طراحی بهینه ماموریت های فضایی هم مدار در مدل سازی میدان ثقل

در این مقاله نقش پارامترهای گوناگون مربوطه در افزایش قابلیت ماموریت های هم مدار پس از GRACE بررسی خواهد شد. این باز طراحی با توجه به توسعه دانش و فناوری روز بر اساس استفاده از فناوری لیرزی به جای طول موج باند K، کاهش ارتفاع زوج ماهواره با فرض استفاده از فناوری پیشرانه فعال و موارد دیگر صورت خواهد گرفت. این نوع ماموریت ها علاوه بر پر کردن خلا ناشی از پایان عمر ماموریت GRACE، در بهبود مدل سازی میدان ثقل نیز کمک شایانی خواهند داشت. در این مقاله پارامترهای طراحی یک ماموریت هم مدار شامل طراحی مدار، تعیین وضعیت زوج ماهواره نسبت به هم (فاصله بین زوج ماهواره) و دقت سیستم مشاهداتی بر اساس فناوری موجود و قابل دست یابی، بررسی خواهد شد. در همین راستا، در تعریف مدار ماهواره، شرط مدار تکرارشونده نیز در نظر گرفته شده است. در این شبیه سازی ارتفاع زوج ماهواره را با فرض مجهز شدن به سامانه های پیشرانه ای فعال تا ۳۵۰ کیلومتر کاهش دادیم. علاوه بر آن با توجه به مزیت اصلی سیستم های لیزری (افزایش دقت تا دو رقم اعشار) و محدودیت این سیستم (برد محدود تا ۱۰۰ کیلومتر)، جایگزینی آن سیستم را با سیستم فاصله سنجی باند K به عنوان یک سوال مهم مطالعه و بررسی کرده ایم. نتایج شبیه سازی نشان داد که با توجه فناوری موجود، استفاده از ابزارهای لیزری باوجود دقت بیشتر تا دو رقم اعشار، به دلیل برد محدود به ۱۰۰ کیلومتر نمی تواند نتایجی بهتر از ابزار سنجش تغییرات فاصله به کمک طول موج باند K داشته باشد.

کلیدواژه ها:

سیستم های فاصله سنجی ، طراحی مدار ماهواره ، مدل سازی میدان ثقل ، ماموریت های فضایی جاذبی ، ماموریت های هم مدار ، ماموریت GRACE