طراحی بهینه مأموریت‌های فضایی هم‌مدار در مدل‌سازی میدان ثقل

Abstract

در این مقاله نقش پارامترهای گوناگون مربوطه در افزایش قابلیت مأموریت‌های هم‌مدار پس از GRACE بررسی خواهد شد. این باز طراحی با توجه به توسعۀ 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 پیشرانۀ فعال و موارد دیگر صورت خواهد گرفت. این نوع مأموریت‌ها علاوه بر پر کردن خلأ ناشی از پایان عمر مأموریت GRACE، در بهبود مدل‌سازی میدان ثقل نیز کمک شایانی خواهند داشت. در این مقاله پارامترهای طراحی یک مأموریت هم‌مدار شامل طراحی مدار، تعیین وضعیت زوج ماهواره نسبت به هم (فاصلۀ بین زوج ماهواره) و دقت سیستم مشاهداتی بر اساس فناوری موجود و قابل دست‌یابی، بررسی خواهد شد. در همین راستا، در تعریف مدار ماهواره، شرط مدار تکرارشونده نیز در نظر گرفته شده است. در این شبیه‌سازی ارتفاع زوج ماهواره را با فرض مجهز شدن به سامانه‌های پیشرانه‌ای فعال تا 350 کیلومتر کاهش دادیم. علاوه بر آن با توجه به مزیت اصلی سیستم‌های لیزری (افزایش دقت تا دو رقم اعشار) و محدودیت این سیستم (برد محدود تا 100 کیلومتر)، جایگزینی آن سیستم را با سیستم فاصله‌سنجی باند K به عنوان یک سؤال مهم مطالعه و بررسی کرده‌ایم. نتایج شبیه‌سازی نشان داد که با توجه فناوری موجود، استفاده از ابزارهای لیزری باوجود دقت بیشتر تا دو رقم اعشار، به دلیل برد محدود به 100 کیلومتر نمی‌تواند نتایجی بهتر از ابزار سنجش تغییرات فاصله به کمک طول موج باند K داشته باشد.