Секретные спутники США на ГСО и ВЭО

[Старый]

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?

 Говорю же: ненаглядно! Вы сами запутались.  
 Ваши слова справедливы только для орбиты с наклонением 90 град. Во всех остальных случаях увеличить наклонение можно.
 Ну возьмём предельный случай. В апогее орбиты с наклонением менее 90 град тормозим спутник до нуля. А потом разгоняем его до точно такой же скорости но в направлении строго на север. Наклонение орбиты стало 90 град. Что тут принципиально невозможного?

[Старый]

А, пири, вы наверно имели в виду что нельзя только бинормальным импульсом? Дык а зачем нам только бинормальный? Мы комбинацией бинормального и трансверсального и всё чик-пык!
 Однако давайте не отвлекаться от наших баранов?

[peery]

А, пири, вы наверно имели в виду что нельзя только бинормальным импульсом? Дык а зачем нам только бинормальный? Мы комбинацией бинормального и трансверсального и всё чик-пык!
 Однако давайте не отвлекаться от наших баранов?

Старый, Вы чего? Каким трансверсальным импульсом можно изменить наклонение??!!!!!!!  Как это Вы собрались ускорением, вектор которого расположен в плоскости орбиты, изменить положение плоскости??!!!! Да Вы просто барон Мюнхгаузен номер 2, даже номер 1    Наклонение и ДВУ никакими возмущениями, кроме бинормальных, изменить нельзя!

В качестве ликбеза - основы возмущённого движения спутника:
1) Изменение положения плоскости орбиты определяется только БИНОРМАЛЬНЫМИ возмущениями
2) Изменение размеров орбиты определяется только трансверсальными возмущениями
3) Изменение размеров и формы орбиты не зависит от бинормальных возмущений
4) При воздействии любого возмущения угол между линией апсид и линией узлов изменится

Повторю ещё раз - подучите основы небесной механики  :wink:

[peery]

Говорю же: ненаглядно! Вы сами запутались.  
 Ваши слова справедливы только для орбиты с наклонением 90 град. Во всех остальных случаях увеличить наклонение можно.

М-да-а  :shock:  Старый,я то как раз не запутался, а всё чётко Вам объяснил. И ещё раз повторю. Медленно. Не зависит величина приращения наклонения от самого наклонения. От величины наклонения зависит только угол поворота линии узлов.
И наклонение, и положение линии узлов могут быть скорректированы только БИНОРМАЛЬНЫМ импульсом.

Ну возьмём предельный случай. В апогее орбиты с наклонением менее 90 град тормозим спутник до нуля.

Это как Вы себе представляете?  :lol:

А потом разгоняем его до точно такой же скорости но в направлении строго на север. Наклонение орбиты стало 90 град. Что тут принципиально невозможного?

Тяжёлый случай  

[Старый]

Ну возьмём предельный случай. В апогее орбиты с наклонением менее 90 град тормозим спутник до нуля.

Это как Вы себе представляете?  :lol:

А потом разгоняем его до точно такой же скорости но в направлении строго на север. Наклонение орбиты стало 90 град. Что тут принципиально невозможного?

Тяжёлый случай  

Вы главное не волнуйтесь так и не воспринимайте близко к сердцу. Это чисто умозрительный опыт. Я вовсе не предлагаю останавливать спутник в полёте.
 Значит смотрите ещё раз.
Летит спутник по орбите 200х40000 наклонением 57 и АоП 270. Над 57-й параллелью он будет пролетать на высоте 40000 км со скоростью 1.5 км/с строго с запада на восток. Правильно?
 Ничего не мешает нам придать в этот момент спутнику приращение скорости 1.5 км/с. Это ведь немного? Вот мы мощным импульсом тормозим спутник на 1.5 км/с. Он останавливается на месте на высоте 40000 км над 57-й параллелью. Правильно?
 Затем мы вторым импульсом опять разгоняем его на 1.5 км/с но уже не на восток а строго на север. Вдоль мередиана. На какой орбите окажется спутник? Каково будет её наклонение?

