Секретные спутники США на ГСО и ВЭО

[carlos]

Еще к вопросу об агромадных антеннах на спутниках РТР. Из кохлеровской статьи следует, что весь раздрай в NRO формально начался в середине 80-х именно из-за программы ИСЗ РТР с большой аппертурой. Стало быть - большущие антенны все-таки существовали? И вопрос в том - насколько они были велики?

[Старый]

Старый, Вам следует немного заняться орбитальной механикой.

Ну я пытаюсь в меру своих слабых сил...

Разворот плоскости действительно требует дополнительного запаса ХС, если предположить, что в обоих случаях после выведения сформирована орбита с одной и той же высотой апогея.

Чтото мне подсказывает что разворот наклонения всегда требует дополнительной ХС, если только он не производится в апогее высота которого равна бесконечности...
 Но что мы можем иметь в данном случае? Не переход же через бесконечность?

Но, очевидно, что так не бывает - кто ж зазря будет НЕДОГРУЖАТЬ топливо в РН или РБ?

Ну в данном случае параметры переходной орбиты вроде бы известны... А кто, кстати, говорит о недоливе топлива в ракету?

Ясно, что при наклонении 57 град можно достичь более высокого апогея с помощью только РН и РБ, чем при наклонении 62 град при тех же РН и РБ.

Это конечно ясно. Но далеко не всё так просто, потому что всегда имеются 2 вопроса:
1. Насколько больше?
2. А надо ли?
 То есть когда речь идёт о полёте с изменением наклонения то практически всегда запустить сразу на нужное наклонение оказывается энергетически выгоднее чем увеличивать апогей а потом ещё и разворачивать наклонение.
 Что у нас получается?
 Азимут при запуске с 28-й параллели на наклонение 57 равен примерно 38 град, а на наклонение 62 - примерно 32 градуса.
 омощь от вращения Земли составят соответственно 252 и 217 м/с. То есть запуская с Канаверала на наклонение 62 вместо 57 мы потеряем 35 м/с характеристической скорости.
 Если я конечно ничего не перепутал с арифметикой.

Далее, затраты на разворот плоскости меньше именно в апогее (т.е. как можно дальше от притягивающего центра). Поэтому высокий апогей вроде бы выгоден.  Но, есть одно но.

Ато! Выполняя разворот наклонения на 5 град над 57-й параллелью
 мы вынуждены будем (каким бы невероятным это ни казалось!) разворачивать вектор скорости космического аппарата вовсе не на 5 град а на целых 30 градусов! :shock:
 Если это апогей орбиты 200х40000 км то такой разворот потребует целых 750 м/с характеристической скорости! Сэкомили 35 м/с на запуске и потеряли в 20 раз больше на развороте!
 Впрочем даже если бы разворот наклонения производился над экватором и вектор скорости пришлось бы поварачивать всего на 5 град то и в этом идеальном случае пришлось бы потратить 130 м/с ХС. В 4 раза больше чем сэкономили на увеличении азимута запуска.
 Откуда я и делаю вывод что запускать сразу на нужное наклонение гораздо выгоднее чем потом разворачивать его.  

Коррекцию наклонения нужно проводить в восходящем (нисходящем) узле, чтобы при одной и той же ХС получить максимальное приращение. Именно так поступают американцы при выведении стационаров, формируя переходную орбиту с аргументом перигея 180 градусов - апогей попадает в восходящий узел.  В случае с ОТМ ситуация иная, т.к. значение аргумента перигея довольно жёстко задано. Поэтому совсем не очевидно, какая схема выведения будет более оптимальной с точки зрения затрат ХС - вывести сразу на целевое наклонение, а потом наращивать большую полуось, либо получить сразу максимально возможное значение большой полуоси, а потом доворачивать плоскость в апогее.

