Подскажите, пожалуйста, такую вещь:
Можно ли реально технически обеспечить, чтобы у околоземной эллиптической орбиты наклонением ~63.435°, типа как у спутников "Молния", угловое расстояние перигея не менялось, или, скажем так, оставалось в пределах 5, ну пусть 10 градусов в течение 3–5 лет?
Интересует более низкая орбита, чем у "Молнии": высота перигея ~600–700 км, апогея 8000 км.
Достаточно ли, и реально ли обеспечить при выведении точность наклонения в пределах 0.1–0.2 градуса?
Или всё равно нужны в дальнейшем коррекции орбиты?
Спасибо.
Вы видимо перепутали апогей с перигеем
ЦитироватьДмитрий Николаев пишет:
Вы видимо перепутали апогей с перигеем
Исправил.
ЦитироватьNotfound пишет:
/... реально ли обеспечить при выведении точность наклонения в пределах 0.1–0.2 градуса?
Реально. Рассчитывайте на 10 угл.сек.
Аналитическая формула регрессии аргумента перицентра орбиты устраивает своей точностью? Там учитывается только вторая зональная гармоника. Или нужно точнее? Если точнее, то только численно решать надо... И тогда тут нужно баллистический коэффициент КА, что бы посмотреть как будет "чиркать" по атмосфере и как это скажется.
ЦитироватьZOOR пишет:
Реально. Рассчитывайте на 10 угл.сек.
Спасибо. А это верно и при запуске без разгонного блока, возможно попутным, ракетой типа Днепр и т. п.?
ЦитироватьEchidna пишет:
Аналитическая формула регрессии аргумента перицентра орбиты устраивает своей точностью? Там учитывается только вторая зональная гармоника.
Я не знаю, в данном случае, устраивает она или нет.
При ошибке в наклонении >0.5–1° относительно "стабильного" 63.435° уже только эта формула даёт скорость поворота линии апсид >10 градусов/год, что нежелательно.
При ошибке в 0.1° по этой формуле "уход перигея" получается достаточно малым. Но, возможно, в этом случае надо и другие гармоники и влияние Солнца и Луны учесть?
Это если атмосферу пока не учитывать.
Следует тут понимать следующее:
1) ИМХО, на бумаге, гарантировать Вам эти точности вряд ли кто-то возьмется. Скажут, что будет "не хуже" тех же 0,1-0,2 градусов. Хотя на самом деле будет лучше. Но все себя страхуют и не будут загонять в рамки
2) Всегда и везде работает принцип - вначале отделяется основная полезная нагрузка, потом вспомогательная.
Следовательно, надо еще найти попутчика, кто собирается на такую орбиту лететь. А это ой как не просто. Поднимать Вам до 8000, при перицентре в 500 - я думаю никого не найдете, если с круговой. Они лучше возьмут других попутчиков. :-)
3) Точность будет зависеть, в конечном итоге, от длительности выведения и от количества включений, предшествующих отделению аппарата. Если летите целевым пуском прям на эту орбиту - точность будет максимальной. Если до этого будут "растаскивать" по орбитам еще другие аппараты - будет заметно хуже.
4) Днепр на такую орбиту вообще не потащит. Только Фрегат.
ИМХО, для такой орбиты Луна и Солнце будут меньше влиять, чем атмосфера на 500 км. Это не ГСО же :-)
ЦитироватьEchidna пишет:
чем атмосфера на 500 км
Высота перигея устроит 700 км, может и немного больше.
Я ответил на Ваш вопрос? :-)
Вряд ли кто-то поклянется кровью сделать Вам 10 угл.сек. Нужно понимание схемы выведения. Какой по счету вы будете аппарат.
Если Вам аналитическая формула дает уход больше 10 град за год, то численное моделирование покажет только еще хуже, ИМХО. Хотя это не более чем экспертная оценка и голову не дам на отсечение. Даже зуб не дам :-) Потому что еще больше возмущающих орбиту факторов будет, а следовательно наклонение все дальше будет от критического. Так, что бы все сложилось что бы стало лучше - это оптимистичный сценарий.
ЦитироватьEchidna пишет:
Я ответил на Ваш вопрос? :-)
Вряд ли кто-то поклянется кровью сделать Вам 10 угл.сек. Нужно понимание схемы выведения.
В части точности наклонения ответили, спасибо.
ЦитироватьEchidna пишет:
Если Вам аналитическая формула дает уход больше 10 град за год
Это при ошибке наклонения в >0.5 градусов она даёт уход >10 градусов/год.
При ошибке в 0.1 градусов формула даёт уход, соответственно, ~2 градуса/год, что вполне годится. Но тут как раз возникает вопрос, а насколько ухудшит ситуацию более сложное численное моделирование. Может быть такую задачу уже решал кто-то...
Любопытную орбиту Вы запрашиваете. Очень похоже на вариант развития O3b (http://personal.ee.surrey.ac.uk/Personal/L.Wood/publications/wood-elliptical-orbits-postprint.pdf):)
ЦитироватьNotfound пишет:
Я не знаю, в данном случае, устраивает она или нет.
При ошибке в наклонении >0.5–1° относительно "стабильного" 63.435° уже только эта формула даёт скорость поворота линии аспид >10 градусов/год, что нежелательно.
:D
Очепятка.
Задачу-то такую решали... Но не для Вашей орбиты и не для Вашего баллистического коэффициента.
Вот только что Вам даст ответ на форуме? Если вы потом на основании чей-то заметки тут собираетесь спроектировать систему - это страшно ))) А вдруг обманут? ))
Закажите расчет у авторитетной конторы.
ЦитироватьEchidna пишет:
Задачу-то такую решали...
Интересно бы знать затраты ХС на поддержание такой орбиты (ОТМ) в зависимости от ошибки наклонения
ЦитироватьEchidna пишет:
что Вам даст ответ на форуме?
Ну я пока предварительно интересуюсь.
The idea of HEO satellite constellation has been recently endorsed by the World Meteorological Organization ...
Thesis Writing ServiceThesis Writing Service (http://www.writeversity.com/)
Подскажите, а Союз-2.1в + РБ "Волга" закинут 200–300 кг на такую орбиту (перигей 700 км, апогей 8000 км, наклонение 63.435°)?
Вытянут. Даже полтонны должны вытянуть.
Так что готовьте 900 лямов, и будет Вам счастье
ЦитироватьNotfound пишет:
Подскажите, а Союз-2.1в + РБ "Волга" закинут 200–300 кг на такую орбиту (перигей 700 км, апогей 8000 км, наклонение 63.435°)?
И, кстати, Волга вам нужную точность наклонения обеспечит. :-)