Na forum NASASpaceFlight.com pojawiła się ciekawa dyskusja oraz wyjaśnienie różnych orbit transferowych związanych z wysyłaniem satelitów na orbitę geostacjonarną. W związku z czym postaram się czytelnikom wyjaśnić o co chodzi.
Zacznijmy od orbity geostacjonarnej – jak wiecie jest to orbita kołowa o zerowej inklinacji (czyli satelity latają nad równikiem) i „wysokości” 35786 kilometrów nad poziomem morza (42164 km od grawitacyjnego środka Ziemi). Prędkość niezbędna do pozostania na tej orbicie jest identyczna jak prędkość obracania się Ziemi. Dzięki temu satelity z punktu widzenia obserwatora na Ziemi „stoją w miejscu”. Dla ciekawskich – nie da się podobnego manewru zrobić z Księżycem – obraca się on tak powoli że orbita księżyco-stacjonarna była by bardzo daleko (95 tysięcy kilometrów od Księżyca) – w tej odległości wpływ grawitacji Ziemi jest znacznie silniejszy niż grawitacji Księżyca i satelita na takiej orbicie nie byłby stabilny.
Różne rakiety oferują różne opcje dostarczenia satelity na orbitę geostacjonarną. Najlepszą i najdroższą oferowaną opcją jest Atlas V z Centaurem pozwalający na dostarczenie satelity dokładnie na tą orbitę. Niewiele gorszy jest rosyjski Proton – w przypadku mniejszych satelitów jest on w stanie dostarczyć je bardzo blisko tej orbity.
Właśnie – jak się liczy „bliskość” dostarczenia? W dość prosty sposób – przez zdefiniowanie jaką zmianę prędkości (delta V) musi wykonać satelita by dotrzeć na orbitę geostacjonarną. W przypadku Atlasa V + Centaur ta wartość to kilkadziesiąt metrów na sekundę. W przypadku Protona jest to od 400 m/s do 1800 m/s w zależności od masy ładunku. Ariane V nominalnie oferuje dostarczenie satelity na orbitę transferową z której dotarcie na geostacjonarną wymaga 1500 m/s. Natomiast start z Cape Canaveral (standardowy Atlas V czy Falcon 9) oferują zazwyczaj orbitę z deficytem 1800 m/s. Te 300 m/s wynika z położenia Cape Canaveral względem Kouruou – z Kourou można wystrzeliwać satelity od razu na orbitę z zerową inklinacją, podczas gdy z Cape Canaveral inklinacja wynosi 27 stopni. I te 300 m/s to właśnie koszt zmiany inklinacji o 27 stopni na wysokości 35 tysięcy kilometrów.
Zmienianie inklinacji jest dość kosztowne o czym wiedzą dobrze Rosjanie. Ich kosmodrom wymaga wystrzeliwania rakiet z początkową inklinacją 51.5 stopni. Dlatego Proton/Briz-M musi wykonać aż cztery uruchomienia silników zanim dostarczy satelitę na orbitę o deficycie 1500 m/s. Dla porównania – Falcon 9 wymaga tylko dwóch uruchomień silnika.
Następnym ważnym elementem wiedzy o orbitach jest to że inklinację się zmienia tym łatwiej im większe apogeum ma orbita. Tradycyjna orbita transferowa ma perygeum w okolicach 200-300 km nad Ziemią a apogeum 35 tysięcy km nad Ziemią (dzięki temu jedno uruchomienie silników jest w stanie zmienić ją na kołową geostacjonarną). Dlatego SpaceX oferuje klientom dość nietypowe orbity transferowe, których apogeum jest znacznie powyżej orbity geostacjonarnej. Pozwala to na zmniejszenie delta V o kilkadziesiąt metrów na sekundę – wydłużenie czasu życia satelity o jeden, dwa lata. Czas życia satelity na orbicie geostacjonarnej jest zwykle funkcją ilości paliwa jakie satelita ma na manewry. Jednak wymaga to od operatora satelity bardziej skomplikowanych manewrów w celu umieszczenia satelity na właściwym miejscu i wielokrotnych uruchomień silników.
Dlaczego wszystkie rakiety nie dostarczają satelitów od razu na orbitę geostacjonarną? Przede wszystkim dlatego że rachunek ekonomiczny wymagał by budowy trzystopniowych rakiet. Opłaca się pozbyć drugiego stopnia po drodze by zmniejszyć niepotrzebną masę (konstruktorzy Protona rozwiązali ten problem za pomocą odrzucanych zbiorników paliwa). Do tego trzeci stopień musiał by mieć spore zapasy paliwa by „wrócić” z orbity transferowej – przepisy zabraniają zaśmiecania kosmosu. W związku z czym trzecim stopniem staje się satelita. I tak on musi mieć silniki i paliwo na manewrowanie na orbicie, więc taniej jest zbudować satelitę z większym zbiornikiem paliwa niż budować trzystopniową rakietę. Zwiększa to niezawodność – każde dodatkowe uruchomienie silników drugiego stopnia obarczone jest dodatkowym ryzykiem. Do tego prawa dotyczące satelitów geostacjonarnych i ich pozbywania się są troszkę inne – na koniec życia satelita musi jedynie troszkę zwiększyć swoją orbitę i trafić na orbitę „śmieciową” lekko powyżej geostacjonarnej.
Tak jak napisałem wcześniej wyjątkiem jest ULA i Atlas V/Centaur – rakieta ma na tyle duży udźwig że w przypadku niektórych (wojskowych) satelitów Centaur jest w stanie dostarczyć satelitę na orbitę geostacjonarną i nadal ma na tyle paliwa by zmienić swoją orbitę na taką, która po kilkunastu dniach spowoduje jego spalenie się w atmosferze. W ten sposób satelita ma więcej paliwa na manewry, co w przypadku wojskowych satelitów jest bardzo ważne (szczególnie tych wyposażonych w systemy anty-anty-satelitarne = umiejących gwałtownie uskoczyć po wykryciu nadlatującego pocisku antysatelitarnego).
Mam nadzieję że czytelnikom przyda się ta dawka wiedzy – oglądając start Falcona 9 z satelitą SES-9 będziecie wiedzieli dlaczego drugi stopień musi wykonać dwa uruchomienia silników – pierwsze w celu dotarcia na kołową orbitę na wysokości kilkuset kilometrów a drugie by zamienić ją na silnie eliptyczną z apogeum tak daleko od Ziemi jak tylko się da.
