weder der Übergang in eine sichere Umlaufbahn noch dessen Überschwemmung möglich.

Bei einem Treffen mit französischen Satellitenherstellern bekundeten sie Interesse an weiteren Untersuchungen zu den Möglichkeiten, ungewöhnliche Situationen beim Start abzuwehren. Derzeit wird daran gearbeitet, die Möglichkeit des zusätzlichen Einbaus von Triebwerken, die Entwicklung des Orientierungssystems und vieler anderer Komponenten des Satelliten zu untersuchen. Vielleicht werden Satelliten in naher Zukunft mit Geräten ausgestattet, die im Falle eines Notstarts autonom Entscheidungen über ihr weiteres Vorgehen treffen können.

Natürlich ist es unmöglich, alle Merkmale der Rückkehr von Raumfahrzeugen zur Erde in einem Artikel zusammenzufassen, aber zunächst einmal denke ich, dass es ausreicht.

Kehren wir noch einmal kurz zum Projekt Nr. 7 „Superskyscraper“ zurück. Stellen wir uns vor, wir befinden uns in unserem Super-Wolkenkratzer in großer Höhe H> 35,9·10 3 km über der Erdoberfläche, das heißt wir stehen kopfüber an der Decke. Es ist klar, dass wir an derselben Decke problemlos dieselbe massive Kugel platzieren können, von der der Baron spricht. Wenn wir diesen Ball nun mit einem leichten und starken Kabel am Boden festbinden, dann Das Kabel wird gespannt sein(Abb. 8.1). Das heißt, der Ball wird das „Verlangen“ haben, auf die Decke zu fallen, auf der wir stehen.

Wenn wir nun das Ende des Kabels aus dem Fenster werfen, sodass sein unteres Ende den Boden erreicht, und das Ende des Kabels in Bodennähe befestigen, dann zieht die Kugel das gesamte Kabel (wenn natürlich die Masse des Kabels). ist deutlich kleiner als die Masse des Balls).

Jetzt werden wir den Satelliten, den wir in die Umlaufbahn bringen wollen, am unteren Ende des Kabels befestigen und die Decke, auf der die Kugel steht, vorsichtig verschieben. Dann beginnt der Ball von selbst aufzusteigen (!) und trägt den unten festgebundenen Satelliten mit sich. Und wohlgemerkt, wir scheinen unserem Ball keine Energie von außen zuzuführen!

Warten wir, bis unser Satellit die Höhe erreicht hat H= 35,9·10 3 km (in dieser Höhe befinden sich die Körper in Schwerelosigkeit), stoppen wir es, trennen es vom Kabel und... stoßen wir es mit einem leichten Druck vorsichtig aus dem Fenster. Und unser Satellit wird sofort zu einem echten Erdtrabanten, der sich auf der sogenannten geostationären Umlaufbahn bewegt: Er rotiert mit einer Umlaufdauer von 24 Stunden um den Mittelpunkt der Erde und bleibt gleichzeitig sozusagen „hängen“. ” immer über dem gleichen Punkt auf der Erdoberfläche.

Beachten Sie, dass sich dieser Satellit aus physikalischer Sicht nicht von einem Bewohner unterscheidet, der in seiner hoch gelegenen Wohnung zwischen Boden und Decke hängt H= 35,9·10 3 km über der Erdoberfläche! Also in der Theorie Der Plan des Barons ist absolut richtig.

Beantworten wir nun die Fragen seiner Gegner.

Der Ingenieur fragt sich, wie hoch unser Turm sein soll. Es ist klar, dass sie deutlich über 35,9·10 3 km liegt. Und je höher, desto besser. Denn je größer der Abstand der Kugel zum Erdmittelpunkt ist, desto stärker ist der Zentrifugaleffekt!

Der Geschäftsmann ist sehr optimistisch, dass dieser Turm beim Start von Weltraumraketen viel Geld sparen wird. Er hat sicherlich Recht, aber mit einer kleinen Einschränkung: Die Einsparungen beginnen Nachdem wie der Turm gebaut wird und bis dahin - nur reine Ausgaben. Es gibt Grund zu der Annahme, dass ein solcher Bau ein ziemlich kostspieliges Unterfangen ist.

Der schwerwiegendste Einwand wurde vom Professor geäußert: Er glaubt, dass es sich bei dem vorgeschlagenen Projekt um ein Projekt für ein weiteres Perpetuum Mobile handelt, das Arbeit leistet, ohne Energie zu verbrauchen. Und die Tatsache, dass es ein Perpetuum Mobile gibt, widerspricht dem Energieerhaltungssatz!

Der Professor hat Recht: Ein Perpetuum Mobile ist grundsätzlich unmöglich, das vorgeschlagene Modell jedoch schon Nicht Perpetuum Mobile. Tatsächlich erfolgt der Aufstieg der Kugel aufgrund des Zentrifugaleffekts aufgrund der Energie der Erdrotation. Das heißt, je höher die Kugel auf unserem Turm steigt, desto langsamer dreht sich die Erde um ihre Achse! Lass es uns beweisen.

Um ein Raumschiff in die Umlaufbahn zu bringen, muss die Trägerrakete ihm an bestimmten Koordinaten des Flugendes eine ganz bestimmte Geschwindigkeit verleihen, sowohl in der Größe als auch in der Richtung. Dafür sorgt das Startprogramm, dessen Flug durch Einwirkung der Steuerelemente auf die Trägerrakete erfolgt. Der Weg, den die Trägerrakete beim Start eines Raumfahrzeugs in die Umlaufbahn zurücklegt, wird Flugbahn genannt (Abb. 3.14) und ist durch aktive und passive Abschnitte gekennzeichnet. Die aktive Phase des Fluges ist der Flug der Stufen der Trägerrakete bei laufendem Motor, die passive Phase ist der Flug der verbrauchten Raketeneinheiten nach ihrer Trennung von der Trägerrakete. Es ist auch möglich, dass die Trägerrakete im sogenannten Pulse-Modus, also mit Unterbrechungen des Triebwerksbetriebs, fliegt.

