Die treibstoffeffizienteste Deorbit von geostationär

Angenommen, ein Raumschiff im geostationären Orbit muss deorbitiert werden (nicht sehr häufig, aber ertrage es mit mir).

Wie entscheidet man, wann und wie lange die retrograden Verbrennungen sein sollen, um mit der minimalen Kraftstoffmenge gestartet zu werden?

Ich habe im Internet gesucht, aber nichts Nützliches gefunden, um diese Optimierungen vorzunehmen. Ich hoffe, jemand mit Erfahrung in der Orbitalmechanik kann mir hier helfen.

Bearbeiten: Wie jemand in den Kommentaren betonte, könnte eine retrograde Verbrennung allein teuer sein. Bitte fühlen Sie sich frei, andere Manöver und die Berechnung der Zeiten und Dauer der erforderlichen Verbrennungen hinzuzufügen. Alle Hinweise auf die Berechnungen oder sogar Software, die helfen könnten, werden sehr geschätzt.

Ich denke, es ist gefährlich anzunehmen, dass eine rückläufige Verbrennung am effizientesten ist, die Apoapsis erhöht und dort rückläufig brennt oder eine Schwerkraftunterstützung vom Mond wirtschaftlicher ist.
@lijat Danke für den Kommentar. Ich werde die Frage bearbeiten, um sie zu begrenzen.
Wäre das Deorbiting in den Mond von Geo also sparsamer?
@Dragongeek das ist interessant, wenn Sie für eine sorgfältig berechnete Unterstützung genau in die Nähe des Mondes schießen können, könnten Sie dann auch die Flugbahn so auswählen, dass der Aufprallparameter weniger als 1767 km beträgt? Das ist wahrscheinlich die Antwort; Erhöhen Sie einfach Ihren Höhepunkt von 42.000 km auf 380.000 km und "ker-pow!", De-Orbit.
@uhoh, genau genommen ist das kein Deorbiting. Sie werden immer noch die Erde umkreisen, aber als Spritzer auf der Oberfläche des Mondes, anstatt alleine zu sein. :-). Also, zum OP, wollen wir, dass der Satellit in der Erdatmosphäre verbrannt wird, oder werden wir irgendeine sichere Entsorgung akzeptieren?
@DiegoSánchez Eigentlich wäre es am besten, wenn wir einen Wiedereintritt machen könnten, der das Raumschiff nicht braten würde (wie das Perigäum in die Atmosphäre absenken und uns auf eine ereignislose Wasserung freuen) :)
Ich glaube, dass die Gesamtgleichungen für die Mindestverbrennung unabhängig von der ursprünglichen Umlaufbahnhöhe gelten. Es gibt einen optimalen Punkt in der elliptischen Umlaufbahn, um eine Verbrennung zu starten, und danach ist der Gesamtbrennstoff eine Funktion der Höhe und der gewünschten maximalen Aufsetzgeschwindigkeit.
@CarlWitthoft es ist komplizierter. Suchen Sie zum Beispiel einen bielliptischen Transfer
Ich glaube nicht, dass Sie es schaffen werden, nennenswerte Teile eines Satelliten zu bergen, es sei denn, er wurde speziell dafür entwickelt. Ihre ereignislose Wasserung wird höchstwahrscheinlich zu einem ereignislosen Staubschauer.
@DiegoSánchez Nun, eigentlich ist das Raumschiff bemannt . Es ist eine Herausforderung auf einem Raumflugsimulator, mit dem ich oft herumspiele.
Orbitalmechanik 101: Alles, was komplexer ist als die Hohmann-Lösung, wird mit ziemlicher Sicherheit viel langsamer sein.

Antworten (2)

Dies ist keine vollständige Antwort, da ich nicht die genaue Berechnung einbeziehen werde, die erforderlich ist, um Ihre Brenndauer herauszufinden, aber zumindest werde ich den Ansatz mit direkter Rückkehr und Bi-Ellipse ansprechen.

Für eine Rückkehr aus dem Orbit eines bemannten Raumfahrzeugs möchten Sie zwei Faktoren abwägen:

Einerseits möchten Sie die für den Betrieb erforderliche Kraftstoffmenge minimieren; andererseits möchten Sie den Zeitaufwand und die Endgeschwindigkeit minimieren.

Die schnellste und sicherste Rückkehr wäre eine direkte Rückkehr unter Verwendung einer Hohmann-Transferbahn ; Brennen Sie am Apogäum rückläufig und Sie erreichen Ihre Zielumlaufbahn schneller als mit jeder anderen Methode und mit der niedrigsten Wiedereintrittsgeschwindigkeit, wodurch Ihre Überlebenschancen maximiert werden.

Wenn Sie eine bi-elliptische Transferbahn verwenden , können Sie das benötigte Delta V insgesamt reduzieren, jedoch auf Kosten von mehr Zeit im Weltraum für Ihre Astronauten und einer höheren Wiedereintrittsgeschwindigkeit.