Ну, видите: вы и сами всё прекрасно понимаете.
 Ясно что самым оптимальным будет запуск сразу на наклонение в 62 градуса. Причём экономия ХС составит как минимум полкилометра в секунду. Это большая цифра которая существенно сказывается на ПН. Поэтому мне и показался странным такой способ выведения. Чтото тут не то. Либо спутник был слишком лёгким и можно было безболезненно добавить в него топлива на полкилометра в секунду ХС, либо прямой запуск на наклонение 62 град выполняется с какимито хитрыми финтами по облёту больших городов которые сжирают ХС, и дешавле уж потом крутиться на орбите нежели тут, над восточным побережьем.
 Но в принципе вроде бы и при прямом запуске на 63 град первая тысяча км трассы по любому идёт над океаном...

[Старый]

Как реально производились запуски на ОТМ через 57 град - вопрос интереснейший. Чтото мне интенсивно подсказывет что была применена оптимизация позволяющая реализовать импульс и на достаточно большой высоте и поближе к экватору. Именно поэтому переходная орбита с апогеем ниже отмовского и аргументом перигея больше 270 град.
 То что написал Лисов про запуск USA-136 позволяет заключить что там окончательное увеличение апогея и увеличение наклонения происходили при приближении к экватору с южной стороны.
 Если в нашем случае предположить что спутник поднял апогей и развернул наклонение над экватором в восходящем узле то получается так:
При аргументе перигея (АоП) 270 гр и орбите 200х15000 при пересечении экватора скорость будет 9286 м/с.
 При АоП 270 и 200х40000 - 9932 м/с
 То есть при манёвре в этой точке спутнику надо увеличить скорость на  650 м/с и развернуть вектор скорости на 5 град. Выполняя это одним импульсом суммарное приращение скорости получим получаем суммарное приращение скорости 1060 м/с
(Просто разворот на 5 град вектора скорости длиной в 9286 м/с потребовал бы 810 м/с. Совместив два импульса мы сэкономили 400 м/с)
 Таким образом переход по такой схеме требует от спутника более километра в секунду характеристической скорости.
 Если бы мы полетели прямо на 62 град то крутить наклонение бы не пришлось. Тогда простой подъём апогея от 15000 до 40000 потребовал бы 680 м/с ХС и плюс 35 м/с на компенсацию недобора скорости от вращения Земли.
 Таким образом для полёта на ОТМ через 57 град рассмотреным способом нам требуются дополнительные 350 м/с характеристической скорости. Вот что мы потеряли на этих 57 градусах. Сэкономили 35 м/с на вращении Земли и потеряли 350 м/с на развороте наклонения.
 Для спутника массой 2 тонны при удельном импульсе 330 сек потребуется более 200 кг топлива. Так что как ни крути 10% массы спутника на этом финте потеряли. Очевидно спутник был легче чем предельная грузоподъёмность Атласа-2AS и эта потеря была не принципиальной.

[Старый]

Ну ещё следует отметить что описаный манёвр вообщето теоретически невозможен т.к при равном и составляющем 270 град аргументе перигея у орбит 200х15000 и 200х40000 пересечение экватора происходит на разной высоте. У первой на высоте 3700 км, а у второй 5100 км над экватором. Орбиты не пересекаются в одной точке, между ними 1400 км расстояния. При выполнении подобного манёвра очевидно имело место ещё какоето изменение аргумента перигея что видимо ещё более увеличивало потребную ХС и ухудшало ситуацию.
 Вобщем можно с уверенностью сказать что конечная масса спутника не была предельной и организаторы запуска легко разменяли её на топливо.

[Старый]

А вобще интересная получилась илюстрация к загибонам баллистики. Разворот наклонения на высоте 40000 км но над 57-й параллелью требует практически такой же ХС как и на высоте 4000 км но над экватором... Верно вы, пири, отметили - сходу хрен угадаешь где лучше.
 Самое лучшее когда апогей над экватором - тогда сразу всё понятно.
 А лучше всего сразу на нужное наклонение лететь.  :mrgreen:

[Старый]

Вы невнимательно читаете даже заголовки документов. Упомянутый стандарт - это документ, разработанный для обеспечения "interoperability", т.е. оперативной совместимости, взаимодействия. И всё, что должно использоваться совершенно разными подразделениями ВВС, армии и флота, в части настроек спутниковой УКВ-связи обязательно должно быть регламентировано. Оно и регламентировано применительно к 5 кГц и 25 кГц каналам, используемых в разных целях. Перехваченные любителями сигналы не попали в число регламентированных данным стандартом, несмотря на то, что они похожи как по частотам, так и по ширине полосы спектра.