Reis. 3.14. Flugbahn der Trägerrakete:

1 - Erde; 2 - vertikales Flugsegment; 3 - aktive Phase des ersten Etappenfluges;

4 - aktive Phase des 2. Etappenfluges; 5 - aktive Phase des Fluges der Stufe III;

6 - Umlaufbahn des Raumfahrzeugs; 7 - passive Flugphase der Raketeneinheit der zweiten Stufe;

8 - passive Flugphase der Raketeneinheit der ersten Stufe; 9 - lokaler Horizont;

10 - Richtung des Erdradius

Die vertikal startende Trägerrakete betritt dann einen gekrümmten Abschnitt der Flugbahn, der eine allmähliche Abnahme des Neigungswinkels ihrer Achse relativ zum lokalen Horizont gewährleistet. Um den Geschwindigkeitsverlust der Trägerrakete durch den Luftwiderstand zu verringern, ist es wünschenswert, dass sie möglichst schnell die dichten Schichten der Atmosphäre durchquert und ihre Flugbahn erst nach Verlassen dieser Schichten näher an die Horizontale bringt. In dichten Schichten der Atmosphäre bewegt sich die Trägerrakete in der Regel auf einer Flugbahn nahe der Flugbahn ohne Auftrieb, wodurch die Belastungen durch aerodynamische Kräfte bei hohen Anstellwinkeln auf ihren Körper reduziert werden.

Eine der Hauptfragen im Zusammenhang mit der Flugbahn ist die Frage ihrer Optimierung, d. h. der Bestimmung einer Flugbahn, entlang der das Optimalitätskriterium (Orbithöhe, Nutzlastgröße usw.) seinen maximalen (minimalen) Wert erreicht. In diesem Fall werden normalerweise zwei Probleme gelöst: Das erste besteht darin, die optimale Flugbahn der Trägerrakete mit ihren bekannten Parametern zu bestimmen, und das zweite darin, die Parameter der Trägerrakete mit bekannten Anforderungen an ihre Flugbahn zu bestimmen, d. h. das optimale Designproblem.

In der Regel verleihen Trägerraketen dem Raumfahrzeug nur die erste Fluchtgeschwindigkeit und befördern es entweder auf eine kreisförmige oder elliptische Umlaufbahn. Das Erreichen der zweiten und dritten kosmischen Geschwindigkeit ist aufgrund der Energie des Raumfahrzeugs selbst rentabler, in diesem Fall ausgehend von der Referenzumlaufbahn des Satelliten.

Parameter, die die Endgeschwindigkeit der Trägerrakete bestimmen. Im allgemeinen Fall ist die Bewegung einer Trägerrakete durch ein ziemlich komplexes Gleichungssystem gekennzeichnet (Appazov R.F., Lavrov S., S., Mishin V.P. Ballistics of long-range-lenkraketen. M., Nauka, 1966), eins Davon können unter Berücksichtigung nur der Hauptkräfte, die im Flug auf die Trägerrakete einwirken, in das Formular geschrieben werden

, (3.1)

Wo V- Geschwindigkeit der Trägerrakete;

τ - Flugzeit;

R- Motorschub;

X- Luftwiderstandskraft;

M- aktuelle Masse der Trägerrakete (Masse zu einem bestimmten Zeitpunkt);

G- Erdbeschleunigung;

θ - der Neigungswinkel der Tangente an die Flugbahn relativ zum Horizont.

Um die Parameter zu identifizieren, die die Endgeschwindigkeit der Trägerrakete bestimmen, verwenden wir Transformationen der Gleichung (3.1), nach denen die Endgeschwindigkeit der Trägerrakete ermittelt wird

Wo ; (3.3)

; (3.4)

– relative Masse der Trägerrakete – dimensionsloser Koeffizient, der ihre aktuelle Masse charakterisiert; M 0 und T– Startmasse bzw. aktuelle Masse der Trägerrakete; – Mittelteillast – Startgewicht pro Flächeneinheit des maximalen Querschnitts der Trägerrakete; S m – Mittelteilbereich; und – spezifischer Impuls des Raketentriebwerks auf Meereshöhe bzw. im Vakuum; – dimensionsloser Koeffizient, der das Schub-Gewichts-Verhältnis der Trägerrakete charakterisiert; P 0 – Startschub (auf Meereshöhe) der Trägerrakete; – Geschwindigkeitsdruck; V– aktuelle Geschwindigkeit der Trägerrakete; R 0 – Atmosphärendruck auf Meereshöhe; ρ Und R– aktuelle Dichte und Druck der Atmosphäre am Standort der Trägerrakete zu einem bestimmten Zeitpunkt; C X ist der dimensionslose Koeffizient der aerodynamischen Widerstandskraft.

Aus den Gleichungen (3.2) – (3.5) folgt, dass die Endgeschwindigkeit der Trägerrakete durch Konstruktions- und Energieparameter bestimmt wird: relative Endmasse μ k, spezifischer Impuls des Motors und Schub-Gewichts-Verhältnis der Trägerrakete, gekennzeichnet durch den Wert ν 0, eine durch die Werte gekennzeichnete aerodynamische Konfiguration R m und MIT X und Flugbahnparameter (Programm zum Ändern des Winkels). θ , Änderung des Geschwindigkeitsdrucks Q und Umgebungsdruck R nach Flugzeit). Relative Endmasse der Trägerrakete

, (3.6)

Wo M pg – Nutzlastmasse; M kon – Masse der Strukturelemente des Trägerkörpers und seiner Systeme; M dann ist die Masse der Kraftstoffrückstände; M g – Masse der Ladungsgase; M 0 – Masse der Trägerrakete.