Ich habe eine schnelle Berechnung durchgeführt, und ein direkter Hohmann-Transfer von einer kreisförmigen geostationären Umlaufbahn auf 100 km (und die Atmosphäre den Rest erledigen lassen) würde etwa 1,49 km / s erfordern (bitte von jemandem bestätigen) und 17 Stunden dauern. Eine Bi-Ellipse mit einer Entfernung von bis zu 380.000 km (Mondentfernung zur Erde, nur um eine aussagekräftige Entfernung zur einfachen Referenz auszuwählen) würde Ihnen ~ 167 m / s (11 %) auf Kosten von 10 Tagen im Weltraum einsparen.

Anmerkung nach HopDavids Kommentar: Normalerweise sollte für diese beiden Umlaufbahnen ein bielliptischer Transfer weniger effizient sein, aber da wir die Atmosphäre für unser letztes "Brennen" verwenden, sparen wir uns das Teuerste davon. Je höher Sie in der Bi-Elliptik fahren, desto mehr Energie müssen Sie bei der abschließenden Zirkularisierungsverbrennung abgeben und desto mehr Kraftstoff sparen Sie beim Aerobraking.

Meine Zahlen stimmen ziemlich genau mit deinen überein. Was mich überraschte, da ich dachte, dass sich Ziel- und Abflugorbitradien mindestens um den Faktor 11 unterscheiden müssten, damit die Bi-Ellipse funktioniert. Aber vielleicht liegt es daran, dass wir Aerobraking verwenden, um auf der Zielumlaufbahn in 200 km Höhe abzubremsen.
Ist für den bi-elliptischen Transfer ein Ebenenausrichtungsbrand erforderlich? Ich bin mir nicht sicher, ob der Mond und ein geostationärer Satellit bereits auf derselben Ebene wären.
@HopDavid, Ja, die letzte Verbrennung ist die teuerste, da Sie aus einer energiereicheren Umlaufbahn kommen, und wir sparen diesen Kraftstoff durch Aerobraking. Ich habe der Antwort eine Anmerkung hinzugefügt. Danke, dass Sie meine Zahlen überprüft haben.
@WilliamREbenezer. Nein, ich habe "Mondumlaufbahn" als Oberbegriff verwendet, um "Bis zu 380000 km" zu sagen. Ich habe meine Antwort umformuliert, um das klarer zu machen. In diesem Fall, in dem Sie einfach nur "irgendwo hinspritzen" möchten, brauchen Sie sich nicht um Flugzeugwechsel zu kümmern. Ihre geostationäre Umlaufbahn ist eine äquatoriale, die für den Wiedereintritt am einfachsten ist.
Es gab noch nie ein bemanntes Raumschiff in einer geostationären Umlaufbahn.
@Uwe Ich weiß. Aber es ist nicht unmöglich – also könnte man genauso gut seltsame Sachen auf einem Simulator ausprobieren.
Sollte in der Lage sein, es besser zu machen, indem man eine Mondgravitationsunterstützung verwendet, also keine zweite Verbrennung.

Wann ist egal, da das System rotationssymmetrisch ist. Eine retrograde Verbrennung ist mit ziemlicher Sicherheit die effizienteste Methode (ausgenommen sehr lange Zeiträume, in denen darauf gewartet wird, dass Störungen signifikant werden).

Es ist ungewöhnlich, ein geostationäres Objekt aus der Umlaufbahn zu entfernen, sodass Sie möglicherweise nicht viel direkt darüber finden (der übliche Ansatz besteht darin, den Umlaufradius auf eine "Friedhofs" -Umlaufbahn zu erhöhen). Es ist jedoch das entgegengesetzte Manöver zu einem Apogäum-Kick, über den Sie viele Informationen finden werden. Die Zusammenfassung ist, um zu einer geostationären Transferbahn zurückzukehren, müssen Sie die Umlaufgeschwindigkeit auf 1,64 km/s reduzieren (die geostationäre Umlaufgeschwindigkeit beträgt 3,07 km/s). Daher müssen Sie mit 1,43 km / s rückwärts brennen. Wie lange dies dauert, hängt vom Verhältnis von Schub zu Gewicht ab.

Bei einem Deorbit brennt man bei Apoapsis. Wenn Ihre Umlaufbahn nicht perfekt kreisförmig ist, spielt die Zeit eine Rolle.
@LorenPechtel als geostationär muss es kreisförmig sein. ansonsten hast du recht.
Ja und nein. Das hängt von deinen Motoren ab. Wenn sie einen hohen Schub haben, ist die Verbrennung schnell genug vorbei, es spielt keine Rolle, aber wenn sie einen niedrigen Schub haben und Sie absolut den minimalen Kraftstoffverbrauch wollen, sollten Sie Ihre Verbrennung aufteilen und jedes Mal, wenn Sie zurückkommen, ein bisschen tun bis hin zu geosync. Ich habe zu viele NERVA-Raketen in Kerbin gepflügt, weil ich dieses Problem ignoriert habe!
Die treibstoffeffizienteste Deorbit von geostationär
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