Órbita de referencia baja
La versión actual de la página aún no ha sido revisada por colaboradores experimentados y puede diferir significativamente de la versión revisada el 12 de octubre de 2020; las comprobaciones requieren 76 ediciones .Una órbita de referencia baja ( LEO ) es una órbita temporal, una de las órbitas intermedias. Primera órbita intermedia. La órbita a la que entra la unidad principal del vehículo de lanzamiento después de completar la parte principal de la fase activa del lanzamiento de la nave espacial.
En el caso general, se considera que la nave espacial está en una órbita de referencia si se mueve con la primera velocidad cósmica , y está a una altitud donde la densidad correspondiente de la atmósfera superior , en primera aproximación, permite el movimiento circular o elíptico [ 1] . Tal combinación se describe en lenguaje profesional como "el período de existencia balística excede el tiempo de un turno".
La altura de la órbita de referencia depende de la tarea de vuelo, el diseño del vehículo de lanzamiento, el peso de la nave espacial y otros factores; sin embargo, la mayoría de las veces es de 150 a 250 km.
Es legítimo llamar a una órbita una "referencia" si se supone que debe cambiar significativamente: un aumento en la altura o un cambio en la inclinación . Si la misión de vuelo no proporciona maniobras para cambiar la órbita (cuando el vehículo de lanzamiento lleva la nave espacial inmediatamente al objetivo, trabajando en órbita en un segmento de vuelo activo continuo), entonces el término "órbita de referencia" no tiene sentido para dicho vuelo. misión y no se utiliza.
Terminología
En la literatura inglesa, se utiliza un término similar de órbita de estacionamiento, que a menudo se traduce directamente como "órbita de estacionamiento" u "órbita de espera".
Historia
El concepto de "órbita de referencia" entró en uso con el inicio de los lanzamientos del cohete Molniya de cuatro etapas , la cuarta etapa del cual ( Blok L ) era esencialmente una etapa superior y se lanzó en gravedad cero después de completar aproximadamente 3/4 de una revolución alrededor de la Tierra, como se requiere para el AMS interplanetario y lunar.
Etapas del lanzamiento de una nave espacial a una órbita objetivo (de trabajo)
En general, el caso más común, el lanzamiento de una nave espacial a una órbita objetivo (de trabajo), consta de los siguientes pasos:
- El funcionamiento de las primeras etapas del vehículo de lanzamiento y el lanzamiento de la unidad principal a la órbita de referencia. ( Segmento activo del vuelo , el funcionamiento de los motores principales del vehículo de lanzamiento). Esto a menudo se denomina "poner la nave espacial en órbita" o "poner la nave espacial en órbita" (es decir, exactamente en la órbita de referencia). En algunos casos, según el diseño del vehículo de lanzamiento y la tarea de vuelo, el vehículo de lanzamiento lleva la unidad principal solo a la trayectoria balística , y la unidad principal realiza una aceleración adicional para colocar la nave espacial en la órbita de referencia.
- Vuelo libre de la unidad principal a lo largo de la órbita de referencia. (Modo pasivo, los motores sustentadores están apagados. Pero, si es necesario, los motores de orientación y rotación de la nave espacial pueden encenderse).
- Encendido único o múltiple de los motores de propulsión del bloque principal (orbital) de la nave espacial. Transferencia de la unidad principal (orbital) a una o varias órbitas intermedias: cambio de la altura de la órbita, puesta en fase de la órbita, etc. - hasta que la nave espacial alcance la órbita objetivo (de trabajo), con los parámetros dados de altura, inclinación, forma circular o elíptica , etc. (modo activo de los motores de propulsión de la unidad principal de la nave espacial)
- Orientación de la nave espacial en la órbita objetivo con la ayuda de propulsores de actitud: rotación de la propia nave espacial, antenas, paneles solares, instrumentos, etc. Puesta en marcha de la nave espacial para completar su tarea objetivo.
