Точность выведения КА (3 s) на типовые орбиты. Дешёвое выведение грузов на опорную орбиту. Какие из вариантов наиболее реальны Как выводится спутник на орбиту

Для выведения КА на орбиту ракета-носитель (РН) должна сообщить ему вполне определенную скорость, как по величине, так и по направлению при заданных координатах точки выведения. Это обеспечивается программой полета, реализация которой происходит при воздействии на РН органов управления.

Ракета-носитель, стартуя вертикально, выходит затем на криволинейный участок траектории полета, на протяжении которого угол наклона ее оси к местному горизонту постепенно уменьшается. В плотных слоях атмосферы РН движется по траектории, близкой к траектории с нулевой подъемной силой, т.е движение происходит с нулевым углом атаки.

Скорость, необходимая для выведения КА на круговую орбиту в центральном поле тяготения Земли (первая космическая скорость), рассчитывается по формуле

где g – ускорение свободного падения для поверхности Земли,g = 9,80665 м/с 2 ;R – средний радиус Земли, равный 6371 км;H – высота орбиты КА над поверхностью Земли.

Для поверхности Земли, как известно, первая космическая скорость равна 7,9 км/с, для км (НОО – низкая околоземная или опорная орбита)км/с, для ГСО – 3,076 км/с.

Для эллиптических орбит конечные скорости находятся в диапазоне между первой и второй космическими скоростями (7,9 … 11,2 км/с). Следует помнить, что за счет использования вращения Земли вокруг собственной оси, при запуске РН с КА в восточном направлении можно получить дополнительное приращение скорости, равное для экватора 465 м/с. Для широты космодрома Плесецк (Россия, 63°00′ с. ш. 41°00′ в. д.) – 210 м/с.

На практике реализуются различные методы выведения КА на орбиту, отличающиеся друг от друга требуемой энергией, программой изменения тяги, параметрами ступеней РН, продолжительностью выведения, и др. Однако главным требованием, обуславливающим выбор типа выведения, является минимизация энергии. Различают три основным типа вывода КА на орбиту:

– полностью активный вывод (прямое выведение);

– баллистический вывод;

– эллиптический вывод (с участком движения по перигейной круговой орбите радиуса, равного перигейному расстоянию переходной орбиты или без него).

При прямом выведении имеется лишь один активный участок, параметры движения в конце которого должны совпадать с требуемыми орбитальными параметрами КА. Это тип вывода, по сравнению с двумя последующими типами вывода является менее экономичным, поскольку с увеличением продолжительности активного участка возрастает расход энергии на преодоление гравитационных сил. Этот метод целесообразно использовать для выведения КА только на НОО (до 400 км). Здесь большое значение приобретает вопрос выбора программы движения РН, обеспечивающей минимум расхода энергии.

При баллистическом выводе реализуются траектории, представляющие собой дуги эллиптических траекторий в центральном поле тяготения. При этом вершина эллиптической траектории должна касаться орбиты, на которую выводится КА. В вершине траектории КА сообщается дополнительный импульс до требуемой орбитальной скорости (второй активный участок). Этот метод выведения по сравнению с другими обеспечивает прямую видимость во время выведения и более благоприятные условия для спасения отдельных ступеней РН, на вывод тратится меньше времени. Баллистический тип вывода несет наименьшие затраты энергии при высотах орбиты КА до 1000 км.

Эллиптический вывод – наиболее экономичный способ перевода космического аппарата с одной круговой орбиты на другую (с точки зрения затрат ракетного топлива). При эллиптическом выводе КА сначала выводится на НОО высотой 180 … 200 км, где (сразу или через определенный промежуток времени) он разгоняется до перигейной скорости переходного эллипса, в апогее которого, касающегося заданной орбиты, КА разгоняется до требуемой орбитальной скорости. Т.е. переход происходит по полуэллиптичекой траектории, которая касается внутренней (меньшей) круговой орбиты снаружи, и касается внешней (большей) круговой орбиты изнутри. Такие переходы называют полуэллиптическими или гомановскими переходами по имени немецкого ученого В. Гомана (W. Hohman), который впервые предложил использовать их для межпланетных перелетов.

