¿Hay usos para estas órbitas de transferencia supersincrónicas 'cuasi iso-propicas'?

En mi respuesta a ¿Cuáles son los beneficios de las órbitas de transferencia supersincrónicas? Me tropecé con un resultado interesante al considerar el total$\Delta V$costo de una órbita de estacionamiento inclinada de baja altitud a una órbita geoestacionaria utilizando una órbita de transferencia supersincrónica. El perfil de la maniobra se detalla a continuación, requiriendo 3 quemadas:

• quemadura de inyección de órbita de transferencia supersincrónica:
  • perigeo @ baja altura de la órbita de estacionamiento
  • apogeo > altura geosíncrona (> 35786 km, supersíncrona )
  • sin cambios en la inclinación
  • $\Delta V_1 = \sqrt{\mu (\frac{2}{r_{park}}-\frac{1}{\frac{r_{park}+r_{Apo}}{2}})} - \sqrt{\frac{\mu}{r_{park}}}$
• cambio de plano combinado + aumento del perigeo quemado @ apogeo de la órbita de transferencia:
  • elevar el perigeo a la altura síncrona (35786 km)
  • cambiar la inclinación a 0°
  • $V_{Apo1} = \sqrt{\mu (\frac{2}{r_{Apo}}-\frac{1}{\frac{r_{park}+r_{Apo}}{2}})}, V_{Apo2} = \sqrt{\mu (\frac{2}{r_{Apo}}-\frac{1}{\frac{r_{sync}+r_{Apo}}{2}})}$
  • $\Delta V_2 = \sqrt{V_{Apo1}^2 + V_{Apo2}^2 - 2V_{Apo1} \cdot V_{Apo2}\cos{i}}$( ley del coseno )
• circularizar @ perigeo:
  • $\Delta V_3 = \sqrt{\mu (\frac{2}{r_{sync}}-\frac{1}{\frac{r_{sync}+r_{Apo}}{2}})} - \sqrt{\frac{\mu}{r_{sync}}}$

El total$\Delta V$es la suma de las 3 quemas (aunque normalmente el satélite está solo para las 2 últimas). Trazar el total$\Delta V$sobre una amplia gama de inclinaciones y apogeos de órbita de transferencia produce esto (se asume una órbita de estacionamiento de 250 km):

Alrededor de ~ 40 ° parece que los contornos se vuelven verticales, lo que indica una especie de línea iso-propic (si se quiere) donde el total$\Delta V$el costo es independiente del apogeo de la órbita de transferencia ( !wow ). Pero, tenga en cuenta que el$\Delta V$requerido del satélite (últimos 2 encendidos) disminuye con el aumento del apogeo de la órbita de transferencia.

Tras una inspección más cercana, no hay una línea vertical adecuada/inclinación invariable, pero estos contornos de 5 m/s muestran que hay una región de propensión casi iso alrededor de una inclinación de 39° ( 5 m/s en el esquema de más de 4 km/s parece bastante invariable para mí ):

No hay ningún beneficio para una combinación tradicional de etapa superior + carga útil porque mientras el total$\Delta V$permanece igual, la distribución entre el lanzador y la carga útil cambia hasta ~20 % para la escala de apogeo que se muestra en los gráficos.

Sin embargo, considere una sola nave espacial responsable de todos los (ciertamente altos)$\Delta V$. Por supuesto, solo se puede usar un apogeo de órbita de transferencia por misión. Sin embargo, ¿hay alguna razón por la que sentarse en una órbita terrestre baja con una inclinación de ~39° con la capacidad de apuntar a la órbita geoestacionaria desde cualquier apogeo de la órbita de transferencia tendría sentido? Incluso si tiene sentido , ¿hay soluciones más prácticas?

Re: Comentarios, aquí están las 3 quemaduras individualmente. El primero y el último no tienen que ver con la inclinación y, por lo tanto, solo dependen del apogeo de la órbita de transferencia (haga clic para ampliar):