La inserción en la órbita de referencia comienza desde el momento en que se lanzan los motores del vehículo de lanzamiento en el cosmódromo, luego se elaboran y descartan las etapas iniciales del vehículo de lanzamiento. Los motores principales de las primeras etapas del vehículo de lanzamiento generalmente permiten solo una activación única y ni siquiera permiten una doble activación. La fase de lanzamiento activo finaliza con el apagado de los motores del vehículo de lanzamiento y (en la mayoría de los casos) se descartan todas las etapas del vehículo de lanzamiento gastadas. Comienza el vuelo independiente libre de la unidad principal.
En algunos casos, el vehículo de lanzamiento coloca la unidad principal solo en una trayectoria suborbital , y solo entonces la unidad principal forma una órbita de referencia.
La unidad principal (o unidad orbital), según la tarea de vuelo y el diseño del vehículo de lanzamiento, puede tener una configuración diferente. Por ejemplo:
- solo la propia nave espacial y sus propios motores;
- KA + etapa superior ;
- KA + la última etapa del vehículo de lanzamiento, que permite el encendido múltiple del motor sustentador (un caso raro pero común).
Ejemplos de lanzamiento de una nave espacial a una órbita de referencia
Cada lanzamiento es único, pero el tiempo aproximado de lanzamiento a la órbita de referencia es de unos 500-800 segundos (8-12 minutos). Ciclogramas de vuelo de algunos tipos de vehículos de lanzamiento y algunos ejemplos del lanzamiento de la unidad principal a la órbita de referencia:
- Proton_(launcher) #Patrón de vuelo estándar del vehículo de lanzamiento Proton-M con el vehículo de lanzamiento Breeze-M - Separación de la tercera etapa del vehículo de lanzamiento y el bloque orbital - 588,4 s, altitud 151 km. A continuación, se realiza la primera activación de los motores principales de la etapa superior, con lo que se forma una órbita elíptica de referencia con una altura de 170 × 230 km y una inclinación de 51,5°.
- Soyuz_(lanzador) #Características_tácticas y técnicas_de_las_etapas_RN_"Soyuz" - Tiempo de separación de la III etapa (bloque I) - T + 526 s
- Space_shuttle#Flight_profile : unos 8,5 minutos después del lanzamiento, a una altitud de unos 113 km, el depósito de combustible externo se separa y el transbordador entra en una trayectoria balística . La aceleración adicional necesaria se realiza mediante una o dos activaciones a corto plazo de los motores del sistema de maniobra orbital , lo que conduce a la formación de una órbita de referencia baja (una órbita circular con una altitud de unos 250 km). Después de eso, el combustible residual se descarga del sistema del motor principal SSME y se evacuan sus líneas de combustible . Al barco se le da la orientación axial necesaria. Se abren las puertas del compartimiento de carga, que también sirven como radiadores para el sistema de termorregulación del barco. Los sistemas de la nave espacial se ponen en configuración de vuelo orbital.
- SS-520-4#Flight_sequence es un ejemplo de una secuencia de emergencia.
Uso
El vuelo libre a lo largo de la órbita de referencia generalmente se usa para verificar la telemetría, desplegar antenas, paneles solares, verificar el equipo de la nave espacial, establecer comunicación con el MCC, orientar la nave espacial, calcular la duración del siguiente pulso, seleccionar el punto del próximo pulso, etc
Parámetros de órbita de referencia
Los parámetros típicos de la órbita de referencia, usando el ejemplo de la nave espacial Soyuz-TMA, pueden ser:
- La altura mínima sobre el nivel del mar (en el perigeo ) es de 193 km,
- La altura máxima sobre el nivel del mar (en el apogeo ) es de 220 km,
- Inclinación - 51,6 grados,
- El período de revolución es de unos 88,3 minutos.
A la hora de determinar la altura del LEO, es importante indicar a partir de qué modelo de la Tierra se mide. La balística rusa indica tradicionalmente la altura sobre el elipsoide, y la americana sobre la esfera, por lo que la diferencia puede alcanzar los 20 km (corresponde aproximadamente a la diferencia entre los radios ecuatorial y polar de la Tierra), y el apogeo y el perigeo. las posiciones pueden cambiar.