Größe μ k wird durch die Perfektion des Designs des Körpers, der Baugruppen und Systeme der Trägerrakete sowie durch die Perfektion des Motors und des Kraftstoffsystems bestimmt, die die Menge der Kraftstoffrückstände und die Endmasse der unter Druck stehenden Gase der Trägerrakete bestimmen Treibstofftanks. Die Perfektion des Designs des Körpers, der Baugruppen und Systeme hängt von den Fähigkeiten des Designers, dem gewählten Layoutschema, der Entwicklung der Materialwissenschaften und der Höhe der Belastungen ab, die durch den Optimierungsgrad der Flugbahn bestimmt werden.

Je kleiner der Wert μ Darüber hinaus steigt die Geschwindigkeit, die die Trägerrakete am Ende ihres Fluges erreicht.

Der spezifische Impuls des Motors hängt von der Art des Antriebssystems (Feststoffraketenmotor, Flüssigtreibstoffraketenmotor, Kernraketenmotor), den Treibstoffkomponenten (Arbeitsflüssigkeit) und dem Entwicklungsstand des Motorenbaus ab. Letzteres zeichnet sich durch die Perfektion des Motordesigns (das Vorhandensein oder Fehlen unproduktiver Verluste an Kraftstoffkomponenten), die Perfektion der Kraftstoffverbrennungsprozesse und den Grad der Expansion der Verbrennungsprodukte aus. Je höher der motorspezifische Impuls, desto länger ist die Endgeschwindigkeit der Trägerrakete.

Das Schub-Gewichts-Verhältnis der Trägerrakete hat einen doppelten Einfluss auf den Wert der Endgeschwindigkeit. Seine Erhöhung führt zu einer Verkürzung der Flugzeit und einer Erhöhung der Durchgangsgeschwindigkeit dichter Schichten der Atmosphäre (Erhöhung des Geschwindigkeitsdrucks), einer Verringerung der Kosten und Energie zur Überwindung der Schwerkraft und einer Erhöhung der Überwindung der Kräfte von aerodynamischer Widerstand. Gleichzeitig nehmen die auf die Trägerrakete wirkenden Belastungen zu, was zu einer Erhöhung ihrer Endmasse führt. Die Komplexität des Einflusses des Schub-Gewichts-Verhältnisses einer Trägerrakete auf den Wert ihrer Endgeschwindigkeit für ein bestimmtes Design führt dazu, dass eine gemeinsame Optimierung der Parameter der Trägerrakete und ihrer Flugbahn erforderlich ist.

Der Einfluss der aerodynamischen Konfiguration der Trägerrakete auf ihre Endgeschwindigkeit wird durch die Belastung des Mittelteils bestimmt R m und Luftwiderstandsbeiwert MIT X, mit dem Koeffizienten MIT X ist ein direkter Indikator für die Perfektion der aerodynamischen Konfiguration und R m - indirekt, wenn auch visueller. Die Perfektion des aerodynamischen Layouts einfacher Layoutschemata (Monoblock, ohne viele über die Karosseriekonturen hinausragende Elemente, mit einer begrenzten Anzahl von Motoren usw.) wird durch den Wert recht gut charakterisiert R m und die aerodynamische Perfektion komplexerer Layoutschemata - durch den Koeffizienten MIT X. Aerodynamische Perfektion kann durch einen dimensionslosen Koeffizienten charakterisiert werden

wo ist die relative Masse der Nutzlast bei einer beliebigen Belastung des Mittelteils;

μ pg 10.000 – relative Nutzlastmasse bei R m = 10.000 kgf/m.

Pläne zum Start eines Raumfahrzeugs in die Umlaufbahn.

Die erforderliche Geschwindigkeit, um ein Raumschiff auf eine kreisförmige Umlaufbahn im zentralen Gravitationsfeld der Erde zu bringen, wird durch die Formel bestimmt:

Wo G= 9,81 m/s2 – Beschleunigung im freien Fall; R = 6.371 km – der durchschnittliche Radius der Erde; H ist die Höhe der Umlaufbahn des Raumfahrzeugs über der Erdoberfläche.

Der Wert dieser Geschwindigkeit bei H=0 wird als erste kosmische Geschwindigkeit bezeichnet (~ 7.900 m/s). Für eine niedrige kreisförmige Umlaufbahn H=200 km (Basisorbit) beträgt die Geschwindigkeit des Raumfahrzeugs 7.791 m/s, für eine geostationäre Umlaufbahn H=35.809 km – 3.076 m/s.

Für elliptische Umlaufbahnen Endgeschwindigkeiten Väh = 7.900…11.200 m/s. Aus energetischer Sicht ist der Parabelflug eines Raumfahrzeugs durch die sogenannte zweite Fluchtgeschwindigkeit gekennzeichnet, gleich V p ≈ 11.200 m/s, wodurch Sie die Schwerkraft überwinden können. Eine Bewegung entlang einer Parabel relativ zur Erde ist nur möglich, wenn außer der Schwerkraft keine anderen Einflusskräfte wirken.

Hyperbolische Bahnen werden durch Geschwindigkeiten charakterisiert V g > 11.200 m/s, einschließlich der dritten Fluchtgeschwindigkeit ( V g ≈ 16.700 m/s) ist die niedrigste Anfangsgeschwindigkeit, mit der das Raumschiff nicht nur die irdische, sondern auch die solare Schwerkraft überwinden und das Sonnensystem verlassen kann.

