Welche Orbitalelemente werden normalerweise beim Start anvisiert?

Ebenenwechsel sind im Hinblick auf den Treibstoffverbrauch teuer, weshalb es wichtig ist, dass jeder Start, der für ein Rendezvous mit der ISS vorgesehen ist, auf eine Umlaufbahn abzielen muss, deren Umlaufbahnebene sehr nahe an der der ISS liegt. Dazu muss ein Fahrzeug ungefähr in die richtige Richtung und ungefähr zur richtigen Zeit gestartet werden. Die Frage erwähnt, dass dies nur zwei der Orbitalelemente betrifft. Was ist mit den restlichen Elementen?

Es gibt mehrere Regeln bezüglich Rendezvous mit der ISS. Eine davon ist, dass selbst wenn das besuchende Fahrzeug genau zum falschen Zeitpunkt völlig tot ist, es nicht innerhalb eines längeren Zeitraums in die Nähe der ISS kommen wird. Ein weiterer Grund ist, dass das besuchende Fahrzeug die Tatsache ausnutzen muss, dass die ISS ein kooperatives Ziel ist; Die ISS verfügt über mehrere Navigationshilfen, die ausdrücklich dazu bestimmt sind, das Rendezvous zu erleichtern. Die Kombination dieser beiden bedeutet, dass Rendezvous ein langsamer Prozess ist. Das schnellste Rendezvous dauert sechs Stunden vom Start bis zum Rendezvous; Manche Fahrzeuge brauchen mehrere Tage.

Ich werde das Konzept des Phasenwinkels besprechen, bevor ich die Frage beantworte. Die ISS befindet sich in einer so nahezu kreisförmigen Umlaufbahn, dass das Argument des Perigäums und der wahren Anomalie nicht so gut definiert ist. Was gut definiert ist, ist das Argument des Breitengrades, die Summe der Argumente des Perigäums und der wahren Anomalie. Der Phasenwinkel zwischen zwei Raumfahrzeugen ist die Differenz zwischen den Breitengradargumenten dieser Raumfahrzeuge.

Die Antwort auf die Frage hängt sehr stark von der Rendezvous-Strategie ab, die von den Missionsplanern des Fahrzeugs verwendet wird. Einige der Probleme beinhalten

• Ob das Startfenster des Fahrzeugs so konzipiert ist, dass behebbare Probleme möglich sind. SpaceX und Russland verwenden fast sofortige Startfenster (Startfenster von einer Sekunde). Andere haben flexiblere Startfenster. Eine Verzögerung von nur einer Sekunde bedeutet, dass die ISS 7,7 Kilometer vor dem Ort ist, an dem sie gewesen wäre, wenn der Start genau zum geplanten Zeitpunkt stattgefunden hätte.
• Ob die Zeit, die zwischen dem Start und dem Andocken/Anlegen vergeht, einige Stunden oder mehrere Tage beträgt. Manche Fahrzeuge brauchen mehrere Tage, andere nur sechs Stunden. Mehrere Tage zu nehmen fügt viel Flexibilität hinzu, aber auf Kosten von mehreren Tagen.
• Ob Phasing-Orbits, die nach dem Einsetzen in die Umlaufbahn verwendet werden, große Halbachsen haben, die größer oder kleiner als die der ISS sind. Bei Phasenumlaufbahnen, die sich über der ISS befinden, muss das Fahrzeug vor der ISS sein, damit die Orbitalmechanik das Fahrzeug schließlich näher an die ISS bringt. Das Umgekehrte gilt für Phasing-Orbits unterhalb der ISS; Die Phaseneinstellung von unten erfordert, dass sich das Fahrzeug hinter der ISS befindet.
• Ob die letzten paar Umlaufbahnen große Halbachsen haben, die etwas größer oder etwas kleiner als die der ISS sind. Es gelten die gleichen grundlegenden Konzepte für die Phasenumlaufbahn, aber die Phasenverschiebung muss für diese letzten wenigen Umlaufbahnen viel kleiner sein.

Ich schaue mir zuerst die vielen Orbits (mehrere Tage) an, die zum Rendezvous herankommen. Diese Ansätze verwenden Phasenumlaufbahnen, deren Umlaufzeit etwas größer (Anflug von oben) oder etwas kleiner (Anflug von unten) als die der ISS ist, um schließlich die Phasendifferenz zu verringern. Die Startziele stimmen mit der Umlaufebene überein, haben aber eine Phasendifferenz ungleich Null, deren Vorzeichen davon abhängt, ob die Annäherung von oben oder von unten erfolgt. Eine richtig entworfene Rendezvous-Strategie reduziert die Größe des Phasenwinkels mit jeder Umlaufbahn.

