Орбитални скорости на планетите от Слънчевата система. Орбитална скорост

Точка на изправяне

,

където е масата на спътника, е масата на Земята в килограми, е гравитационната константа и е разстоянието в метри от спътника до центъра на Земята или, в този случай, радиуса на орбитата.

Големината на центробежната сила е равна на:

,

където е центростремителното ускорение, което възниква по време на кръгово движение в орбита.

Както можете да видите, масата на спътника присъства като фактор в изразите за центробежната сила и за гравитационната сила, тоест височината на орбитата не зависи от масата на спътника, което е вярно за всякакви орбити и е следствие от равенството на гравитационната и инерционната маса. Следователно геостационарната орбита се определя само от надморската височина, на която центробежната сила ще бъде равна по големина и противоположна по посока на гравитационната сила, създадена от гравитацията на Земята на дадена надморска височина.

Центростремителното ускорение е равно на:

,

където е ъгловата скорост на въртене на сателита, в радиани в секунда.

Нека направим едно важно уточнение. Всъщност центростремителното ускорение има физически смисъл само в инерционна отправна система, докато центробежната сила е така наречената въображаема сила и се проявява изключително в отправни системи (координати), които са свързани с въртящи се тела. Центростремителната сила (в този случай силата на гравитацията) причинява центростремително ускорение. По абсолютна стойност центростремителното ускорение в инерционната отправна система е равно на центробежното ускорение в отправната система, свързана в нашия случай със спътника. Следователно, освен това, като вземем предвид направената забележка, можем да използваме термина "центростремително ускорение" заедно с термина "центробежна сила".

Приравнявайки изразите за гравитационни и центробежни сили със замяна на центростремително ускорение, получаваме:

.

Намалявайки , превеждайки наляво и надясно, получаваме:

.

Този израз може да бъде написан по различен начин, като се замени с геоцентричната гравитационна константа:

Ъгловата скорост се изчислява чрез разделяне на изминатия ъгъл за оборот (радиани) на орбиталния период (времето, необходимо за извършване на един оборот в орбитата: един звезден ден или 86 164 секунди). Получаваме:

рад/сек

Полученият орбитален радиус е 42 164 км. Като извадим екваториалния радиус на Земята, 6 378 км, получаваме надморска височина от 35 786 км.

Можете да направите изчисленията по друг начин. Надморската височина на геостационарната орбита е разстоянието от центъра на Земята, където ъгловата скорост на спътника, съвпадаща с ъгловата скорост на въртене на Земята, генерира орбитална (линейна) скорост, равна на първата скорост на бягство (за да се осигури кръгова орбита) на дадена надморска височина.

Линейната скорост на сателит, движещ се с ъглова скорост на разстояние от центъра на въртене, е равна на

Първата скорост на бягство на разстояние от обект с маса е равна на

Приравнявайки една към друга десните части на уравненията, стигаме до получения преди това израз радиус GSO:

Орбитална скорост

Скоростта на движение в геостационарна орбита се изчислява чрез умножаване на ъгловата скорост по радиуса на орбитата:

км/сек

Това е приблизително 2,5 пъти по-малко от първата скорост на бягство от 8 km/s в ниска околоземна орбита (с радиус 6400 km). Тъй като квадратът на скоростта за кръгова орбита е обратно пропорционален на нейния радиус,

тогава намаляването на скоростта спрямо първата космическа скорост се постига чрез увеличаване на орбиталния радиус повече от 6 пъти.

Дължина на орбитата

Дължина на геостационарна орбита: . При орбитален радиус от 42 164 км получаваме орбитална дължина от 264 924 км.

Дължината на орбитата е изключително важна за изчисляване на „стойките” на сателитите.

Поддържане на сателит в орбитална позиция в геостационарна орбита

Сателит, обикалящ в геостационарна орбита, е под въздействието на редица сили (смущения), които променят параметрите на тази орбита. По-специално, такива смущения включват гравитационни лунно-слънчеви смущения, влиянието на нехомогенността на гравитационното поле на Земята, елиптичността на екватора и др. Орбиталната деградация се изразява в две основни явления:

1) Сателитът се движи по орбитата от първоначалната си орбитална позиция към една от четирите точки на стабилно равновесие, т.нар. „потенциални геостационарни орбитални дупки“ (дължините им са 75,3°E, 104,7°W, 165,3°E и 14,7°W) над екватора на Земята;

2) Наклонът на орбитата към екватора се увеличава (от първоначалната 0) със скорост от около 0,85 градуса на година и достига максимална стойност от 15 градуса за 26,5 години.