[peery]

Вы главное не волнуйтесь так и не воспринимайте близко к сердцу. Это чисто умозрительный опыт. Я вовсе не предлагаю останавливать спутник в полёте.
 Значит смотрите ещё раз.
Летит спутник по орбите 200х40000 наклонением 57 и АоП 270. Над 57-й параллелью он будет пролетать на высоте 40000 км со скоростью 1.5 км/с строго с запада на восток. Правильно?
 Ничего не мешает нам придать в этот момент спутнику приращение скорости 1.5 км/с. Это ведь немного? Вот мы мощным импульсом тормозим спутник на 1.5 км/с. Он останавливается на месте на высоте 40000 км над 57-й параллелью. Правильно?
 Затем мы вторым импульсом опять разгоняем его на 1.5 км/с но уже не на восток а строго на север. Вдоль мередиана. На какой орбите окажется спутник? Каково будет её наклонение?

Старый, ну объясните, плиз, какое отношение Ваш умозрительный опыт имеет к нашему случаю? Мы пока оперируем с ОРБИТАЛЬНЫМ движением в поле тяготения Земли (Луну, Солнце и проч. пока для простоты отбросим). Это движение подчиняется определённым законам. Эти законы применимы к любому орбитальному объекту на геоцентрической орбите. Ваш умозрительный случай НЕ ЯВЛЯЕТСЯ случаем орбитального движения по геоцентрической орбите и Ваши умозрительные заключения никак не связаны с реальной природой вещей.

А в реальной жизни, для реальных объектов на геоцентрической орбите выполняются законы орбитальной механики, определяющие как объект движется. Два уравнения, которые я привёл - это по сути два дифференциальных уравнения из шести, описывающих движение геоцентрического объекта. Причём, заметьте, никаких условий на природу ускорения (в данном случае - бинормального) не накладывалось. Поэтому уравнения справедливы для любых воздействий любой природы - гравитац. полей, светового давления, атмосферы, силы тяги ДУ и т.д.  Из приведенных двух уравнений, в частности, хорошо видно, что ежели, например, плоскость орбиты в какой-то момент "совпадает" с плоскостью терминатора, то световое давление вполне себе оказывает влияние на изменение наклонения, а если плоскость орбиты расположена ортогонально плоскости терминатора - то никакого изменения наклонения под действием светового давления не будет. Далее, если линия апсид совпадает с линией узлов, то это самый выгодный случай для коррекции наклонения, т.к. радиус-вектор r имеет максимальное значение (в апогее) одновременно с cos (u) =1 (аргумент широты для апогея равен 0 или 180). Вот и вся хитрость. Для любой эллиптической орбиты с любым наклонением и АОП=270 или 90 провести коррекцию наклонения в апогее не представляется возможным ( cos(u)=0 ). Провести коррекцию в окрестности апогея такой орбиты жутко невыгодно по энергетике. Но существуют вполне приемлемые решения, определяемые условием достижения максимума произведения r*cos(u). И наплевать, какая широта или долгота точки приложения импульса при этом получится. Но возникает две неприятности. Первая неприятность. Т.к. импульс коррекции наклонения приходится прикладывать не в восходящем (нисходящем) узле, то развернётся линия узлов (она не разворачивается только в случае приложения бинормального импульса в одном из узлов). Вторая неприятность связана с разворотом линии апсид (т.е. фактически с изменением аргумента перигея). Если есть какие-то противопоказания к изменению ДВУ или АОП, то нужно придумывать схему парирования этих изменений.