Es ist zu berücksichtigen, dass die Trägerrakete mit dem Raumschiff aufgrund der Erdrotation eine bestimmte Anfangsgeschwindigkeit erreicht, die beim Start in östlicher Richtung am Äquator 465 m/s und am Äquator 465 m/s beträgt Breitengrad des russischen Kosmodroms Plesetsk - 210 m/s.

In der Praxis werden verschiedene Methoden zum Starten eines Raumfahrzeugs in die Umlaufbahn implementiert, von denen jedes viele Parameter beeinflusst, wie z. B. die erforderliche Energie, das Schubänderungsprogramm, die Parameter der Trägerraketenstufen, die Startdauer und die Sichtbedingungen die Startplätze von bestimmten Punkten und anderen. Die Hauptanforderung bei der Wahl der Absaugart bleibt jedoch die Forderung nach Energieminimierung. Es gibt drei Hauptarten der Ausgabe:

− Vollaktiver Ausgang (Direktausgang);

− ballistische Leistung;

− elliptische Ausgabe (mit oder ohne Bewegungsabschnitt entlang einer kreisförmigen Perigäumbahn mit einem Radius, der dem Perigäumabstand der Transferbahn entspricht).

Beim direkten Einsetzen gibt es nur einen aktiven Abschnitt, dessen Bewegungsparameter am Ende mit den erforderlichen Orbitalparametern der Bewegung des Raumfahrzeugs übereinstimmen müssen. Diese Abtriebsart ist im Vergleich zu den beiden nachfolgenden Abtriebsarten weniger wirtschaftlich, da mit zunehmender Dauer der aktiven Strecke der Energieverbrauch zur Überwindung der Gravitationskräfte zunimmt. Bei dieser Methode ist es ratsam, Raumfahrzeuge nur in niedrige Umlaufbahnen (bis zu 400 km) zu starten. In diesem Fall wird die Auswahl des optimalen Bewegungsprogramms der Trägerrakete, das einen minimalen Energieverbrauch gewährleistet, wichtig.

Bei der ballistischen Inferenz werden Flugbahnen ähnlich denen von Interkontinentalraketen realisiert, bei denen es sich um Bögen elliptischer Flugbahnen im zentralen Gravitationsfeld handelt. In diesem Fall muss die Spitze der elliptischen Flugbahn die Umlaufbahn berühren, in die das Raumschiff gestartet wird. Am oberen Ende der Flugbahn des Raumfahrzeugs wird ein zusätzlicher Impuls auf die erforderliche Umlaufgeschwindigkeit übertragen (zweiter aktiver Abschnitt). Diese Methode hat im Vergleich zu anderen folgende Eigenschaften: kürzere Flugzeit, direkte Sicht beim Einsetzen, günstigere Bedingungen für die Rettung einzelner Stufen der Trägerrakete. Die Grenze der Höhen, für die die ballistische Leistungsart aus Sicht des Energieverbrauchs akzeptabler ist, liegt bei etwa 1.000 km.

Bei einem elliptischen Start wird das Raumschiff zunächst in eine kreisförmige Umlaufbahn in geringer Höhe (180...200 km) gebracht, in der es (sofort oder nach einiger Zeit) auf die Perigäumsgeschwindigkeit der Übergangsellipse (Hohmann-Flugbahn) beschleunigt. An dessen Höhepunkt beschleunigt das Raumschiff beim Berühren der vorgegebenen Umlaufbahn auf die erforderliche Umlaufgeschwindigkeit.

Die geostationäre Umlaufbahn (GSO), die sich in der Äquatorebene in einer Höhe von 35.809 km über der Erdoberfläche befindet, wird häufig in der Raumfahrt eingesetzt. Die Neigung und Exzentrizität dieser Umlaufbahn sind Null, die Bewegung erfolgt in östlicher Richtung mit einer Periode, die der täglichen Erdrotation entspricht (23 Stunden 56 Minuten 4 Sekunden).

Aus energetischer Sicht ist es am vorteilhaftesten, ein Raumschiff von Startrampen am Äquator in eine geostationäre Umlaufbahn zu bringen. Der Start eines Raumfahrzeugs in eine geostationäre Umlaufbahn von russischen Kosmodromen aus ist komplexer, da eine zusätzliche Änderung der Ebene der Umlaufbahn des Raumfahrzeugs erforderlich ist. Dieses energieintensive Manöver wird in der Regel mit Hilfe spezieller, immer wieder eingeschalteter Stufen der Trägerrakete – Oberstufen (UR) – durchgeführt. In diesem Fall werden Injektionsmethoden verwendet, einschließlich passiver Abschnitte und Referenzbahnen. Gegenwärtig haben Zwei- und Dreipuls-Startschemata praktische Anwendung gefunden, um Raumfahrzeuge in eine geostationäre Umlaufbahn zu bringen und das Gravitationsfeld des Mondes zum Drehen der Umlaufbahnebene zu nutzen. Oberstufen werden auch verwendet, um Raumfahrzeuge auf interplanetare Flugbahnen zu bringen.

Beim Start eines Satelliten in die Umlaufbahn verleiht die Trägerrakete ihre Anfangsgeschwindigkeit üblicherweise nach Durchquerung der dichten Schichten der Atmosphäre in einer Höhe von mindestens 140 km. Sobald die erforderliche Umlaufgeschwindigkeit erreicht ist, wird der Motor der letzten Stufe der Trägerrakete abgeschaltet. Darüber hinaus können von dieser Stufe ein oder mehrere künstliche Satelliten für unterschiedliche Zwecke abgetrennt werden. Im Moment der Trennung gewinnt der Satellit eine kleine zusätzliche Geschwindigkeit. Daher unterscheiden sich die anfänglichen Umlaufbahnen des Satelliten und die letzte Stufe der Trägerrakete immer etwas voneinander.