За да компенсира тези смущения и да задържи спътника в определената стационарна точка, спътникът е оборудван със система за задвижване (химическа или електрическа ракета). Чрез периодично включване на двигателите с ниска тяга (корекция "север-юг", за да компенсира увеличаването на орбиталния наклон и "запад-изток", за да компенсира дрейфа по орбитата), спътникът се задържа в определената стационарна точка. Такива включвания се правят няколко пъти на всеки няколко (10-15) дни. Важно е, че корекцията север-юг изисква значително по-голямо увеличение на характеристичната скорост (около 45-50 m/s годишно), отколкото за надлъжната корекция (около 2 m/s годишно). За да се осигури коригиране на орбитата на спътника през целия му експлоатационен живот (12-15 години за съвременните телевизионни сателити), е необходим значителен запас от гориво на борда (стотици килограми, в случай на използване на химически двигател). Химическият ракетен двигател на спътника има захранване с изместващо гориво (заряден газ-хелий) и работи с дълготрайни компоненти с висока температура на кипене (обикновено несиметричен диметилхидразин и двуазотен тетроксид). Редица сателити са оборудвани с плазмени двигатели. Тягата им е значително по-малка от химическите, но по-голямата им ефективност позволява (поради дългосрочната работа, измерена в десетки минути за една маневра) радикално да се намали необходимата маса на горивото на борда. Изборът на типа задвижваща система се определя от специфичните технически характеристики на устройството.

Същата система за задвижване се използва, ако е необходимо, за маневриране на сателита в друга орбитална позиция. В някои случаи - обикновено в края на живота на сателита, за да се намали разходът на гориво, корекцията на орбитата север-юг се спира, а останалото гориво се използва само за корекцията запад-изток.

Резервът от гориво е основният ограничаващ фактор за експлоатационния живот на сателит в геостационарна орбита.

Недостатъци на геостационарната орбита

Забавяне на сигнала

Комуникациите чрез геостационарни спътници се характеризират с големи закъснения в разпространението на сигнала. С орбитална височина от 35 786 km и скорост на светлината от около 300 000 km/s, пътуването на лъча Земя-сателит изисква около 0,12 s. Път на лъча „Земя (предавател) → сателит → Земя (приемник)“ ≈0,24 s. Пингът (отговорът) ще бъде половин секунда (по-точно 0,48 s). Като се вземе предвид забавянето на сигнала в сателитното оборудване и оборудването на наземните услуги, общото забавяне на сигнала по маршрута „Земя → сателит → Земя“ може да достигне 2-4 секунди. Това забавяне прави невъзможно използването на сателитни комуникации с помощта на GSO в различни услуги в реално време (например в онлайн игри).

Невидимост на GSO от големи географски ширини

Тъй като геостационарната орбита не се вижда от големи географски ширини (от приблизително 81° до полюсите), а на ширини над 75° се наблюдава много ниско над хоризонта (в реални условия сателитите просто са скрити от изпъкнали обекти и терен) и само малка част от орбитата се вижда ( виж таблицата), тогава комуникацията и телевизионното излъчване с помощта на GSO е невъзможно в районите с висока географска ширина на Далечния север (Арктика) и Антарктика. Например американските полярни изследователи на станцията Амундсен-Скот използват оптичен кабел с дължина 1670 километра, за да комуникират с външния свят (телефония, интернет) до място, разположено на 75° ю.ш. френската станция Конкордия, от която вече се виждат няколко американски геостационарни спътника.

Таблица на наблюдавания сектор на геостационарната орбита в зависимост от географската ширина на мястото
Всички данни са дадени в градуси и техните дроби.