В случае с СДС-3-4 Центавр (и, видимо, сам КА) после вывеедения остался на орбите 277x15374, 57.38°. 9 сентября 2004 г. орбита Центавра была наиболее близка по геодезической долготе нисходящего узла к первой известной мне орбите КА (полученная в октябре), спрогнозированной на месяц назад. Разница такая:

Код Выделить Развернуть


                 Центавр    КА
Время нисх. узла 09.09.04   09.09.04
                 132720     133527
Долгота, ° в.д.  -146.67    -150.46
Б.полуось, км    14195.4    26589.9
Эксцентриситет   0.53190    0.695500
Наклонение, °    57.384     62.162
ДВУ, °           224.037    222.284
АОП, °           295.79     266.038
Мин высота, км   276.8      1734
Макс. высота, км 15374      38684


Т.к. даже после прогноза на месяц, с учётом возможных прошедших коррекций КА, тем не менее трассы оказались близкими по параметрам нисх. узла, то я полагаю, что первая часть пьесы с переводом КА могла произойти на этом витке, в т.ч. первая часть коррекции наклонения.  Судя по тому, что ДВУ изменилась не сильно, коррекция наклонения была не очень далеко от узла. Судя по близости времени прохождения нисх. узла, коррекция периода могла быть проведена в следующем за этим узлом перицентре или позднее - надо поглядеть повнимательней. Интересно, что АОП развернулся почти на 30 градусов. Но тут заключения делать сложно, т.к. не известно, что было с Центавром после отделения КА - возможно после отделения он провёл манёвр дожигания остатков компонентов топлива и развернул себе орбиту в плоскости на сколько-то. Так или иначе, оптимальный переход между такими орбитами должен включать не менее трёх импульсов.

[Зомби. Просто Зомби]

Вы главное не волнуйтесь так и не воспринимайте близко к сердцу. Это чисто умозрительный опыт. Я вовсе не предлагаю останавливать спутник в полёте.
 Значит смотрите ещё раз.
Летит спутник по орбите 200х40000 наклонением 57 и АоП 270...

А ежели апогеус не 40,000 а все 400,000 км - так там ваще копейки :roll:

PS. Главное - высота :wink:  :mrgreen:

[carlos]

Именно про это я и интересовался - как свели обе орбиты воедино. Однако для этого программы специальные есть или врукопашную перебором делается? Если второе - тогда это ж адова работа! Тем более - вы считаете, что переход был по меньшей мере трехимпульсный...

[carlos]

Так... Можно ли все вышеизложенное понимать таким образом:
- предположим, есть начальная орбита КА, она же орбита РБ (никаких дожиганий, никаких стравливаний остатков топлива и т.п.)
- для этого начального эллипса легко считаем аргумент широты точки, в которой r*cos(u) принимает максимальное значение (выражаем r через  u и берем производную по  u)
- в окрестностях этой точки определяем такую ближайшую, приложении бинормального импульса в которой приведет к тому, что линия узлов повернется на нужный угол, дав нам в результате необходимое значение ДВУ, изменив при этом наклонение на необходимое значение
- растягиваем эллипс, поднимаем апогей, получаем необходимые значения большой полуоси и эксцентриситета
- поворачиваем линию апсид в плоскости орбиты, получаем необходимое значение АоП (пожалуй, имеет смысл объединить этот маневр с предыдущим)
В идеале наверное можно обойтись даже двумя импульсами: один - трансверсальный, второй - с бинормальной и трансверсальной составляющими?

[Liss]

Не, хрен всем, а не вторая полярная ПН. Не улетела она в августе 2004-го, нет...

Project 4052, Polar Satellite Communications, has previously funded three low data rate (LDR) Milstar packages onto three classified host satellites as an expedited, interim solution to protected connectivity requirements in the north polar region. One package is on-orbit, and the final two LDR packages will be available in FY06 and FY07, respectively. Two satellites with hosted packages are required to provide the necessary 24 hour coverage.

Beginning FY06, the Polar MILSATCOM system will acquire the next generation capability with two more polar packages via the same host program. Both the host and the polar communications packages require design modifications to replace obsolete components and take advantage of the more capable Advanced Extremely High Frequency (AEHF) technology. FY06 funds requirements analyses and design trade studies based on an updated Polar Capability Development Document (CDD) and FY07 begins design/development of an Enhanced Polar System.