Bei dieser Strategie mit vielen Umlaufbahnen liegen Änderungen in der Umlaufbahn des Raumfahrzeugs zunächst vollständig bei den Missionsplanern und in Echtzeit bei den Missionscontrollern auf der Erde. Diese Missionslotsen kennen die Umlaufbahnen der ISS und des besuchenden Fahrzeugs. Das Ziel besteht darin, das besuchende Fahrzeug schließlich zu einem Punkt zu bringen, an dem es sich einigermaßen nahe an der ISS befindet und sich ungefähr auf der gleichen Umlaufbahn wie die ISS befindet. Die Annäherung an das Fernfeld muss verhindern, dass das besuchende Fahrzeug eine vernünftige Chance hat, mit der ISS zu kollidieren. Der Übergang vom Fernfeld- zum Nahfeld-Rendezvous markiert den Punkt, an dem das besuchende Fahrzeug endlich die ISS sehen und mit ihr kommunizieren kann. Die Besuchsfahrzeugnavigation geht an diesem Punkt von der absoluten Navigation in die relative Navigation über.

Das besuchende Fahrzeug wird sich an diesem Übergangspunkt leicht hinter der ISS befinden, wenn die letzten paar Umlaufbahnen einer Annäherungsstrategie von unten folgen, und leicht voraus, wenn es einer Annäherungsstrategie von oben folgt. Unabhängig von der Strategie bringt jede Umlaufbahn das besuchende Fahrzeug näher an die ISS heran. Schließlich wird das besuchende Fahrzeug nahe genug sein, um seine letzten Schritte auszuführen; wie lange ist fahrzeugspezifisch.

Was ist mit schnelleren Rendezvous-Designs? Diese Konstruktionen müssen notwendigerweise viele der Zwischenschritte eliminieren und müssen die Schritte vom Fernfeld zum Nahfeld zum endgültigen Anflug drastisch reduzieren. Aber selbst diese schnellen Rendezvous-Designs sind ein bisschen konservativ. Im Gegensatz zu Sci-Fi, wo Rendezvous kurz nach dem Start stattfinden, erfordern selbst die schnellsten Rendezvous mehrere Umlaufbahnen zwischen Start und Rendezvous.

Die orbitalen Insertionsziele für das Shuttle waren

• Größe der Trägheitsgeschwindigkeit
• Höhe
• Winkel der Trägheitsflugbahn
• Orbitale Ebene

Von Unified Powered Flight Guidance Seite 1-3 (siehe auch Tabelle auf 3-3)

Einige Erklärung:

Wir werden die zweite Schwierigkeit angehen, indem wir uns für ein nicht rotierendes erdzentrisches XYZ-Koordinatensystem entscheiden: X- und Y-Achse liegen in der Äquatorialebene (X ist zu einem bestimmten Zeitpunkt auf den 0°-Meridian ausgerichtet), Z wird nach Norden zeigen. Es ist einfach, sphärische Koordinaten (Längengrad, Breitengrad und Höhe) in XYZ umzuwandeln - wir müssen uns nur daran erinnern, dass sich die Erde ständig dreht, daher werden sich auch die Koordinaten des Startplatzes ständig ändern. Schwieriger ist es, Keplersche Koordinaten der Zielbahn in XYZ umzuwandeln. Da es sich nicht um einen einzelnen, eindeutigen Punkt im Positions- und Geschwindigkeitsraum handelt, sondern um eine Menge von Punkten, können wir den gewünschten Zustand nur in Form von Einschränkungen ausdrücken. Wir werden sie in der folgenden Form schreiben:

• Ebene - definiert durch die gewünschte Neigung und Länge des aufsteigenden Knotens,

• Höhe - gewünschter Radius bei MECO,

• Geschwindigkeit - Größe des gewünschten Geschwindigkeitsvektors,

• Flugwegwinkel – Winkel zwischen dem gewünschten Geschwindigkeitsvektor und der lokalen Horizontalen.

Die erste Einschränkung kann einfach und eindeutig in XYZ-Form als Vektor geschrieben werden, der senkrecht zur Zielebene steht (wir können Euler-Formeln verwenden, um sie zu berechnen, wenn wir INC- und LAN-Winkel kennen), und explizit beschreiben, wo die Umlaufbahn sein wird und welche Richtung sie haben wird Bewegung. Die nächsten drei beschreiben, wie die Umlaufbahn aussehen wird: Wenn wir die Höhe (Radius) und die entsprechende Geschwindigkeit und den Winkel kennen, können wir eine Ellipse auf einzigartige Weise zeichnen.

Von hier aus - geschrieben von einer Person, die sich hingesetzt und ihre eigene Version von PEG geschrieben hat, indem sie die Shuttle-Dokumente durchforstet hat

(Diese Antwort wurde vollständig von meiner Antwort hier kopiert .)