Neben einem oder mehreren Satelliten mit der einen oder anderen Ausrüstung und der letzten Stufe der Trägerrakete werden in der Regel auch einige Teile in enge Umlaufbahnen geschossen, beispielsweise Teile des Nasenkegels, der den Satelliten beim Durchqueren dichter Schichten der Atmosphäre schützt , usw.

Im Prinzip kann der Startpunkt der Bewegung des Satelliten an jedem Punkt seiner Umlaufbahn liegen, aber die charakteristische Geschwindigkeit der Trägerrakete wird minimal sein, wenn das aktive Segment in der Nähe des Perigäums endet. Wenn sich das Perigäum in der Nähe dichter Schichten der Atmosphäre befindet, ist es besonders wichtig, dass die Geschwindigkeit, die der Satellit bei der Beschleunigung erreicht, einen bestimmten Wert nicht unterschreitet und dass seine Richtung minimal von der Horizontalen abweicht (Abb. 3.15, a , B). Andernfalls dringt der Satellit in die dichten Schichten der Atmosphäre ein, ohne auch nur eine Umdrehung zu vollenden.

Wenn die geplante Umlaufbahn hoch genug liegt, drohen kleine Fehler nicht mit der Zerstörung des Satelliten, aber aufgrund dieser Fehler kann die resultierende Umlaufbahn, selbst wenn sie die dichten Schichten der Atmosphäre nicht durchquert, für die beabsichtigte wissenschaftliche Arbeit ungeeignet sein Zwecke. Der Orbitalinsertionsabschnitt umfasst typischerweise ein oder mehrere passive Intervalle. Bei einem hohen Perigäum der Umlaufbahn, in die der Satellit gestartet wird, kann die passive Phase des Starts mehr als 10.000 km lang sein. Die Startbahn, die im Allgemeinen eine räumliche ist

Kurve, die sich in der Nähe der Ebene der Umlaufbahn des Satelliten befindet. Erfolgt der Start genau in östlicher Richtung, dann ist die Neigung der Orbitalebene gleich der Breite des Startplatzes. In diesem Fall berührt die Orbitalebene die Parallele. In allen anderen Fällen darf die Orbitalneigung nur größer als die Breite des Kosmodroms sein (insbesondere beim Start in westlicher Richtung, wenn die Orbitalebene auch die Parallele des Kosmodroms berührt, muss die Neigung größer als 90° sein). . Die Orbitalneigung kann nur dann geringer sein als der Breitengrad des Startplatzes, wenn ein Manöver zum Wechsel der Orbitalebene nach dem Start vorgesehen ist.

Methoden zum Starten eines Satelliten in die Umlaufbahn sind in Abb. dargestellt. 3.16.

In der aktiven Phase kann sich ein Satellit von der Trägerrakete trennen, noch bevor die letzte Stufe abgeschaltet wird. Nach dem Ausschalten kann es sein, dass sich der zweite Satellit trennt. Offensichtlich werden die Umlaufbahnen der beiden Satelliten unterschiedlich sein, aber ihre Perigäumshöhen werden sich kaum unterscheiden, da die letzte Stufe bei der zusätzlichen Beschleunigung nicht zu hoch steigen konnte. Apogäume können auf unterschiedlichen Höhen liegen, da bereits eine kleine Erhöhung der Anfangsgeschwindigkeit den Apogäum stark anhebt.

Die Trennung zweier Satelliten während der aktiven Phase des letzten Etappenfluges erfolgte erstmals am 30. Januar 1964. Gleichzeitig wurde der sowjetische Satellit Elektron-1 mit einer Perigäumshöhe von 406 km und einer Apogäumshöhe in die Umlaufbahn gebracht von 7.145 km und der Satellit Elektron-2 - mit Höhen von 457 km bzw. 68.000 km. Die Wahl der Umlaufbahnen wurde durch die Ziele des Starts bestimmt – die Untersuchung der inneren und äußeren Teile des Strahlungsgürtels.

In Fällen, in denen die beabsichtigte Umlaufbahn des Satelliten in großer Höhe kreisförmig oder elliptisch mit hohem Perigäum oder elliptisch mit niedrigem Perigäum, aber mit einem Apogäum in einer bestimmten Region des Weltraums ist, kann es erforderlich sein, den Satelliten vorab zu injizieren in eine niedrige Zwischenbahn. Dafür sind zusätzliche Impulse erforderlich, die von der Oberstufe der Rakete oder dem Bordtriebwerk des Satelliten geliefert werden.

Nehmen wir an, dass wir mit einem Kosmodrom am Punkt A (Abb. 3.17) den Satelliten auf eine elliptische Umlaufbahn mit einem Apogäum über Punkt A bringen wollen. Nachdem wir den Satelliten am Punkt B auf eine Kreisgeschwindigkeit beschleunigt haben, werden wir ihn platzieren in eine niedrige Zwischenbahn 1. Wenn wir nun sagen, dass der Satellit am Punkt C seine Geschwindigkeit erhöht, indem er das Triebwerk einer neuen Stufe einschaltet oder auf der vorherigen Stufe wieder einschaltet, bewegt sich der Satellit auf eine elliptische Umlaufbahn mit einem Apogäum über A Eine ähnliche Technik wird beim Start sowjetischer Kommunikationssatelliten vom Typ Molnija verwendet, deren Höhepunkt in einer Höhe von etwa 40.000 km sicher über der Nordhalbkugel liegen sollte (aber natürlich nicht unbedingt über dem Kosmodrom). Die Schwierigkeit eines solchen Starts besteht darin, dass Punkt C außerhalb der Funksichtzone von Tracking-Radarstationen liegt.