[Liss]

А срок активного существования полярной ПН №1 засекретили :-)

[peery]

Не, хрен всем, а не вторая полярная ПН. Не улетела она в августе 2004-го, нет...

Да уж .... Что-то они затянули безбожно. В 2002 г. Aerospace в своём замечательном Crosslink'е написала:

UFO and Interim Polar EHF
Beginning with the fourth satellite in the UFO series, an EHF communications payload compatible with Milstar terminals was added to that satellite. An enhancement to the EHF payload beginning with UFO 7 doubled its communication capacity.

The EHF payload accommodates multiple uplinks distributed between the Earth-coverage antenna and the deployed steerable spot-beam antenna. Each uplink is time-shared by multiple users. The downlink (at 20 gigahertz) is a combination of all the uplinks (at 44 gigahertz). Both links are frequency-hopped.

The Interim Polar Program adapted the UFO/EHF payload for use on host satellites in high-inclination orbits. These payloads communicate with military forces operating above 65 degrees north latitude, where visibility to geostationary-orbit satellites is poor or impossible. The first launch with an interim polar payload was in 1997. Two launches remain, in 2003 and 2005.

То бишь ожидалось, что ещё в 2003 г. полетит. Надо рыть теперь про все переносы пусков секретных ПН, подходящих на роль host'ов для связной полезной нагрузки - может удасться поточнее вычислить, кто кандидат.

[peery]

Вот примерчик того, о чём я упоминал ранее - о валяющихся в Инете резюме разных инженеров  

http://www.eccker.org/resume.htm

[Liss]

То бишь ожидалось, что ещё в 2003 г. полетит. Надо рыть теперь про все переносы пусков секретных ПН, подходящих на роль host'ов для связной полезной нагрузки - может удасться поточнее вычислить, кто кандидат.

Назывались в разные годы даты от 2003+2004 до 2006+2007 в разных сочетаниях. Долго рыть придется, если вообще это возможно.

[peery]

Так... Можно ли все вышеизложенное понимать таким образом:
- предположим, есть начальная орбита КА, она же орбита РБ (никаких дожиганий, никаких стравливаний остатков топлива и т.п.)

Другого варианта у нас пока нет.

- для этого начального эллипса легко считаем аргумент широты точки, в которой r*cos(u) принимает максимальное значение (выражаем r через  u и берем производную по  u)

можно так, я сильно не напрягался - просто пустил численный прогноз с шагом 30 секунд и на каждом шаге высчитывал нужную функцию

- в окрестностях этой точки определяем такую ближайшую, приложении бинормального импульса в которой приведет к тому, что линия узлов повернется на нужный угол, дав нам в результате необходимое значение ДВУ, изменив при этом наклонение на необходимое значение

Вот этот момент очень тонкий. Я поспрашивал спецов по манёврам. Они сказали, что вообще говоря во многих случаях выгоднее разбить коррекцию наклонения на два импульса - один в узле,а второй - вблизи "оптимальной" точки. При этом в узле - небольшой, а основной - в оптимальной точке. Это в общем случае даёт некоторую свободу в управлении теми параметрами, которые нужно загнать в нужный диапазон (а именно - ДВУ и аргумент перигея).

- растягиваем эллипс, поднимаем апогей, получаем необходимые значения большой полуоси и эксцентриситета
- поворачиваем линию апсид в плоскости орбиты, получаем необходимое значение АоП (пожалуй, имеет смысл объединить этот маневр с предыдущим)

Лучше специального манёвра на поворот линии апсид не проводить, а постараться распределить  его по другим манёврам. Объединить оптимально подъём апогея и поворот линии апсид сложно, т.к. условия противоречивы. Полуось нужно наращивать там, где скорость максимальна (в перигее), а где поворачивать линию апсид ещё надо смотреть, т.к. знак производной угла поворота линии апсид отрицательный в некоторой области вокург апоцентра и положительный на остальной части орбиты. Ну и максимальных значений скорость поворота линии апсид достигает в точках с истинной аномалией 90 и 180 градусов, т.е. совсем не там, где нужно апогей поднимать.