Широкое применение в космонавтике находит геостационарная орбита. Наиболее выгодным с энергетической точки зрения считается выведение КА на ГСО со стартовых площадок на экваторе. Запуск КА на ГСО с космодромов России является более сложным, так как требует дополнительного изменения плоскости орбиты КА. Этот энергоемкий маневр осуществляется, как правило, специальных многократно включаемых ступеней РН – разгонных блоков. При этом используются способы выведения, включающие в себя пассивные участки и опорные орбиты. Практическое применение в настоящее время получили двух- и трехимпульсные схемы выведения, а также использование гравитационного поля Луны для поворота плоскости орбиты КА.

Подобно тому, как места в театре позволяют по-разному взглянуть на представление, различные орбиты спутников дают перспективу, каждая из которых имеет свое назначение. Одни кажутся висящими над точкой поверхности, они обеспечивают постоянный обзор одной стороны Земли, в то время как другие кружат вокруг нашей планеты, за день проносясь над множеством мест.

Типы орбит

На какой высоте летают спутники? Различают 3 типа околоземных орбит: высокие, средние и низкие. На высокой, наиболее удаленной от поверхности, как правило, находятся многие погодные и некоторые спутники связи. Сателлиты, вращающиеся на средней околоземной орбите, включают навигационные и специальные, предназначенные для мониторинга конкретного региона. Большинство научных космических аппаратов, в том числе флот системы наблюдения за поверхностью Земли НАСА, находится на низкой орбите.

От того, на какой высоте летают спутники, зависит скорость их движения. По мере приближения к Земле гравитация становится все сильнее, и движение ускоряется. Например, спутнику НАСА Aqua требуется около 99 минут, чтобы облететь вокруг нашей планеты на высоте около 705 км, а метеорологическому аппарату, удаленному на 35 786 км от поверхности, для этого потребуется 23 часа, 56 минут и 4 секунды. На расстоянии 384 403 км от центра Земли Луна завершает один оборот за 28 дней.

Аэродинамический парадокс

Изменение высоты спутника также изменяет его скорость движения по орбите. Здесь наблюдается парадокс. Если оператор спутника хочет повысить его скорость, он не может просто запустить двигатели для ускорения. Это увеличит орбиту (и высоту), что приведет к уменьшению скорости. Вместо этого следует запустить двигатели в направлении, противоположном направлению движения спутника, т. е. совершить действие, которое на Земле бы замедлило движущееся транспортное средство. Такое действие переместит его ниже, что позволит увеличить скорость.

Характеристики орбит

В дополнение к высоте, путь движения спутника характеризуется эксцентриситетом и наклонением. Первый относится к форме орбиты. Спутник с низким эксцентриситетом движется по траектории, близкой к круговой. Эксцентричная орбита имеет форму эллипса. Расстояние от космического аппарата до Земли зависит от его положения.

Наклонение - это угол орбиты по отношению к экватору. Спутник, который вращается непосредственно над экватором, имеет нулевой наклон. Если космический аппарат проходит над северным и южным полюсами (географическими, а не магнитными), его наклон составляет 90°.

Все вместе - высота, эксцентриситет и наклонение - определяют движение сателлита и то, как с его точки зрения будет выглядеть Земля.

Высокая околоземная

Когда спутник достигает ровно 42164 км от центра Земли (около 36 тыс. км от поверхности), он входит в зону, где его орбита соответствует вращению нашей планеты. Поскольку аппарат движется с той же скоростью, что и Земля, т. е. его период обращения равен 24 ч, кажется, что он остается на месте над единственной долготой, хотя и может дрейфовать с севера на юг. Эта специальная высокая орбита называется геосинхронной.

Спутник движется по круговой орбите прямо над экватором (эксцентриситет и наклонение равны нулю) и относительно Земли стоит на месте. Он всегда расположен над одной и той же точкой на ее поверхности.

Орбита «Молния» (наклонение 63,4°) используется для наблюдения в высоких широтах. Геостационарные спутники привязаны к экватору, поэтому они не подходят для дальних северных или южных регионов. Эта орбита весьма эксцентрична: космический аппарат движется по вытянутому эллипсу с Землей, расположенной близко к одному краю. Так как спутник ускоряется под действием силы тяжести, он движется очень быстро, когда находится близко к нашей планете. При удалении его скорость замедляется, поэтому он больше времени проводит на вершине орбиты в самом дальнем от Земли краю, расстояние до которого может достигать 40 тыс. км. Период обращения составляет 12 ч, но около двух третей этого времени спутник проводит над одним полушарием. Подобно полусинхронной орбите сателлит проходит по одному и тому же пути через каждые 24 ч. Используется для связи на крайнем севере или юге.