Wenn am Höhepunkt der elliptischen Umlaufbahn eine weitere Geschwindigkeitserhöhung erfolgt, kann der Satellit auf eine neue Umlaufbahn überführt werden. Wenn wir insbesondere die Geschwindigkeit am Punkt D auf die lokale Kreisgeschwindigkeit bringen, bewegt sich der Satellit auf die Kreisbahn 3. Wenn Punkt D auf einer Höhe von 35.800 km liegt, erhalten wir einen Tagessatelliten mit einer Umlaufgeschwindigkeit von 3,08 km/s, und wenn außerdem das Kosmodrom und die Umlaufbahn in der Äquatorialebene liegen, dann stationär. Wenn Punkt A nicht auf dem Äquator liegt, muss im Moment des Überquerens der Äquatorialebene die Position der Orbitalebene mit einem weiteren Impuls korrigiert werden. Die Position des Punktes C im Zwischenorbit 1 wird so gewählt, dass sich der stationäre Satellit über einem bestimmten Punkt des Äquators befindet. Aufgrund von Fehlern in der Umlaufzeit des Satelliten ist dies normalerweise nicht sofort möglich. Der Satellit beginnt langsam nach Osten oder Westen zu „driften“, und es sind zusätzliche Bahnkorrekturen erforderlich, um ihn über einem bestimmten Punkt zu stoppen und anschließend die unvermeidlichen Störungen auszugleichen. Schließlich kann am Apogäum der Zwischenbahn 2 (nicht unbedingt in einer Höhe von 35.800 km) die lokale Kreisgeschwindigkeit mit einem Bordtriebwerk überschritten werden, und dann wird Punkt D zum Perigäum einer neuen elliptischen Umlaufbahn 4. Auf diese Weise , Satelliten werden in elliptische Umlaufbahnen mit hohen Perigäumen geschossen. Ein Beispiel ist der amerikanische Kommunikationssatellit Relay-2, der am 21. Januar 1964 in eine Umlaufbahn mit einem Perigäum in einer Höhe von 2.091 km und einem Apogäum in einer Höhe von 7.411 km gestartet wurde.

Es ist merkwürdig, dass es mit zwei Zwischenbahnen 1 und 2 (Abb. 3.17) möglich ist, mit einer Trägerrakete zwei Satelliten in dieselbe kreisförmige Umlaufbahn (oder fast dieselbe) zu bringen, sodass sie sich gleichzeitig in zwei signifikanten Umlaufbahnen befinden verschiedene Punkte dieser Umlaufbahn. Dazu reicht es aus, nach dem Start eines Satelliten in die Umlaufbahn 3 am Punkt D den zweiten Satelliten eine ganze Umdrehung entlang der Umlaufbahn 2 vollenden zu lassen, damit er, wenn er wieder das Apogäum D erreicht, schließlich in die Umlaufbahn 3 gebracht wird Sie können die Umlaufperioden der Umlaufbahnen 2 und 3 so wählen, dass sich beide Satelliten entlang des Umlaufbogens in einem bestimmten Abstand voneinander befinden (im Prinzip sogar an den Enden mit demselben Durchmesser). So in den USA 1963, 1964, 1965 und 1967. Vier Paare von Vela-Hotel-Inspektionssatelliten (zur Erkennung nuklearer Explosionen im Weltraum) wurden in kreisförmigen Umlaufbahnen in einer Höhe von etwa 100.000 km gestartet, wobei ein Satellit des Paares 130–140° vor dem anderen war. Bei allen Starts blieb ein dritter, wissenschaftlicher Satellit, im Zwischenorbit 2.

Der Vorgang des Starts eines künstlichen Satelliten in eine stationäre Umlaufbahn (Abb. 3.18) lässt sich Schritt für Schritt wie folgt darstellen (Abb. 3.18, a):

– Start von einer Startposition in der Nähe des Äquators in östlicher Richtung zu einer Halteumlaufbahn in einer Höhe von 185...250 km;

– Im Moment des Überquerens der Äquatorialebene wird der Satellit von der Wartebahn auf eine Zwischenbahn überführt, deren Apogäum mit der Höhe der synchronen Umlaufbahn übereinstimmt;

– Durchführung der notwendigen Orientierungsmanöver im Zwischenorbit, um das Einschalten des Apogäumstriebwerks vorzubereiten;

– nach Abschluss mehrerer Umlaufbahnen entlang der Transferbahn Übergang mit Hilfe des Apogäumstriebwerks auf eine nahezu kreisförmige Umlaufbahn;

– präzise Verschiebung des Satelliten zu einem Punkt über einem bestimmten Längengrad und Korrektur seiner Umlaufperiode und Umlaufexzentrizität; Überführung des Satelliten (falls erforderlich) vom Rotationsstabilisierungsmodus in den Dreiachsenstabilisierungsmodus und Einsatz von Sonnenkollektoren;

– periodische Korrektur der Orbitalparameter, um sicherzustellen, dass sich der Satellit über einem bestimmten Punkt auf der Erdoberfläche befindet.

Es ist möglich, Satelliten nach dem in Abb. dargestellten Schema in die Umlaufbahn zu bringen. 3,18, geb.

So wie Sitze in einem Theater unterschiedliche Perspektiven auf eine Aufführung bieten, bieten unterschiedliche Satellitenumlaufbahnen Perspektiven, jede mit einem anderen Zweck. Einige scheinen über einem Punkt auf der Oberfläche zu schweben und bieten einen ständigen Blick auf eine Seite der Erde, während andere unseren Planeten umkreisen und an einem Tag viele Orte überfliegen.

Arten von Umlaufbahnen

In welcher Höhe fliegen Satelliten? Es gibt drei Arten erdnaher Umlaufbahnen: hoch, mittel und niedrig. Auf der höchsten Ebene, am weitesten von der Oberfläche entfernt, befinden sich in der Regel viele Wetter- und einige Kommunikationssatelliten. Zu den im mittleren Erdorbit rotierenden Satelliten gehören Navigationssatelliten und spezielle Satelliten zur Überwachung einer bestimmten Region. Die meisten wissenschaftlichen Raumfahrzeuge, einschließlich der Flotte des Erdbeobachtungssystems der NASA, befinden sich in einer niedrigen Umlaufbahn.