Ничего не мешает иметь секретный протокол к стандарту.

Следовательно, они с очень высокой степенью вероятности не предназначены для выполнения тех же функций, что и другие сигналы в частотном плане.

Я давно думаю эту мысль.
 А для чего они тогда?
-связь с разведывательной агентурой?
-управление ДПЛА?
 Что ещё может быть?

Могу Вас заверить - среди заявленных Штатами частотных планов в UHF-диапазоне есть такой, в котором присутствуют обсуждаемые частоты с СДС 3-4. И они заявлены отдельно от Афсаткомовских, флотских, ВВС-овских каналов.

Так чтож вы молчите? Скажите скорей!

Посему, вероятно нужно расширенно посмотреть на назначение аппаратуры LDR и вообще на использование обсуждаемого диапазона частот не только на УФО, СДС, Флитсаткоме, но и на низкоорбитальных объектах и других геостационарах.

Несомненно.

[Старый]

Старый, я ввёл всех в заблуждение - вот что значит температура и воспалённое воображение  :cry:  

Ничего... Уж лучше воспаление воображения чем воспаление лёгких... У меня так воображение всегда воспалено.    

Однако... эээээ... Имеюс, говорите?
 А скажите, пири, в прошлой жизни вас никогда не звали майором Андроновым?

Старый, Вы знаете, если бы у меня была фамилия Андронов и у меня когда-то было звание майора, то после прочтения Вашего вопроса я бы точно распрощался с нынешней жизнью и перешёл в следующую    Ну разве можно задавать так вопрос ?

Я имел в виду что в этой жизни вы пири. Ну ладно, я конечно имел в виду "в другой жизни".

Во-первых, я понимаю, что в армии на вопрос "Ваше имя?" можно услышать ответ "майор Андронов", но зачем же на форуме прибегать к армейской манере общения?  :wink:  У людей есть имя и фамилия. Воинское звание не является частью ни того, ни другого  

Так он подписывал свои статьи. Что я могу сделать?  

Ну и наконец, я всё же не Андронов  

Жаль.
А зачем вы тогда DSP Имеюсом назвали? Я понимаю что оба названия ненастоящие, но всётаки имеюсами их зовёт совершенно определённая категория трудящихся.

[peery]

Коррекцию наклонения нужно проводить в восходящем (нисходящем) узле, чтобы при одной и той же ХС получить максимальное приращение. Именно так поступают американцы при выведении стационаров, формируя переходную орбиту с аргументом перигея 180 градусов - апогей попадает в восходящий узел.  В случае с ОТМ ситуация иная, т.к. значение аргумента перигея довольно жёстко задано. Поэтому совсем не очевидно, какая схема выведения будет более оптимальной с точки зрения затрат ХС - вывести сразу на целевое наклонение, а потом наращивать большую полуось, либо получить сразу максимально возможное значение большой полуоси, а потом доворачивать плоскость в апогее.

Ну, видите: вы и сами всё прекрасно понимаете.
 Ясно что самым оптимальным будет запуск сразу на наклонение в 62 градуса. Причём экономия ХС составит как минимум полкилометра в секунду. Это большая цифра которая существенно сказывается на ПН. Поэтому мне и показался странным такой способ выведения. Чтото тут не то. Либо спутник был слишком лёгким и можно было безболезненно добавить в него топлива на полкилометра в секунду ХС, либо прямой запуск на наклонение 62 град выполняется с какимито хитрыми финтами по облёту больших городов которые сжирают ХС, и дешавле уж потом крутиться на орбите нежели тут, над восточным побережьем.
 Но в принципе вроде бы и при прямом запуске на 63 град первая тысяча км трассы по любому идёт над океаном...