Низкая околоземная

Большинство научных спутников, многие метеорологические и космическая станция находятся на почти круговой низкой околоземной орбите. Их наклон зависит от того, мониторингом чего они занимаются. TRMM был запущен для мониторинга осадков в тропиках, поэтому имеет относительно низкое наклонение (35°), оставаясь вблизи экватора.

Многие из спутников системы наблюдения НАСА имеют почти полярную высоконаклонную орбиту. Космический аппарат движется вокруг Земли от полюса до полюса с периодом 99 мин. Половину времени он проходит над дневной стороной нашей планеты, а на полюсе переходит на ночную.

По мере движения спутника под ним вращается Земля. К тому времени, когда аппарат переходит на освещенный участок, он находится над областью, прилегающей к зоне прохождения своей последней орбиты. За 24-часовой период полярные спутники покрывают большую часть Земли дважды: один раз днем и один раз ночью.

Солнечно-синхронная орбита

Подобно тому как геосинхронные спутники должны находиться над экватором, что позволяет им оставаться над одной точкой, полярно-орбитальные имеют способность оставаться в одном времени. Их орбита является солнечно-синхронной - при пересечении космическим аппаратом экватора местное солнечное время всегда одно и то же. Например, спутник Terra пересекает его над Бразилией всегда в 10:30 утра. Следующее пересечение через 99 мин над Эквадором или Колумбией происходит также в 10:30 по местному времени.

Солнечно-синхронная орбита необходима для науки, так как позволяет сохранять солнечного света на поверхность Земли, хотя он будет меняться в зависимости от сезона. Такое постоянство означает, что ученые могут сравнивать изображения нашей планеты одного времени года в течение нескольких лет, не беспокоясь о слишком больших скачках в освещении, которые могут создать иллюзию изменений. Без солнечно-синхронной орбиты было бы сложно отслеживать их с течением времени и собирать информацию, необходимую для изучения изменений климата.

Путь спутника здесь очень ограничен. Если он находится на высоте 100 км, орбита должна иметь наклон 96°. Любое отклонение будет недопустимым. Поскольку сопротивление атмосферы и сила притяжения Солнца и Луны изменяют орбиту аппарата, ее необходимо регулярно корректировать.

Выведение на орбиту: запуск

Запуск спутника требует энергии, количество которой зависит от расположения места старта, высоты и наклона будущей траектории его движения. Чтобы добраться до удаленной орбиты, требуется затратить больше энергии. Спутники со значительным наклоном (например, полярные) более энергозатратны, чем те, которые кружат над экватором. Выведению на орбиту с низким наклоном помогает вращение Земли. движется под углом 51,6397°. Это необходимо для того, чтобы космическим челнокам и российским ракетам было легче добраться до нее. Высота МКС - 337-430 км. Полярные спутники, с другой стороны, от импульса Земли помощи не получают, поэтому им требуется больше энергии, чтобы подняться на такое же расстояние.

Корректировка

После запуска спутника необходимо приложить усилия, чтобы удержать его на определенной орбите. Поскольку Земля не является идеальной сферой, ее гравитация в некоторых местах сильнее. Эта неравномерность, наряду с притяжением Солнца, Луны и Юпитера (самой массивной планеты Солнечной системы), изменяет наклон орбиты. На протяжении всего своего срока службы положение спутников GOES корректировалось три или четыре раза. Низкоорбитальные аппараты НАСА должны регулировать свой наклон ежегодно.

Кроме того, на околоземные спутники оказывает воздействие атмосфера. Самые верхние слои, хотя и достаточно разрежены, оказывают достаточно сильное сопротивление, чтобы притягивать их ближе к Земле. Действие силы тяжести приводит к ускорению спутников. Со временем они сгорают, по спирали опускаясь все ниже и быстрее в атмосферу, или падают на Землю.

Атмосферное сопротивление сильнее, когда Солнце активно. Так же, как воздух в воздушном шаре расширяется и поднимается при нагревании, атмосфера поднимается и расширяется, когда Солнце дает ей дополнительную энергию. Разреженные слои атмосферы поднимаются, а их место занимают более плотные. Поэтому спутники на орбите Земли должны изменять свое положение примерно четыре раза в год, чтобы компенсировать сопротивление атмосферы. Когда солнечная активность максимальна, положение аппарата приходится корректировать каждые 2-3 недели.