Die Geschwindigkeit ihrer Bewegung hängt von der Flughöhe der Satelliten ab. Je näher man der Erde kommt, desto stärker wird die Schwerkraft und die Bewegung beschleunigt sich. Beispielsweise benötigt der Aqua-Satellit der NASA etwa 99 Minuten, um unseren Planeten in einer Höhe von etwa 705 km zu umkreisen, während ein meteorologisches Gerät, das sich 35.786 km von der Oberfläche entfernt befindet, 23 Stunden, 56 Minuten und 4 Sekunden benötigt. In einer Entfernung von 384.403 km vom Erdmittelpunkt vollendet der Mond in 28 Tagen eine Umdrehung.

Aerodynamisches Paradoxon

Eine Änderung der Flughöhe des Satelliten verändert auch seine Umlaufgeschwindigkeit. Hier liegt ein Paradoxon vor. Wenn ein Satellitenbetreiber seine Geschwindigkeit erhöhen möchte, kann er nicht einfach die Motoren anwerfen, um ihn zu beschleunigen. Dadurch wird die Umlaufbahn (und Höhe) vergrößert, was zu einer Verringerung der Geschwindigkeit führt. Stattdessen sollten die Motoren in die entgegengesetzte Richtung der Satellitenbewegung gezündet werden, was ein sich bewegendes Fahrzeug auf der Erde verlangsamen würde. Durch diese Aktion wird es nach unten bewegt, was eine höhere Geschwindigkeit ermöglicht.

Eigenschaften der Umlaufbahn

Neben der Höhe ist die Bahn eines Satelliten durch Exzentrizität und Neigung gekennzeichnet. Der erste bezieht sich auf die Form der Umlaufbahn. Ein Satellit mit geringer Exzentrizität bewegt sich auf einer nahezu kreisförmigen Flugbahn. Eine exzentrische Umlaufbahn hat die Form einer Ellipse. Die Entfernung des Raumfahrzeugs zur Erde hängt von seiner Position ab.

Die Neigung ist der Winkel der Umlaufbahn relativ zum Äquator. Ein Satellit, der direkt über dem Äquator kreist, hat keine Neigung. Überfliegt ein Raumschiff den Nord- und Südpol (geografisch, nicht magnetisch), beträgt seine Neigung 90°.

Alles in allem – Höhe, Exzentrizität und Neigung – bestimmen die Bewegung des Satelliten und wie die Erde aus seiner Sicht aussehen wird.

Hohe Erdnähe

Wenn der Satellit genau 42.164 km vom Erdmittelpunkt entfernt ist (ungefähr 36.000 km von der Oberfläche entfernt), betritt er eine Zone, in der seine Umlaufbahn der Rotation unseres Planeten entspricht. Da sich das Schiff mit der gleichen Geschwindigkeit wie die Erde bewegt, d. h. seine Umlaufzeit 24 Stunden beträgt, scheint es über einen einzigen Längengrad stationär zu bleiben, obwohl es von Norden nach Süden driften kann. Diese besondere hohe Umlaufbahn wird als geosynchron bezeichnet.

Der Satellit bewegt sich auf einer kreisförmigen Umlaufbahn direkt über dem Äquator (Exzentrizität und Inklination sind Null) und bleibt relativ zur Erde stationär. Es befindet sich immer über dem gleichen Punkt seiner Oberfläche.

Die Molniya-Umlaufbahn (Inklination 63,4°) wird zur Beobachtung in hohen Breiten genutzt. Geostationäre Satelliten sind an den Äquator gebunden und eignen sich daher nicht für Regionen im hohen Norden oder Süden. Diese Umlaufbahn ist ziemlich exzentrisch: Das Raumschiff bewegt sich in einer langgestreckten Ellipse, wobei sich die Erde nahe an einem Rand befindet. Da der Satellit durch die Schwerkraft beschleunigt wird, bewegt er sich in der Nähe unseres Planeten sehr schnell. Wenn es sich entfernt, verlangsamt sich seine Geschwindigkeit, sodass es mehr Zeit am oberen Ende seiner Umlaufbahn am erdfernsten Rand verbringt, dessen Entfernung bis zu 40.000 km betragen kann. Die Umlaufzeit beträgt 12 Stunden, allerdings verbringt der Satellit etwa zwei Drittel dieser Zeit auf einer Hemisphäre. Wie auf einer halbsynchronen Umlaufbahn folgt der Satellit alle 24 Stunden derselben Bahn und dient der Kommunikation im hohen Norden oder Süden.

Niedrig erdnah

Die meisten wissenschaftlichen Satelliten, viele meteorologische Satelliten und die Raumstation befinden sich in einer nahezu kreisförmigen erdnahen Umlaufbahn. Ihre Neigung hängt davon ab, was sie überwachen. TRMM wurde zur Überwachung von Niederschlägen in den Tropen ins Leben gerufen, daher weist es eine relativ geringe Neigung (35°) auf und bleibt nahe am Äquator.

Viele der Satelliten des NASA-Beobachtungssystems haben eine polarnahe Umlaufbahn mit hoher Neigung. Die Raumsonde umkreist die Erde in einem Zeitraum von 99 Minuten von Pol zu Pol. Die Hälfte der Zeit überquert er die Tagseite unseres Planeten und wendet sich am Pol zur Nachtseite.

