So berechnen Sie die Berechnung der Triebwerkskraft während Manövern

Wie berechnet die Flugdynamiksoftware das erforderliche Delta-V und die Kraft / den Impuls, die in jedem Triebwerk zum Halten der Position benötigt werden?

Um dVs für die Stationshaltung zu berechnen, müssen die Abweichungen der Orbitalelemente vom Nennwert bekannt sein. Für einen GEO-Satelliten gibt es zwei Hauptstörungen : eine durch die Erde und den Mond verursachte Neigungsstörung von etwa 0,85 Grad pro Jahr und eine Exzentrizitätsstörung, die durch die Elliptizität der Polarsymmetrie der Erde verursacht wird.

Für eine kreisförmige Umlaufbahn ergibt sich das für eine Neigungsänderung erforderliche dV aus der folgenden Gleichung :

$\Delta v_i = 2v*sin(\frac{\Delta i}{2})$

wo$v$ist die Umlaufgeschwindigkeit, und$\Delta i$ist die Neigungsänderung. Die Geschwindigkeit muss am absteigenden Knoten in der normalen Richtung oder am aufsteigenden Knoten in der antinormalen Richtung vermittelt werden. Die Geschwindigkeit im geostationären Orbit beträgt ungefähr 3,07 km/s, was ein dV von ungefähr 46 m/s ergibt. Dies kann eine einzelne Verbrennung sein, die jährlich durchgeführt wird (z. B. GOES ), oder mehrere kleinere Verbrennungen im Laufe des Jahres. Die Lage der Knotenlinie kann anhand des spezifischen relativen Drehimpulsvektors berechnet werden.

Das Anpassen der Exzentrizität kann angenähert werden, indem ein einfaches Manöver im Hohmann-Stil angenommen wird, um die Orbit-Extrema wieder auf kreisförmig anzuheben oder abzusenken. Um dies bei GEO zu korrigieren, sind kleine 2 m/s pro Jahr erforderlich. Davon abgesehen wird typischerweise eine komplexere Verbrennung verwendet. Eine detaillierte Beschreibung der erforderlichen tangentialen, radialen und orthogonalen dV-Komponenten finden Sie in diesem PDF .

Wie berechnet es Radentlastungssituationen?

Um ein Reaktionsrad zu entsättigen, müssen Triebwerke ein Drehmoment aufbringen, um zu verhindern, dass sich der s/c dreht, wenn das Rad nach unten gedreht wird. Das von einem Reaktionsrad auf die S/C ausgeübte Drehmoment ist definiert als:

$T = I_w * \alpha_w$

wo$I_w$ist das Trägheitsmoment der Räder, und$\alpha_w$ist die Rate, mit der das Rad abgebremst wird. Die Triebwerke müssen dieses Drehmoment während der Entsättigung aufrechterhalten. Mit einer nicht symmetrischen Reihe von Triebwerken, wie sie auf dem berüchtigten Mars Climate Orbiter zu sehen sind, wird die Durchführung dieser Manöver ein dV verleihen und die Flugbahn des Satelliten verändern. Unter der Annahme, dass das fragliche S/C Triebwerke hat, die in entgegengesetzte Richtungen weisen, kann dies vermieden werden. Das von einem Triebwerk übertragene Drehmoment wird wie folgt angegeben:

$T = F_{thr}*d$

wo$F_{thr}$ist die vom Triebwerk bereitgestellte Kraft, und$d$ist der orthogonale Abstand oder "Momentenarm" des Triebwerks von der Achse, die parallel zur Raddrehachse ist und den s/c-Massenmittelpunkt schneidet. Wie zuvor erwähnt, kann dieses Drehmoment von einem einzelnen Triebwerk oder einer Summe kleinerer Drehmomente bereitgestellt werden, die von mehreren Triebwerken bereitgestellt werden, aber in beiden Fällen muss das Gesamtdrehmoment gleich dem vom Rad ausgeübten Drehmoment sein.