Космический мусор

Третья причина, вынуждающая менять орбиту - космический мусор. Один из коммуникационных спутников Iridium столкнулся с нефункционирующим российским космическим аппаратом. Они разбились, образовав облако мусора, состоящее из более чем 2500 частей. Каждый элемент был добавлен ​​в базу данных, которая сегодня насчитывает свыше 18000 объектов техногенного происхождения.

НАСА тщательно отслеживает все, что может оказаться на пути спутников, т. к. из-за космического мусора уже несколько раз приходилось менять орбиты.

Инженеры отслеживают положение космического мусора и сателлитов, которые могут помешать движению и по мере необходимости тщательно планируют маневры уклонения. Эта же команда планирует и выполняет маневры по регулировке наклона и высоты спутника.

НАЗНАЧЕНИЕ КОМПЛЕКСА

ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

СОСТАВ КОМПЛЕКСА

Комплекс "Зенит-М" включает:

РКН "Зенит - 3SLБ"

РКН «Зенит-3SLБ»

Космическая головная часть

Состав КГЧ

Основные размеры КГЧ

Разгонный блок ДМ-SLБ

Разгонный блок (РБ) "ДМ-SLБ" создан на основе успешно используемого в программе "Морской старт" блока ДМ-SL разработки и изготовления РКК "Энергия" им. С.П. Королева.

Предназначен для выведения космических аппаратов различного назначения на высокоэллиптические, высококруговые (в том числе геостационарные) орбиты и отлетные (межпланетные) траектории.

Конструкция разгонного блока "ДМ-SLБ", используемого на ракете-носителе "Зенит-3SLБ", во многом сходна с конструкцией РБ "ДМ-SL" проекта "Морской старт" и является его адаптированным вариантом для "Наземного старта".

Разгонный блок, использующий в качестве компонентов ракетного топлива жидкий кислород и керосин, может производить до трех включений двигателя в течение миссии. Поэтому выведение космических аппаратов на геостационарную орбиту осуществляется по двух- или трехимпульсной схеме в зависимости от долготы точки стояния КА.

Переходная система

Стартовый комплекс "Зенит - СМ"

Стартовый комплекс предназначен для пусков РКН "Зенит-3SLБ", "Зенит-2SLБ" и обеспечивает установку ракеты на стартовый стол, полный комплекс предстартовой подготовки, заправку компонентами ракетного топлива, подготовку к пуску собранной РКН и пуск.

Стартовый комплекс включает в себя стартовое сооружение и командный пункт.

Стартовое сооружение предназначено для размещения пускового и другого технологического оборудования (в том числе электрического наземного вспомогательного оборудования КА), используемого для проведения пусковых операций.

Сооружение командного пункта предназначено для размещения наземной аппаратуры, обслуживаемой при проведении пусковых операций, а также для размещения персонала, непосредственно участвующего в предстартовой подготовке и пуске РКН, включая представителей Заказчика КА.

Основным преимуществом стартового комплекса является полностью автоматизированная подготовка РН, проходящая без участия обслуживающего персонала. Высокая степень автоматизации предпусковых и пусковых операций обеспечивает высокую надежность, качество выполнения и безопасность проведения операций с минимальным количеством обслуживающего персонала. Важным преимуществом является отсутствие заменяемых элементов после проведения пуска, что позволяет существенно сократить количество послепусковых работ и уменьшить время подготовки к следующему пуску.

СХЕМА ВЫВЕДЕНИЯ

Место старта

Стартовый комплекс РКН «Зенит-3SLБ» расположен на территории космодрома Байконур в Казахстане и имеет географические координаты 63° в.д. и 46° с.ш. При пусках с этого комплекса используются базовые направления, определяющиеся ограничениями на пролёт над различными территориями и отведенными районами падения отделяющихся частей.

Трасса полета

Типовая схема выведения

Типовая схема выведения космического аппарата на ПГСО посредством РКН «Зенит-3SLБ» включает в себя несколько полётных операций:

• выведение на промежуточную орбиту;
• выведение на опорную орбиту;
• выведение на переходную орбиту;
• выведение на целевую орбиту;
• отделение космического аппарата;
• увод разгонного блока на орбиту хранения.

Две ступени РН обеспечивают выход орбитального блока на незамкнутую с отрицательным перигеем орбиту, тремя включениями маршевого двигателя разгонного блока космический аппарат выводится на заданную целевую орбиту. После отделения космического аппарата разгонный блок уводится на орбиту хранения, где из него стравливаются остатки топлива и газа.