Географска ширина терен	Видим орбитален сектор
	Теоретичен сектор	истински (включително облекчение) сектор
90	--	--
82	--	--
81	29,7	--
80	58,9	--
79	75,2	--
78	86,7	26,2
75	108,5	77
60	144,8	132,2
50	152,8	143,3
40	157,2	149,3
20	161,5	155,1
0	162,6	156,6

От таблицата по-горе може да се види например, че ако на географската ширина на Санкт Петербург (~ 60°) видимият сектор на орбитата (и съответно броят на получените сателити) е равен на 84% от максимално възможен (на екватора), тогава на ширината на Таймир (~75°) видимият сектор е 49%, а на ширината на Шпицберген и нос Челюскин (~78°) е само 16% от наблюдавания на екватор. Този сектор от орбитата в района на Сибир съдържа 1-2 спътника (не винаги от необходимата страна).

Слънчева интерференция

Един от най-неприятните недостатъци на геостационарната орбита е намаляването и пълната липса на сигнал в ситуация, когато слънцето и сателитът на предавателя са на една линия с приемната антена (позиция „слънце зад спътника“). Това явление е присъщо и на други орбити, но в геостационарните орбити, когато спътникът е „неподвижен“ в небето, се проявява особено ясно. В средните географски ширини на северното полукълбо слънчевата интерференция възниква в периодите от 22 февруари до 11 март и от 3 до 21 октомври с максимална продължителност до десет минути. При ясно време слънчевите лъчи, фокусирани от светлинното покритие на антената, могат да повредят (стопят) приемателното и предавателно оборудване на сателитната антена.

Вижте също

• Квазигеостационарна орбита

Бележки

1. Ноордунг ХерманПроблемът с пътуването в космоса. - Издателство ДИАНЕ, 1995. - С. 72. - ISBN 978-0788118494
2. Извънземни релета - могат ли ракетните станции да осигурят световно радиопокритие? (английски) (pdf). Артър К. Кларк (октомври 1945 г.). Архивирано
3. Изискването сателитите да останат неподвижни спрямо Земята в своите орбитални позиции в геостационарна орбита, както и голям брой сателити в тази орбита в различни точки, води до интересен ефект при наблюдение и фотографиране на звезди с телескоп с помощта на насочване - поддържане ориентацията на телескопа в дадена точка на звездното небе, за да компенсира дневното въртене на Земята (задача, обратна на геостационарните радиокомуникации). Ако наблюдавате звездното небе с такъв телескоп близо до небесния екватор, където минава геостационарната орбита, тогава при определени условия можете да видите как сателитите преминават един след друг на фона на неподвижни звезди в тесен коридор, като коли на оживен магистрала. Това е особено забележимо при снимки на звезди с дълги експозиции, вижте например: Бабак А. Тафреши.Геостационарна магистрала. (Английски) . Светът през нощта (TWAN). Архивиран от оригинала на 23 август 2011 г. Посетен на 25 февруари 2010 г.източник: Бабак Тафреши (Нощен свят).Геостационарна магистрала. (Руски) . Astronet.ru. Архивиран от оригинала на 23 август 2011 г. Посетен на 25 февруари 2010 г.
4. за сателитни орбити, чиято маса е пренебрежимо малка в сравнение с масата на астрономическия обект, който го привлича
5. Орбитите на изкуствените спътници на Земята. Пускане на сателити в орбита
6. Мрежата Teledesic: Използване на сателити в ниска земна орбита за осигуряване на широколентов, безжичен достъп до интернет в реално време по целия свят
7. Списание „Околосветско” № 9 септември 2009 г. Орбитите, които избираме
8. Мозайка. Част II
9. спътникът надхвърля хоризонта с 3°
10. внимание! Идва периодът на активна слънчева интерференция!
11. Слънчева интерференция

Връзки

Орбити
Видове Основен Кутия орбита Орбита за улавяне Елиптична орбита /

Точно както местата в театъра предоставят различни гледни точки на представлението, различните сателитни орбити предоставят перспективи, всяка с различна цел. Някои изглежда сякаш се реят над точка на повърхността, осигурявайки постоянен изглед към едната страна на Земята, докато други кръжат около нашата планета, преминавайки през много места за един ден.