Я тут заметил у себя большую некорректность в объяснении, за что приношу извинения. Получилась в итоге фигня вместо того, что хотел сказать.  Суть её заключается во фразе "а потом доворачивать плоскость в апогее". Речь то об ОТМ!!! Очевидно, что для ОТМ бессмысленно проводить коррекцию наклонения точно в апогее. Боковой импульс в апогее ОТМ (с аргументом перигея в р-не 270 гардусов) даст всего лишь небольшое изменение наклонения, т.к. величина di/dt пропорциональна cos(u), где u - аргумент широты. Для ОТМ положению апогея соответствует значение u вблизи 90 градусов, поэтому дуть придётся много, чтобы хоть чуть-чуть повернуть. Зато ДВУ будет крутиться хорошо (т.к. dOmega/dt пропорциональна sin(u)), но этого нам не надо    Когда я говорил о том, что сложно представить, что будет более оптимально в смысле схемы выведения, то хотел на самом деле сказать следующее:

1) все рассуждения должны явно или неявно учитывать конкретные обстоятельства пуска (полигон и тип РН), т.к. всякие "прочие" ограничения могут перебить все оптимизационные расчёты прямого выведения

2) коррекция наклонения должна проводиться в точке, которая обеспечивает максимум приращения при тех же затратах ХС. Для фиксированной ОТМ это равнозначно нахождению точки на орбите, для которой произведение (r*cos(u)) максимально. Я вот на ходу прикинул для какой-то Молнии (1500x38880, арг. перигея 273), что максимум достигается для аргумента широты 135.5 градусов (в этой точке высота примерно 21500 км). Понятно, что в этом случае разворота ДВУ никак не избежать, но что делать. Если это не устраивает, то надо искать компромисс. Кстати, в нисходящем и восходящем узле выбранной для тестового расчёта орбиты те же затраты ХС приведут к изменению наклонения в 1.54 раза меньше по величине, чем в "оптимальной" точке.

3) коррекция наклонения в восходящем (нисходящем) узле нужна только если нет желания разворачивать плоскость по ДВУ (например, в случае пуска наших старых геостационаров ДВУ выбиралась времнем старта так, чтобы потом эволюция наклонения на ГСО шла нужным образом - на уменьшение, а потом увеличение, что позволяло не тратить горючку на удержание наклонения за гарантийный срок работы КА. Все развороты плоскости при выведении проводились в окрестности узлов, так что ДВУ в процессе выведения почти не менялась).

Чтобы более предметно обсудить соображение "1)" предлагаю привлечь материалы, опубликованные Локхидом в Atlas Launch System Mission Planner's Guide. Там масса рисунков и графиков, в т.ч. зависмости выводимой массы для разных типов орбит.
Я эти материалы полистываю время от времени (изучать серьёзно с расчётами - времени нет). Поэтому осторожно и написал ранее, что возможно масса КА была большой для запуска напрямую на 62 градуса. Что-то там не так с выведением на эллипсы с таким наклонением. Надо подумать.

[Старый]

Я тут заметил у себя большую некорректность в объяснении, за что приношу извинения. Получилась в итоге фигня вместо того, что хотел сказать.  Суть её заключается во фразе "а потом доворачивать плоскость в апогее". Речь то об ОТМ!!! Очевидно, что для ОТМ бессмысленно проводить коррекцию наклонения точно в апогее. Боковой импульс в апогее ОТМ (с аргументом перигея в р-не 270 гардусов) даст всего лишь небольшое изменение наклонения, т.к. величина di/dt пропорциональна cos(u), где u - аргумент широты. Для ОТМ положению апогея соответствует значение u вблизи 90 градусов, поэтому дуть придётся много, чтобы хоть чуть-чуть повернуть.