Телеметрическая информация (ТМИ) во время полёта передаётся на наземные измерительные пункты России. Приём ТМИ в реальном масштабе времени при втором включении маршевого двигателя РБ обеспечивается мобильным измерительным пунктом разработки РКК "Энергия", дислоцированным в г. Абиджан, республика Кот-Д’ивуар.

НАЗНАЧЕНИЕ КОМПЛЕКСА

Космические ракетные комплексы "Наземный старт" и "Морской старт" взаимно дополняют друг друга, позволяя выводить на геопереходные орбиты полезные грузы массой 3600 кг ("Наземный старт") и более 6000 кг ("Морской старт").

Космический ракетный комплекс "Наземный старт" предназначен для выведения коммерческих полезных нагрузок ракетой-носителем "Зенит-3SLБ" массой до 5 т на эллиптические орбиты с высотой перигея 200 км, до 3,6 т – на геопереходные орбиты, до 1,6 т – на геостационарную орбиту.

Апробированный комплекс «Морской старт»
служит надежным фундаментом «Наземного старта»

"Наземный старт" предоставляет Заказчику следующие преимущества:

• "Наземный старт" располагает наиболее отработанной лётной материальной частью в своём классе полезных грузов, поскольку она основывается на конфигурации комплекса "Морской старт", оправдавшего себя в ходе целого ряда пусков. Это в особенности справедливо в отношении верхней ступени РКН "Зенит-3SLБ" - давно зарекомендовавшего себя на практике разгонного блока ДМ. Разгонный блок типа ДМ - наиболее широко распространенная и надёжная верхняя ступень, использовавшаяся при выведении полезных грузов самых различных классов с 1974 года и имеющая на своём счету более 270 пусков с продемонстрированным уровнем надёжности более 96%.
• Разгонный блок ДМ-SLБ имеет универсальный многофункциональный характер, обеспечивая возможность многократного запуска двигателя, работы в ходе длительного периода выведения, управления и стабилизации на всех участках полёта, выведения с большой точностью на целевую орбиту и управления параметрами движения и ориентацией в момент отделения космического аппарата.
• Существующие, эксплуатируемые и апробированные наземные сооружения.
• Проверенная на опыте сработанность и компетентность партнеров "Наземного старта", поскольку его основными партнерами являются те же компании, что и в проекте "Морской старт".
• Чуткое и внимательное отношение к интересам Заказчика пуска со стороны единственной в мировой практике подлинно коммерческой группы пусковых комплексов, а именно "Морской старт" (Sea Launch) и "Наземный старт" (Land Launch).

ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Точность выведения КА (3 s) на типовые орбиты

Разгонный блок ДМ-SLБ обеспечивает выведение на заданную орбиту с высокой точностью.

СОСТАВ КОМПЛЕКСА

Космический ракетный комплекс "Зенит-М", используемый для запуска коммерческих космических аппаратов (КА) по программе "Наземный старт", дислоцируется на космодроме "Байконур".

Комплекс "Зенит-М" включает:

· ракету космического назначения "Зенит-2SLБ";

• ракету космического назначения "Зенит-3SLБ";
• стартовый комплекс "Зенит-СМ";
• технический комплекс РН (РКН) "Зенит-ТМ".

В состав космического ракетного комплекса (КРК) "Зенит-М" входят функционально:

· технический комплекс разгонного блока (РБ) ДМ-SLБ;

• технический комплекс КА, КГЧ и заправочная станция;
• комплект транспортного оборудования для РБ ДМ-SLБ, головного обтекателя (ГО) и КГЧ;
• комплект транспортного оборудования для КА и его наземное вспомогательное оборудование (НВО);
• наземный измерительный комплекс КРК "Зенит-М";
• мобильный измерительный пункт (г. Абиджан, республика Кот-Д"ивуар);
• средства метеорологического обеспечения и связи;
• комплекс районов падения отделяющихся частей РКН.

РКН "Зенит - 3SLБ"

РКН «Зенит-3SLБ» является дальнейшим развитием ракет-носителей семейства «Зенит» и представляет собой модификацию ракеты космического назначения «Зенит-3SL» проекта «Морской старт», приспособленную для запуска с космодрома «Байконур». РКН выполнена по трёхступенчатой схеме с последовательным расположением ступеней. В качестве основных компонентов ракетного топлива применены экологически чистые компоненты – жидкий кислород и керосин.