Видове орбити

На каква височина летят сателитите? Има 3 вида околоземни орбити: високи, средни и ниски. На най-високото ниво, най-отдалечено от повърхността, обикновено се намират много метеорологични и някои комуникационни спътници. Сателитите, въртящи се в средна околоземна орбита, включват навигационни и специални, предназначени да наблюдават определен регион. Повечето научни космически кораби, включително флотът на НАСА за наблюдение на Земята, са в ниска орбита.

Скоростта на тяхното движение зависи от надморската височина, на която летят спътниците. Когато се приближите до Земята, гравитацията става по-силна и движението се ускорява. Например на спътника Aqua на НАСА са му необходими около 99 минути, за да обиколи нашата планета на височина от около 705 км, докато на метеорологично устройство, разположено на 35 786 км от повърхността, са необходими 23 часа, 56 минути и 4 секунди. На разстояние 384 403 км от центъра на Земята Луната прави един оборот за 28 дни.

Аеродинамичен парадокс

Промяната на надморската височина на спътника променя и неговата орбитална скорост. Тук има един парадокс. Ако сателитен оператор иска да увеличи скоростта си, той не може просто да запали двигателите, за да я ускори. Това ще увеличи орбитата (и надморската височина), което ще доведе до намаляване на скоростта. Вместо това, двигателите трябва да бъдат задействани в посока, обратна на движението на спътника, действие, което би забавило движещо се превозно средство на Земята. Това действие ще го премести по-ниско, позволявайки по-голяма скорост.

Характеристики на орбитата

В допълнение към надморската височина, пътят на сателита се характеризира с ексцентричност и наклон. Първият е свързан с формата на орбитата. Сателит с нисък ексцентрицитет се движи по траектория, близка до кръговата. Ексцентричната орбита има формата на елипса. Разстоянието от космическия кораб до Земята зависи от неговото положение.

Наклонът е ъгълът на орбитата спрямо екватора. Сателит, който обикаля директно над екватора, има нулев наклон. Ако космически кораб премине над северния и южния полюс (географски, а не магнитен), неговият наклон е 90°.

Всички заедно – височина, ексцентричност и наклон – определят движението на спътника и как ще изглежда Земята от негова гледна точка.

Високо близо до Земята

Когато сателитът достигне точно 42 164 км от центъра на Земята (около 36 хиляди км от повърхността), той навлиза в зона, където орбитата му съвпада с въртенето на нашата планета. Тъй като корабът се движи със същата скорост като Земята, т.е. неговият орбитален период е 24 часа, изглежда, че остава неподвижен на една дължина, въпреки че може да се движи от север на юг. Тази специална висока орбита се нарича геосинхронна.

Сателитът се движи по кръгова орбита точно над екватора (ексцентрицитетът и наклонът са нула) и остава неподвижен спрямо Земята. Винаги се намира над една и съща точка на повърхността му.

Орбитата на Молния (наклон 63,4°) се използва за наблюдение на големи географски ширини. Геостационарните спътници са свързани с екватора, така че не са подходящи за далечните северни или южни региони. Тази орбита е доста ексцентрична: космическият кораб се движи в удължена елипса със Земята, разположена близо до единия ръб. Тъй като спътникът се ускорява от гравитацията, той се движи много бързо, когато е близо до нашата планета. Докато се отдалечава, скоростта му се забавя, така че прекарва повече време в горната част на орбитата си на най-отдалечения от Земята ръб, разстоянието до което може да достигне 40 хиляди км. Орбиталният период е 12 часа, но сателитът прекарва около две трети от това време над едно полукълбо. Подобно на полусинхронна орбита, сателитът следва същия път на всеки 24 часа. Използва се за комуникация в далечния север или на юг.

Ниско близо до Земята

Повечето научни спътници, много метеорологични спътници и космическата станция са в почти кръгова околоземна орбита. Техният наклон зависи от това какво наблюдават. TRMM беше пуснат за наблюдение на валежите в тропиците, така че има относително нисък наклон (35°), оставайки близо до екватора.

Много от спътниците на системата за наблюдение на НАСА имат почти полярна орбита с висок наклон. Космическият кораб се движи около Земята от полюс до полюс с период от 99 минути. Половината от времето минава над дневната страна на нашата планета, а на полюса се обръща към нощната страна.

