Что будет с АМС-14 ?

[Dude]

Азиасат-3 делал 2 оборота вокруг Луны и потратил явно больше ХС 50 м/с, включая коррекции после торможения, скорее более 100 м/с.

[fagot]

Было бы через Луну невыгодно - не стали бы с ней морочиться.

[Dude]

Через Луну выгодней по сумме ХС, а не по затратам топлива для апогейного двигателя. Через высокий апогей придется потратить 25-30% топлива предназначенного для удержания точки, а это минус 5-6 лет САС.

[fagot]

Через Луну выгодней по сумме ХС, а не по затратам топлива для апогейного двигателя. Через высокий апогей придется потратить 25-30% топлива предназначенного для удержания точки, а это минус 5-6 лет САС.

Так чем меньше ХС, тем меньше уйдет топлива корректирующих двигателей, а топлива АД все равно не хватит.

[Dude]

Сформировать круговую с периодом 24ч топлива для АД хватит, а больше от него и не требуется. Насчет Луны думаю, что не всё так просто. Задайте себе вопрос почему никто с наклонения больше 30, через Луну на ГСО не летает? Хотя выгода очевидна. Трансферная орбита с LEO на GEO через Луну известна давно, с 71-го(?), во всяком случае задолго до Азиасата опубликована. Делов-то, дождаться нужного положения Луны, подождать еще 7 суток на трансфере через Луну и вуаля - конец зависимости от наклонения забрасываемой на ГСО массы для космодромов выше 30 град.

[Dude]

Описание в патенте как примера маневра для Asiasat-3 с Delta-V = 1977.56
В реальности КА потратил конечно больше.

http://www.patentstorm.us/patents/6116545-description.html

[fagot]

Сформировать круговую с периодом 24ч топлива для АД хватит, а больше от него и не требуется.

Но САС существенно уменьшится.

Насчет Луны думаю, что не всё так просто. Задайте себе вопрос почему никто с наклонения больше 30, через Луну на ГСО не летает? Хотя выгода очевидна. Трансферная орбита с LEO на GEO через Луну известна давно, с 71-го(?), во всяком случае задолго до Азиасата опубликована. Делов-то, дождаться нужного положения Луны, подождать еще 7 суток на трансфере через Луну и вуаля - конец зависимости от наклонения забрасываемой на ГСО массы для космодромов выше 30 град.

Ну это давно известно - незначительность выигрыша не оправдывает усложнения схемы выведения, спутника и увеличения длительности выведения. Поэтому используют полет через Луну только в крайних случаях, когда другого выхода нет - не просто же так его использовали для Азиасата.

[SpaceR]

По молчанию SES и LM видно, что с таким наклонением у апогейного движка топлива не хватает до ГСО. Т.е. главным критерием возможности вывода КА на ГСО, является минимальный расход топлива у АД. Поэтому думаю, что имеет смысл сначала подняться повыше, как в биэлептическом маневре - эффективно потратив топливо и сбросив основную массу КА, что поможет быстрее скорректировать наклонение двигателями малой тяги и только потом одновременно опустить апогей и поднять перегей на остатках топлива для маршевого. Даже полет через Луну будет более затратным по топливу для АД, потому что будут нужны еще неизвестно сколько коррекций перелетной орбиты.

Это с чего ж Вы взяли?  У Вас есть расчёт?
Я же уже выкладывал свой (по траекториям Кеплера), и там четко видно, сколько уйдёт ХС и на что.

[SpaceR]

[Ну это давно известно - незначительность выигрыша не оправдывает усложнения схемы выведения, спутника и увеличения длительности выведения. Поэтому используют полет через Луну только в крайних случаях, когда другого выхода нет - не просто же так его использовали для Азиасата.

Думаю, тут не всё так просто, иначе Азиасат пришёл бы строго на ГСО, а не на наклонную геосинхронную.  Скорее всего дело ещё и в ограниченной точности при таком манёвре.  Тем более у не предназначенных для таких операций геостационарных КА.

[fagot]

Думаю, тут не всё так просто, иначе Азиасат пришёл бы строго на ГСО, а не на наклонную геосинхронную. Скорее всего дело ещё и в ограниченной точности при таком манёвре. Тем более у не предназначенных для таких операций геостационарных КА.

Видимо сложно было сфазировать орбиту т.о., чтобы Луна при облете оказалась в плоскости экватора.

[SpaceR]

Думаю, тут не всё так просто, иначе Азиасат пришёл бы строго на ГСО, а не на наклонную геосинхронную. Скорее всего дело ещё и в ограниченной точности при таком манёвре. Тем более у не предназначенных для таких операций геостационарных КА.

Видимо сложно было сфазировать орбиту т.о., чтобы Луна при облете оказалась в плоскости экватора.

Вот нашел:

...излагают свое объяснение тому факту, что орбита Луны наклонена относительно плоскости земного экватора на угол в 5 градусов.