Вы както ненаглядно объясняете. "дэ и по дэ тэ как функция аргумента широты..." Нормальный человек (типа меня) такое не поймёт. Куда нагляднее выглядит объяснение что для разворота наклонения на 5 град требуется повернуть вектор скорости на 30 град. Кстати, почему бессмысленно то? Кактихто 750 м/с и мы уже в Хопре! Переход с экваториальной ГПО на ГСО требует в два раза больше.
 Самый прикол получается если мы орбиту с наклонением 89 град попробуем над 89-й параллелью довернуть до 90 град. Для того чтоб увеличить наклонение всего на один градус вектор скорости прийдётся повернуть на 90 градусов! Летящий спутник заставить полететь вбок на 90 градусов! Если это будет апогей ОТМ то это потребует "всего то" чуть более двух км/с.   ДВУ изменится максимум на 90 град.

[Старый]

3) коррекция наклонения в восходящем (нисходящем) узле нужна только если нет желания разворачивать плоскость по ДВУ  

Это не факт. Во всяком случае судя по всему Трампеты запускались именно так. Через 2 часа после старта спутник уже отделялся от РБ. Кстати, у вас нет под рукой ссылок на официальные материалы по пускам Титанов-4 с Трампетами?

(например, в случае пуска наших старых геостационаров ДВУ выбиралась времнем старта так, чтобы потом эволюция наклонения на ГСО шла нужным образом - на уменьшение, а потом увеличение, что позволяло не тратить горючку на удержание наклонения за гарантийный срок работы КА. Все развороты плоскости при выведении проводились в окрестности узлов, так что ДВУ в процессе выведения почти не менялась).

Дык вроде при полёте на ГСО по любому выгодно делать все развороты над экватором? А если ДВУ и сместится то это можно скомпенсировать передвинув время запуска?

Чтобы более предметно обсудить соображение "1)" предлагаю привлечь материалы, опубликованные Локхидом в Atlas Launch System Mission Planner's Guide. Там масса рисунков и графиков, в т.ч. зависмости выводимой массы для разных типов орбит.

Ух ты! Интересно! И там есть в явном виде орбита типа Молния?

Что-то там не так с выведением на эллипсы с таким наклонением. Надо подумать.

Если чтото и не так то со всем наклонением в целом. Потому иначе просто вывели бы на ЛЕО 63 град а оттуда уже стартовали бы на ОТМ.
 Что может быть не так - трудно сказать. Единственное соображение которое приходит на ум - трасса в двух местах подходит к восточному побережью. Если в районе мыса Гаттерас находится пустынный болотистый район, то второй раз приходится на полуостров Кейп-Код занятый агломерацией Бостона. Если потерявшая управление ракета рухнет на Бостон - это будет перебор. Смеху будет - до слёз.
 Правда от Канаверала до Бостона почти 2000 км - целиком ракета уже врядли долетит. Но и обломками тоже шрапнель нехилая получится.  

 Главный вопрос: почему в нашем случае (USA-179) запуск не был произведён с Ванденберга? Обычно на 63 град летают оттуда. За 9 месяцев до USA-179 оттуда стартовал на 63 град USA-173 - трасса работала...  Какое у вас мнение по данному вопросу? Возможно какоето объяснение было сделано официально просто я о нём не знаю?

[carlos]

предлагаю привлечь материалы, опубликованные Локхидом в Atlas Launch System Mission Planner's Guide. Там масса рисунков и графиков, в т.ч. зависмости выводимой массы для разных типов орбит.

Это pdf весом в 53 метра который?  :shock: http://scitech.quickfound.net/astro/space_news.html

[peery]

предлагаю привлечь материалы, опубликованные Локхидом в Atlas Launch System Mission Planner's Guide. Там масса рисунков и графиков, в т.ч. зависмости выводимой массы для разных типов орбит.

Это pdf весом в 53 метра который?  :shock: http://scitech.quickfound.net/astro/space_news.html

Чур Вас, carlos!!! Этот монстр - про Атлас-5, а до него мы пока не добрались, к счастью    Надо немного более старенький файлец взять, версии от сентября 2001 г., где есть про Atlas IIAS - всего-то 11 метров    Правда, в Инете он почему-то уже пропал, но могу выложить. Вот здесь

//www.ilslaunch.com/missionplanner/pdf/ampg_r7.pdf

валяется ещё более старая версия - от декабря 1998 г. - 5 метров. Но там вроде всё что надо для данного обсуждения есть.