Основной особенностью РКН «Зенит-3SLБ» относительно РКН проекта «Морской старт» является замена капсулированного блока полезного груза разработки компании Boeing космической головной частью, образующейся при последовательной стыковке в чистом помещении к разгонному блоку ДМ-SLБ разработки РКК «Энергия» им. С.П. Королева космического аппарата и головного обтекателя разработки НПО им. С.А. Лавочкина.

Таблица 5

При выведении спутника на орбиту ракета-носитель обычно сообщает ему начальную скорость после пересечения плотных слоев атмосферы на высоте, не меньшей 140 км. В момент, когда достигнута необходимая орбитальная скорость, двигатель последней ступени ракеты-носителя выключается. Далее от этой ступени могут отделяться один или несколько искусственных спутников, предназначенных для разных целей. В момент отделения спутник получает небольшую дополнительную скорость. Поэтому начальные орбиты спутника и последней ступени ракеты-носителя всегда несколько отличаются между собой.

Помимо одного или нескольких спутников с той или иной аппаратурой и последней ступени ракеты-носителя, обычно на близкие орбиты выводятся и некоторые детали, например части носового обтекателя, защищающего спутник при прохождении плотных слоев атмосферы, и т. п.

На рис. 34 показана схема запуска корабля-спутника «Восток». На корабле «Восток» 12 апреля 1961 г. Ю. А. Гагарин совершил первый в истории пилотируемый орбитальный полет.

В принципе начальной точкой движения спутника может быть любая точка его орбиты, но характеристическая скорость ракеты-носителя будет минимальной, если активный участок кончается вблизи перигея. В случае, когда перигей находится вблизи плотных слоев атмосферы, особенно важно, чтобы приобретенная спутником при разгоне скорость не была меньше заданной величины и чтобы ее направление минимально отклонялось от горизонтального. В противном случае спутник войдет в плотные слои атмосферы, не завершив и одного оборота (такие объекты и не регистрируются в качестве спутников).

Если запланированная орбита расположена достаточно высоко, то небольшие ошибки не грозят гибелью спутнику, но из-за них

полученная орбита, даже если она не пересечет плотные слои атмосферы, может оказаться непригодной для намеченных научных целей.

Рис. 34. (см. скан) Схемы ракет-носителя «Восток», «союз» и этапов выведения на орбиту корабля «Восток» - 1 - один из четырех боковых блоков первой ступени, 2 - центральный блок (вторая ступень), 3 - третья ступень ракеты «Восток», 4 - головной обтекатель ракеты «Восток», 5- третья ступень ракеты «Союз», 6 - корабль «Союз», 7 - головной обтекатель ракеты Участок выведения на орбиту обычно включает в себя один или больше пассивных интервалов. При достаточно высоком

перигее орбиты, на которую выводится спутник, пассивный участок выведения может иметь более в длину.

Траектория выведения, представляющая собой, вообще говоря, пространственную кривую, расположена вблизи плоскости орбиты спутника. Если запуск производится точно в восточном направлении, то наклон плоскости орбиты равен широте места запуска. При этом плоскость орбиты касается параллели. Во всех остальных случаях наклон орбиты может быть только больше широты космодрома (в частности, при запуске в западном направлении, когда плоскость орбиты также касается параллели космодрома, наклон должен быть больше 90°).

Меньше широты места запуска наклонение орбиты может быть только в том случае, если предусмотрен маневр изменения плоскости орбиты уже после вывода на нее.

На активном участке от ракеты-носителя может отделиться спутник еще до выключения последней ступени. После выключения может отделиться второй спутник. Очевидно, орбиты двух спутников будут различны, но их перигейные высоты будут отличаться мало, так как за время дополнительного разгона последняя ступень не могла подняться слишком высоко. Апогеи же могут находиться на совсем разных высотах, ибо даже небольшое увеличение начальной скорости резко поднимает апогей (вспомним рис. 17 в § 5 гл. 2). По такому методу были в январе 1964 г. запущены советские спутники «Электрон-1, -2» для изучения внутренней и внешней частей пояса радиации (перигеи на высотах 406 и 460, а апогеи - 7100 и 68 200 км соответственно).

Все сказанное выше справедливо и в том случае, если вместо ракеты-носителя используется аппарат многоразового употребления - орбитальный самолет, пилотируемый человеком (см. § 4 гл. 7).