Während sich der Satellit bewegt, dreht sich die Erde unter ihm. Wenn sich das Fahrzeug in den beleuchteten Bereich bewegt, befindet es sich über dem Bereich neben der Zone seiner letzten Umlaufbahn. Innerhalb von 24 Stunden decken die Polarsatelliten den größten Teil der Erde zweimal ab: einmal am Tag und einmal in der Nacht.

Sonnensynchrone Umlaufbahn

Genauso wie geosynchrone Satelliten sich über dem Äquator befinden müssen, damit sie über einem Punkt bleiben können, haben polar umlaufende Satelliten die Möglichkeit, an diesem Punkt zu bleiben. Ihre Umlaufbahn ist sonnensynchron – wenn die Raumsonde den Äquator überquert, ist die lokale Sonnenzeit immer dieselbe. Beispielsweise überquert der Terra-Satellit Brasilien immer um 10:30 Uhr. Die nächste Überfahrt 99 Minuten später über Ecuador oder Kolumbien erfolgt ebenfalls um 10:30 Uhr Ortszeit.

Eine sonnensynchrone Umlaufbahn ist für die Wissenschaft von entscheidender Bedeutung, da sie es ermöglicht, dass das Sonnenlicht auf der Erdoberfläche verbleibt, auch wenn es je nach Jahreszeit schwankt. Diese Konsistenz bedeutet, dass Wissenschaftler Bilder unseres Planeten aus derselben Jahreszeit über mehrere Jahre hinweg vergleichen können, ohne sich über zu große Lichtsprünge Sorgen machen zu müssen, die die Illusion einer Veränderung erzeugen könnten. Ohne eine sonnensynchrone Umlaufbahn wäre es schwierig, sie im Zeitverlauf zu verfolgen und die für die Untersuchung des Klimawandels erforderlichen Informationen zu sammeln.

Die Flugbahn des Satelliten ist hier sehr begrenzt. Bei einer Höhe von 100 km sollte die Umlaufbahn eine Neigung von 96° haben. Jede Abweichung ist inakzeptabel. Da der atmosphärische Widerstand und die Gravitationskraft von Sonne und Mond die Umlaufbahn der Raumsonde verändern, muss sie regelmäßig angepasst werden.

Injektion in die Umlaufbahn: Start

Der Start eines Satelliten erfordert Energie, deren Menge vom Standort des Startplatzes, der Höhe und der Neigung der zukünftigen Flugbahn seiner Bewegung abhängt. Um in eine entfernte Umlaufbahn zu gelangen, ist mehr Energie erforderlich. Satelliten mit einer erheblichen Neigung (z. B. Polarsatelliten) sind energieintensiver als solche, die den Äquator umkreisen. Das Einführen in eine Umlaufbahn mit geringer Neigung wird durch die Erdrotation unterstützt. bewegt sich in einem Winkel von 51,6397°. Dies ist notwendig, um es Raumfähren und russischen Raketen leichter zu erreichen. Die Höhe der ISS beträgt 337-430 km. Polarsatelliten hingegen erhalten keine Unterstützung durch den Erdimpuls und benötigen daher mehr Energie, um über die gleiche Distanz zu fliegen.

Einstellung

Sobald ein Satellit gestartet ist, müssen Anstrengungen unternommen werden, um ihn auf einer bestimmten Umlaufbahn zu halten. Da die Erde keine perfekte Kugel ist, ist ihre Schwerkraft an manchen Stellen stärker. Diese Unregelmäßigkeit verändert zusammen mit der Anziehungskraft von Sonne, Mond und Jupiter (dem massereichsten Planeten des Sonnensystems) die Neigung der Umlaufbahn. Im Laufe ihrer Lebensdauer wurden die GOES-Satelliten drei- oder viermal justiert. Die niedrig umlaufenden Raumfahrzeuge der NASA müssen ihre Neigung jährlich anpassen.

Darüber hinaus werden erdnahe Satelliten durch die Atmosphäre beeinflusst. Obwohl die obersten Schichten recht dünn sind, üben sie einen ausreichend starken Widerstand aus, um sie näher an die Erde heranzuziehen. Die Wirkung der Schwerkraft führt zur Beschleunigung von Satelliten. Mit der Zeit verglühen sie, steigen spiralförmig tiefer und schneller in die Atmosphäre ab oder fallen auf die Erde.

Der Luftwiderstand ist stärker, wenn die Sonne aktiv ist. So wie sich die Luft in einem Ballon ausdehnt und aufsteigt, wenn sie erhitzt wird, steigt die Atmosphäre auf und dehnt sich aus, wenn die Sonne ihr zusätzliche Energie gibt. Dünne Schichten der Atmosphäre steigen auf, an ihre Stelle treten dichtere Schichten. Daher müssen Satelliten, die die Erde umkreisen, etwa viermal im Jahr ihre Position ändern, um den Luftwiderstand auszugleichen. Bei maximaler Sonnenaktivität muss die Position des Geräts alle 2-3 Wochen angepasst werden.

Weltraummüll

Der dritte Grund, der eine Änderung der Umlaufbahn erzwingt, ist Weltraummüll. Einer der Kommunikationssatelliten von Iridium kollidierte mit einem nicht funktionierenden russischen Raumschiff. Sie stürzten ab und erzeugten eine Trümmerwolke, die aus mehr als 2.500 Teilen bestand. Jedes Element wurde der Datenbank hinzugefügt, die heute über 18.000 Objekte künstlichen Ursprungs umfasst.

Die NASA überwacht sorgfältig alles, was sich den Satelliten in den Weg stellt, da die Umlaufbahnen aufgrund von Weltraummüll bereits mehrmals geändert werden mussten.

Ingenieure überwachen die Position von Weltraumschrott und Satelliten, die die Bewegung stören könnten, und planen bei Bedarf sorgfältig Ausweichmanöver. Dasselbe Team plant und führt Manöver aus, um die Neigung und Höhe des Satelliten anzupassen.