[peery]

Ничего не мешает иметь секретный протокол к стандарту.

Действительно, ничего не мешает. Но видите ли у американского секретного делопроизводства есть одна замечательная особенность. У них гриф может быть определён для наименования, каждого абзаца, приложения и т.д. Так вот наличие секретного приложения к несекретному документу - вполне нормальное явление у них. Но при этом в несекретном документе даётся соответствующая ссылка с указанием грифа. Так что в таких случаях известно о факте существования секретного приложения.

[peery]

Могу Вас заверить - среди заявленных Штатами частотных планов в UHF-диапазоне есть такой, в котором присутствуют обсуждаемые частоты с СДС 3-4. И они заявлены отдельно от Афсаткомовских, флотских, ВВС-овских каналов.

Так чтож вы молчите? Скажите скорей!

Старый, а что Вы хотите, чтобы я сказал?    Перечень частот? Наименование частотного плана? Как заявлены частоты? Или ещё что?

[peery]

А зачем вы тогда DSP Имеюсом назвали? Я понимаю что оба названия ненастоящие, но всётаки имеюсами их зовёт совершенно определённая категория трудящихся.

А для интриги  :wink:  :wink:

[Старый]

Старый, а что Вы хотите, чтобы я сказал?    Перечень частот? Наименование частотного плана? Как заявлены частоты? Или ещё что?

Да, да как заявлены?

[Старый]

Вот здесь
//www.ilslaunch.com/missionplanner/pdf/ampg_r7.pdf
валяется ещё более старая версия - от декабря 1998 г. - 5 метров. Но там вроде всё что надо для данного обсуждения есть.

Первый беглый взгляд показывает что действительно при запуске с Канаверала при переходе наклонения через 55 град происходит чтото непонятное - ПН начинает падать значительно быстрее.
 Запуски на ОТМ предусмотрены только из Ванденберга. Запуски из Канаверала предусмотрены только на круговые орбиты наклонением 63.4.
 И вот например (рис 2.8-7а) для круговой орбиты высотой 1200 км наклонение - ПН (Атлас-2AS):
28 - 7100 кг
45 - 6800 кг
55 - 6600 кг
63 - 5600 кг
 Изменение наклонения на 27 градусов с 28 до 55 съело всего полтонны ПН, а дальнейшее увеличение всего на 8 град сожрало сразу тонну!
  Ещё нагляднее эффект проявляется у Атласа-2А.
 Для той же 1000 км орбиты:
28 - 6000 кг
45 - 5800 кг
55 - 5600 кг
60 - 5100 кг
63 - 4700 кг
 Такой ужас невозможно объяснить уменьшением проекции вращения земли. Значит получается что прямого выведения здесь нет. Почти наверняка на активном участке первой ступени делается какойто манёвр который резко снижает характеристики РН. Снижение ПН при переходе от 55 к 63 град составляет 15% от значения на 55 град. Действительно получается что выгоднее потратить 10% массы на последующий разворот наклонения - 5% остаётся в экономии.

 При запуске из Ванденберга на аналогичную 63 град 1000 км круговую орбиту ракеты выводят:
Атлас-2А - 5400 кг
Атлас-2АS- 6300 кг
 Сразу же возникает вопрос: почему наш сабж не запустили из Ванденберга? Все SDSы "первого поколения" вроде бы летали оттуда?  За 9 месяцев после запуска USA-173 успели закрыть на реконструкцию стартовый комплекс?  Перевоз туда наземной испытательной базы стоил дороже чем замена Атласа-2 на Атлас-2АS?
 И второй вопрос: почему тогда USA-137 был запущен с Канаверала и прямо на 63 град? Да ещё и Атласом-2А? Можно ли в этом случае проводить аналогии между USA-137  и  USA-179?
 Ох, чтото странно всё это. И подозрительно...

 Пока прояснилось только что с Канаверала лететь на 63 через 57 действительно выгоднее чем напрямую.