В идеале наверное можно обойтись даже двумя импульсами: один - трансверсальный, второй - с бинормальной и трансверсальной составляющими?

Как говорят маневристы - двухимпульсный манёвр - это редкий частный случай оптимального трёхимпульсного    Реально конечно всё нужно считать. Более-менее общие решения известны в основном только для случая выведения геостационаров. Классический пример - выведение наших КА на Протоне с Блоком ДМ, когда в первом восх. узле опорной орбиты немного меняют наклонение (с 51.6° до примерно 48°) и задирают апоцентр (в узле - чтоб аргумент перицентра был 0), а вторым импульсом в апогее поворачивают плоскость по наклонению до 0°-2° и скругляют орбиту.

[peery]

А вот ещё для разнообразия (правда, есть и кое-что занятное):

NESP
Navy Extremely High Frequency
Satellite Communications Program

Description: The Navy Extremely High Frequency (EHF) Satellite Communications (SATCOM) Program (NESP) AN/USC-38(V) is an anti-jam, low-probability-of-intercept (LPI) communications terminal designed to accommodate a wide variety of command-and-control and communications applications (e.g., secure voice, imagery, data, and fleet broadcast systems). As the Navy's portion of MILSTAR, NESP terminals are essential to providing protected tactical and strategic communications to the naval warfighter. The terminal operates within the EHF uplink and Super High Frequency (SHF) downlink radio frequency spectra. The terminals are interoperable with Army and Air Force terminals and will operate with MILSTAR satellites as well as EHF packages on board Ultra High Frequency (UHF) Follow-On (UFO) satellites 4-10, and with the Fleet Satellite (FLTSAT) EHF packages (FEP) installed on FLTSATs 7 and 8. NESP has three configurations: Submarine (V)1, Ship (V)2, and Shore (V)3.


Program Status: NESP began implementation of terminal modifications required to operate with an Interim Polar satellite with an EHF package. These terminal modifications allow EHF communications to naval forces operating in regions above 65 degrees north. The first of three EHF-equipped satellites was launched into Polar orbit in November 1997. The system will reach Initial Operational Capability in FY 1999. By the end of FY 1998, most Tomahawk land-attack missile-capable surface warships and submarines were EHF SATCOM-capable, allowing EHF to become the primary means for transmitting EHF Mission Data Updates (MDUs). All Tomahawk-capable platforms will have EHF capability by the end of FY 1999. Also in FY 1999, modifications to NESP terminals will begin to allow communications through the Milstar II EHF Medium Data Rate (MDR) payload, the first of which will be launched in FY 1999.


Developer/Manufacturer: Raytheon, Marlboro, Massachusetts.

Это всё отсюда:

http://www.chinfo.navy.mil/navpalib/policy/vision/vis99/v99-ch3e.html

[Старый]

Старый, Вы чего? Каким трансверсальным импульсом можно изменить наклонение??!!!!!!!  Как это Вы собрались ускорением, вектор которого расположен в плоскости орбиты, изменить положение плоскости??!!!! Да Вы просто барон Мюнхгаузен номер 2, даже номер 1    Наклонение и ДВУ никакими возмущениями, кроме бинормальных, изменить нельзя!

Ну я ж вамбуквально уже буквами описал: трансверсальным импульсом гасим первоначальную скорость а бинормальным придаём её в другую сторону, перпендикулярно первоначальному. Комбинация трансверсального и бинормального импульса позволяет изменить наклонение орбиты даже при аргументе широты равном 90 град. Я ж вам описал схему такого манёвра, чего в ней принципиально невозможного то?
 Если не ошибаюсь именно так выводились две первых Цнлины-2 кототрые запускались на Протоне.
 Ну да ладно, бог с ним, ато наши бараны совсем разбежались.