(отсюда
http://www.businesspress.ru/newspaper/article_mId_37_aId_9928.html )

Так что мало какая из аварийных ПГСО-орбит у КА  годится под перелет на ГСО через Луну

[Dude]

Это с чего ж Вы взяли? У Вас есть расчёт?
Я же уже выкладывал свой (по траекториям Кеплера), и там четко видно, сколько уйдёт ХС и на что.

Не видел Вашего, подозреваю весьма спекулятивного расчета облета Луны. Зато я привел ссылку на таблицу маневров Азиасат-3 которая говорит, что этот перелет обошелся почти в 2000 м/с и все это были маневры АД, первый перелет давший всего минус 40 градусов. И оставшиеся 12град обнулить на круговой ГСО стоило бы им более 600 м\с. Поэтому они два раза через Луну летали.

Вы уверены что в баке АД есть столько топлива? Тот же fagot высказался за лимит 1800 м/с.
А что я предлагал, "через высокий апогей" начинает действовать с запаса 1400-1500м/с у АД, потому как наклонение убирается двигателями малой тяги. Никто и не спорит, что это катастрофически сокращает САС.

Так что мало какая из аварийных ПГСО-орбит у КА годится под перелет на ГСО через Луну

Не понял как от происхождения наклонения Луны зависят сегодняшние гравитационные маневры. Кроме того наклонение Луны к экваториальной плоскости Земли 18-28 град. А 5 град это наклонение к эклиптике СС. В Охумору эту статью надо.  

Видимо сложно было сфазировать орбиту т.о., чтобы Луна при облете оказалась в плоскости экватора.

Есть некоторые противоречия, в одном источнике написано, что это был осознанный выбор из-за того, что не могли контролировать КА на больших расстояниях.

Hughes determined that they could not adequately track the vehicle much beyond GEO, so instead of using Belbruno's suggested technique (3- to 5-month trip time, much of it well beyond the Moon), they opted for an Apollo-style "free-return" path which takes the spacecraft out of contact for only a few days. (The swingby occurs on May 7th.) Belbruno's transfer could have removed all 51 deg. of inclination; the plan Hughes is executing now takes out about 40 deg.

Во втором хьюзовцы оправдывают оставшиеся после перелета 18 град.(6 град. потом были убраны импульсом в 150м/с) тем, что спутник был запущен в декабре, а не в сентябре или марте.

For example, as noted above, the invention may be used to take the inclination of a final geosynchronous orbit of a satellite to zero, resulting in a geostationary orbit, provided that the satellite is launched in March or September. This is because a satellite launched during March or September will cross the equatorial plane of the earth at the same time as the moon. Such a final orbit was not possible to achieve in the case of ASIASAT 3, because it was launched in December.

Если оба источника объединить, то трансфер убирающий за более долгий пролет Луны все 51 град. у них был, но от него отказались в пользу более простого, но менее эффективного. И даже он бы убрал наклонение на ноль, если бы КА был запущен во время равноденствия.
 :lol:  :lol:

[ОАЯ]

Ситуации с выходом на нерасчетную орбиту повторяются. Может быть, стоит организовать на орбите накопитель топлива для аварийного буксира для таких ситуаций. Местом расположения может стать МКС. Например, по-возможности, транспорт на МКС попутно доставляет немного топлива. И так за десяток рейсов прибудет 200...300 кг.  Буксир предельно легкий, выводиться тоже как попутный груз (аналогия УГАТУ).  Самая сложная операция – перекачка топлива в буксир с МКС. Затем уход к аварийному спутнику. Пленочная воронка улавливает аварийный спутник и буксирует его на его родную орбиту и возвращается к МКС.
   Если оговорить международными соглашениями, спасению  подлежали бы все спутники.

[Dude]

ОАЯ, зачем это делать при вероятности успешного вывода ~0.95?

Позволю себе продолжить тему спасения Азиасата-3 и вариантов для АМС-14.

Есть разные схемы спасения через Луну.

1. Выбранная "Хьюзом" для Aзиасата-3, она же под названием "Free-return trajectory" раннее использовалась "Аполлонами", конечно для "Аполлонов" выход был не на ГСО и Aзиасат-3 поднимал апогей за 12 шагов, но общая идея такова.


2. Что-то из WSB-ICM, предложенное Белбруно "Хьюзу", то  отчего они отказались.
(подскажите картинку)

[SpaceR]

Это с чего ж Вы взяли? У Вас есть расчёт?
Я же уже выкладывал свой (по траекториям Кеплера), и там четко видно, сколько уйдёт ХС и на что.

Не видел Вашего, подозреваю весьма спекулятивного расчета облета Луны. Зато я привел ссылку на таблицу маневров Азиасат-3 которая говорит, что этот перелет обошелся почти в 2000 м/с и все это были маневры АД, первый перелет давший всего минус 40 градусов. И оставшиеся 12град обнулить на круговой ГСО стоило бы им более 600 м\с. Поэтому они два раза через Луну летали.