[Liss]

Сразу же возникает вопрос: почему наш сабж не запустили из Ванденберга? Все SDSы "первого поколения" вроде бы летали оттуда?  За 9 месяцев после запуска USA-173 успели закрыть на реконструкцию стартовый комплекс?

Именно так. Комплекс SLC-3E после трех пусков РН Atlas IIAS в 1999-2003 гг. вновь закрыли на реконструкцию под Atlas V. Через месяц после пуска 02.12.2003, если быть точным.
Кстати, первый запуск Atlas V с SLC-3E планируется на осень 2006 г. Версия 411, обозначение NRO L-28, аппарат NRO.

[Старый]

Именно так. Комплекс SLC-3E после трех пусков РН Atlas IIAS в 1999-2003 гг. вновь закрыли на реконструкцию под Atlas V. Через месяц после пуска 02.12.2003, если быть точным.

Я так и знал... Но всётаки, почему не могли произвести ещё один запуск и тогда закрыть? Может быть необходимость в запуске возникла внезапно, уже после начала работ по реконструкции? Типа ретранслятор на Трампете-3 издох и пришлось срочно, срочно...?

[peery]

Вы както ненаглядно объясняете. "дэ и по дэ тэ как функция аргумента широты..." Нормальный человек (типа меня) такое не поймёт. Куда нагляднее выглядит объяснение что для разворота наклонения на 5 град требуется повернуть вектор скорости на 30 град. Кстати, почему бессмысленно то? Кактихто 750 м/с и мы уже в Хопре! Переход с экваториальной ГПО на ГСО требует в два раза больше.
 Самый прикол получается если мы орбиту с наклонением 89 град попробуем над 89-й параллелью довернуть до 90 град. Для того чтоб увеличить наклонение всего на один градус вектор скорости прийдётся повернуть на 90 градусов! Летящий спутник заставить полететь вбок на 90 градусов! Если это будет апогей ОТМ то это потребует "всего то" чуть более двух км/с.   ДВУ изменится максимум на 90 град.

Объясняю наглядно. Наклонение и ДВУ - элементы орбиты, изменить которые можно только приложив бинормальное (т.е. ортогональное плоскости орбиты) ускорение. При этом приращения элементов составят:

dOmega/dt = r*sin (u) * W / [sqrt(mu*p) * sin (i)]
dI/dt = r*cos (u) * W / sqrt(mu*p)

где
u - аргумент широты, соответствующий точке приложения ускорения
r - величина радиус-вектора в точке приложения импульса
mu - гравитационная постоянная, км^3/c^2 (для Земли 398600.44)
p - параметр оскулирующего эллипса в точке приложения импульса
i - наклонение оскулирующего эллипса в точке приложения импульса
W - бинормальное ускорение

Несложно заметить, тчо величина ХС в случае манёвра изменения наклонения определяется как (в приближённой постановке мгновенного импульса)

dV = W * dt =  dI * sqrt(mu*p) / [ r * cos(u) ]

где dI - требуемая величина изменения наклонения (в радианах)

Так вот для ОТМ с аргументом перигея 270 градусов очевидно, что апогей попадает в точку с аргументом широты 90 градусов. И в апогее такой орбиты наклонение изменить НЕЛЬЗЯ ВООБЩЕ, как ни пыхти. И от величины наклонения сей факт ну никак не зависит, будь то 63 град или 90 град. Бинормальный импульс, приложенный в апогее такой орбиты, приведёт исключительно к развороту плоскости по ДВУ и изменению величины аргумента перигея.

Поэтому мне и не понятно, что Вы такое, Старый, приводите за цифры и углы поворота?

Для выбранного мной случая, в котором апогей лишь немного отстоит по аргументу широты от 90 градусов (он расположен в точке с u=93.1 град),  я получил потребную величину ХС 527 м/с для изменения наклонения на 1 градус. Минимальная потребная ХС для изменения наклонения на 1 градус соответствует для этой орбиты точке с аргументом широты 135.3 градуса и составляет 64.15 м/с.