[Старый]

То бишь ожидалось, что ещё в 2003 г. полетит. Надо рыть теперь про все переносы пусков секретных ПН, подходящих на роль host'ов для связной полезной нагрузки - может удасться поточнее вычислить, кто кандидат.

Особо рыть то нечего. Все носители прежнего поколения отлетались и уже не могут быть перенесены. Из новых единственный кандидат - Дельта-4 с Ванденберга на ОТМ. Другого разумного объяснения по моему нет. Чтото мне подсказывает что ПН Дельты-4 да ещё и с Ванденберга будет скорее соответствовать Трампету нежели "SDS-3-4".

[Старый]

Не, хрен всем, а не вторая полярная ПН. Не улетела она в августе 2004-го, нет...

Project 4052, Polar Satellite Communications, has previously funded three low data rate (LDR) Milstar packages

Я чтото начинаю теряться:
1. Так УФОшный или милстаровский блок ставят на Милсатком?
2. А кто же это счас пищит с ОТМ наблюдателям?

 Такссс... Получается что этот т.н. "SDS-3-4" (USA-179) это какойто совсем отдельный спутник для какойто спецсвязи в УКВ-диапазоне, к Милсаткому и к КВЧ-диапазону никаого отношения не имеющий?

[Старый]

Т.к. даже после прогноза на месяц, с учётом возможных прошедших коррекций КА, тем не менее трассы оказались близкими по параметрам нисх. узла, то я полагаю, что первая часть пьесы с переводом КА могла произойти на этом витке, в т.ч. первая часть коррекции наклонения.  Судя по тому, что ДВУ изменилась не сильно, коррекция наклонения была не очень далеко от узла. Судя по близости времени прохождения нисх. узла, коррекция периода могла быть проведена в следующем за этим узлом перицентре или позднее - надо поглядеть повнимательней. Интересно, что АОП развернулся почти на 30 градусов. Но тут заключения делать сложно, т.к. не известно, что было с Центавром после отделения КА - возможно после отделения он провёл манёвр дожигания остатков компонентов топлива и развернул себе орбиту в плоскости на сколько-то. Так или иначе, оптимальный переход между такими орбитами должен включать не менее трёх импульсов.

Эх, пири, пири... Говорит вам Старый Ламер, а вы не слушаете, пренебрегаете...
 А ведь пару страниц назад я отмечал:

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.

Так оно и оказалось. Орбита 2800х15000 лежит внутри и нигде не пересекается с орбитой 1700х38700. Но не пересекается только если аргументы перигея одинаковы! А если они различаются на 30 градусов?
 Тогда спутник на орбите 1700х38700 и АоП 270 гр пересекает экватор при истиной аномалии 90 градусов и радиус-векторе 13900 км.
 А спутник на орбите 280х15000 и АоП 300 гр пересекает экватор при истиной аномалии 120 градусов и радиус векторе тоже 13900км!
 То есть благодаря разнице аргументов перигея в 30 градусов две указаные орбиты таки пересекаются и какраз над экватором!
  Случайным такое совпадение быть не может. Без всякого сомнения АоП исходной орбиты был специально выбран близким к 300 градусам чтобы пересекаться с конечной орбитой в районе экватора. В этой точке и был выполнен манёвр перехода. Практически без сомнения одним импульсом было изменено наклонение, подняты апогей и перигей и доведён до требуемого аргумент перигея.
 О том что переход производится именно так я догадался ещё читая Лисова про Трампет-3. Но доказательства не было. Для доказательства нужен был аргумент перигея. И вот теперь от вас я его узнал.
 Так что вот как всё было на самом деле. Две орбиты пересеклись в плоскости экватора и в точке пересечения и был одним импульсом осуществлён переход.