Dado que la rotación diaria de la Tierra está involucrada en el lanzamiento de la carga útil en órbita, la capacidad de carga del vehículo de lanzamiento depende de la inclinación de la órbita con respecto al plano ecuatorial. Las mejores condiciones se logran si el LEO tiene una inclinación hacia el ecuador que coincida con la latitud del sitio de lanzamiento desde el cual se realizó el lanzamiento. Otras inclinaciones de la órbita conducen a una disminución de los parámetros del vehículo de lanzamiento en términos de capacidad para poner carga en órbita. Sin embargo, no todos los cosmódromos pueden lanzarse en la dirección energéticamente más favorable, por ejemplo, para Baikonur con una latitud de unos 46 grados, es imposible lanzar con inclinaciones inferiores a 48,5 grados debido a las restricciones en la ubicación de los territorios donde el caen partes separadas de los cohetes (zonas de exclusión). La inclinación más utilizada para lanzamientos desde Baikonur es de 51,6 grados, rara vez se utilizan inclinaciones más bajas.
Cuanto más baja sea la órbita, mayor será la masa de carga que el vehículo de lanzamiento puede llevar, en igualdad de condiciones. Por lo tanto, es ventajoso hacer que la órbita de referencia sea lo más baja posible. En la práctica, un tiempo de vuelo orbital (antes de entrar en las capas densas de la atmósfera) inferior a un día puede causar problemas en caso de fallos a bordo de la nave espacial, por lo que prácticamente no se utilizan órbitas tan bajas. Además, la altura mínima de la órbita de referencia se ve afectada por el valor del error de inserción, ya que con una combinación desfavorable de errores de instrumentos de medición, controles y factores externos, la órbita puede resultar demasiado baja y la nave espacial regresar a la atmósfera de la Tierra y consumirse antes de que tenga tiempo de maniobrar. No obstante, se conocen casos de puesta en órbita de vehículos con un periodo de revolución inferior a 88 minutos y una altura de perigeo de 121-150 km. Por ejemplo, la estación automática Luna-7 fue lanzada a una órbita de referencia con un perigeo de 129 km . Los satélites de la familia KH-7 Gambit fueron lanzados a órbitas similares .
El tiempo pasado por la nave espacial en la órbita de referencia
Establecido
El tiempo más frecuente que pasa una nave espacial en la órbita de referencia es de varias decenas de minutos a varias horas. Sin embargo, dependiendo de la tarea de vuelo y otros factores, este tiempo puede ser de varios minutos a varios días. Por ejemplo, NEAR_Shoemaker estuvo en órbita de referencia solo 13 minutos,
En la órbita de referencia, el dispositivo puede estar, incluso a menos de una revolución, de acuerdo con el plan de vuelo. Por ejemplo, todas las cargas útiles lanzadas por el cohete 8K78 Molniya se llevaron a cabo en la órbita de referencia de aproximadamente 2/3 a 3/4 de revolución. Con la expansión de las capacidades del sistema de control de las etapas superiores de los cohetes y las etapas superiores, el tiempo de permanencia en la órbita de referencia comenzó a variar ampliamente. Entonces, la sonda marciana india " Mangalyan " pasó aproximadamente 2 días en la órbita de referencia.
Último
El tiempo máximo posible que pasa la nave espacial en la órbita de referencia está determinado principalmente por la resistencia atmosférica. Debido al rozamiento con la atmósfera, se produce un descenso paulatino de la órbita, hasta la entrada en las capas densas de la atmósfera y la caída de la nave a la Tierra.
Además de la altura de la órbita, este tiempo depende de los parámetros balísticos del cuerpo celeste artificial , de la actividad del Sol durante este período, que afecta la altura de las capas superiores de la atmósfera terrestre y algunos otros parámetros.
Véase también
- órbita de geotransferencia
- Cambio de inclinación orbital
- fase orbital
- maniobra orbital
- trayectoria de Hohmann
- Órbita de transferencia bielíptica
- Sistema de maniobra orbital
- basura espacial
Notas
- ↑ Diseño de misiones de naves espaciales - Charles D. Brown - Google Books . Consultado el 29 de agosto de 2018. Archivado desde el original el 3 de marzo de 2021.
Enlaces
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