Если не видели, нечего и выдумывать.
Данные моего расчета здесь: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8041&start=215
Я провел расчет ИДЕАЛЬНЫХ переходов, без учета влияния длительности маневра, так что в реальности будет ещё хуже, хоть и ненамного.

Вы уверены что в баке АД есть столько топлива? Тот же fagot высказался за лимит 1800 м/с.
А что я предлагал, "через высокий апогей" начинает действовать с запаса 1400-1500м/с у АД, потому как наклонение убирается двигателями малой тяги. Никто и не спорит, что это катастрофически сокращает САС.

На самом деле уменьшение наклонения проводится одновременно с поднятием перигея, одними и теми же маневрами - поскольку иначе потребная ХС возрастет ещё сильнее.
И нет особой разницы, какой двигатель использовать - что при маневрах в апогее, что у Луны - коррекции может делать и АД, и ЭРДУ. Ограничения могут быть только при маневрах в перигее, но это необходимо для обоих вариантов.

Так что мало какая из аварийных ПГСО-орбит у КА годится под перелет на ГСО через Луну

Не понял как от происхождения наклонения Луны зависят сегодняшние гравитационные маневры. Кроме того наклонение Луны к экваториальной плоскости Земли 18-28 град. А 5 град это наклонение к эклиптике СС. В Охумору эту статью надо.

Признаю, я не сразу разобрался с плоскостями. Впрочем, как и Вы с векторами.
В своем расчете я брал наилучший случай - когда Луна при облете находится над экватором. Учитывая, что это наверняка будет не так, добавил дополнительно 200-300 м/с - в результате и вышли приведенные 2100-2200 м/с. Если учесть разницу в перигейной скорости у Азиасата и АМС-14, то получатся те же самые "почти 2000 м/с".  Так что не такой уж и "спекулятивный"  

[SpaceR]

Видимо сложно было сфазировать орбиту т.о., чтобы Луна при облете оказалась в плоскости экватора.

Есть некоторые противоречия, в одном источнике написано, что это был осознанный выбор из-за того, что не могли контролировать КА на больших расстояниях.

Hughes determined that they could not adequately track the vehicle much beyond GEO, so instead of using Belbruno's suggested technique (3- to 5-month trip time, much of it well beyond the Moon), they opted for an Apollo-style "free-return" path which takes the spacecraft out of contact for only a few days. (The swingby occurs on May 7th.) Belbruno's transfer could have removed all 51 deg. of inclination; the plan Hughes is executing now takes out about 40 deg.

Ну, это как раз и говорит в пользу моего предположения:

Скорее всего дело ещё и в ограниченной точности при таком манёвре. Тем более у не предназначенных для таких операций геостационарных КА.

То есть ограниченные возможности аппаратуры "борта".

Во втором хьюзовцы оправдывают оставшиеся после перелета 18 град.(6 град. потом были убраны импульсом в 150м/с) тем, что спутник был запущен в декабре, а не в сентябре или марте.

For example, as noted above, the invention may be used to take the inclination of a final geosynchronous orbit of a satellite to zero, resulting in a geostationary orbit, provided that the satellite is launched in March or September. This is because a satellite launched during March or September will cross the equatorial plane of the earth at the same time as the moon. Such a final orbit was not possible to achieve in the case of ASIASAT 3, because it was launched in December.

Если оба источника объединить, то трансфер убирающий за более долгий пролет Луны все 51 град. у них был, но от него отказались в пользу более простого, но менее эффективного. И даже он бы убрал наклонение на ноль, если бы КА был запущен во время равноденствия.

Ну а это уже частично говорит в пользу версии fagota.  Скорее всего, отчасти правы оба  

Если Ваше предположение о ХС ионников верно, то у них "в ксеноне" ещё 700-800 м/с. А его можно отчасти использовать и при поднятии апогея, и (в особенности) при торможении перед ГСО. В общем,  тут  топливо АД не лимит.

[SpaceR]

Посчитал по Кеплеру перелет АМС-14 на ГСО через высокий апогей (>200 000 км).
Получается три импульса (условно) - 820+580+1040 м/с. В сумме соответственно 2440. Ну если ещё выше апогей, то вероятно порядка 2400. Правда, это без учета неизбежных потерь.
По сравнению с предполагаемыми 2100-2200 м/с "через Луну" - разница заметная... 4-6 лет САС.

Исходя из предположения о топливе АД на 1800 м/с, запасе ксенона на 750 м/с, перелёт через высокий апогей даст остаток топлива в лучшем случае на 2-3 года АС. Ну и кому оно надо?

[Schwalbe]

А он не может потом как Горизонты работать на "восьмерке"?

[sleo]

А он не может потом как Горизонты работать на "восьмерке"?

Может, Вы имели в виду не Горизонты, а Молнии?

[Tiger]

Вероятно, смотря, насколько размашистая будет "восьмерка". +/- 50 градусов - это явно не годится.  :?