Докато сателитът се движи, Земята се върти под него. Докато превозното средство се придвижи до осветената зона, то е над зоната, съседна на зоната на последната му орбита. За период от 24 часа полярните спътници покриват по-голямата част от Земята два пъти: веднъж през деня и веднъж през нощта.

Слънчево-синхронна орбита

Точно както геосинхронните сателити трябва да бъдат разположени над екватора, което им позволява да останат над една точка, сателитите в полярна орбита имат способността да останат по едно и също време. Тяхната орбита е слънчево синхронна - когато космическият кораб пресича екватора, местното слънчево време е винаги едно и също. Например сателитът Terra винаги го пресича над Бразилия в 10:30 сутринта. Следващото преминаване 99 минути по-късно над Еквадор или Колумбия също се случва в 10:30 местно време.

Слънчево-синхронната орбита е от съществено значение за науката, защото позволява да се поддържа ъгълът на падане на слънчевата светлина върху повърхността на Земята, въпреки че той ще варира в зависимост от сезона. Тази последователност означава, че учените могат да сравняват изображения на нашата планета от един и същи сезон в продължение на няколко години, без да се тревожат за твърде големи скокове в светлината, които биха могли да създадат илюзията за промяна. Без слънчева синхронна орбита би било трудно да ги проследим във времето и да съберем информацията, необходима за изследване на изменението на климата.

Пътят на сателита тук е много ограничен. Ако е на височина 100 км, орбитата трябва да има наклон от 96°. Всяко отклонение ще бъде неприемливо. Тъй като атмосферното съпротивление и гравитационната сила на Слънцето и Луната променят орбитата на космическия кораб, тя трябва да се коригира редовно.

Инжектиране в орбита: изстрелване

Изстрелването на спътник изисква енергия, чието количество зависи от местоположението на стартовата площадка, височината и наклона на бъдещата траектория на неговото движение. Достигането до далечна орбита изисква повече енергия. Сателитите със значителен наклон (например полярните) са по-енергоемки от тези, които обикалят около екватора. Вмъкването в орбита с нисък наклон се подпомага от въртенето на Земята. се движи под ъгъл 51,6397°. Това е необходимо, за да могат космическите совалки и руските ракети да го достигат по-лесно. Височината на МКС е 337-430 км. Полярните спътници, от друга страна, не получават никаква помощ от импулса на Земята, така че им е необходима повече енергия, за да се издигнат на същото разстояние.

Корекция

След като сателитът бъде изстрелян, трябва да се положат усилия той да се задържи в определена орбита. Тъй като Земята не е идеална сфера, нейната гравитация е по-силна на някои места. Тази нередност, заедно с гравитационното привличане на Слънцето, Луната и Юпитер (най-масивната планета на Слънчевата система), променя наклона на орбитата. През целия си живот сателитите GOES са били коригирани три или четири пъти. Апаратите на НАСА с ниска орбита трябва да коригират своя наклон всяка година.

Освен това спътниците в близост до Земята се влияят от атмосферата. Най-горните слоеве, макар и доста разредени, оказват достатъчно силно съпротивление, за да ги придърпат по-близо до Земята. Действието на гравитацията води до ускоряване на сателитите. С течение на времето те изгарят, спираловидно се спускат по-ниско и по-бързо в атмосферата или падат на Земята.

Атмосферното съпротивление е по-силно, когато Слънцето е активно. Точно както въздухът в балон се разширява и издига, когато се нагрява, атмосферата се издига и разширява, когато Слънцето й дава допълнителна енергия. Тънките слоеве на атмосферата се издигат, а по-плътните слоеве заемат тяхното място. Следователно сателитите, обикалящи около Земята, трябва да променят позицията си приблизително четири пъти годишно, за да компенсират атмосферното съпротивление. Когато слънчевата активност е максимална, позицията на устройството трябва да се коригира на всеки 2-3 седмици.

Космически боклук

Третата причина, налагаща промяна на орбитата, са космическите отпадъци. Един от комуникационните спътници на Иридиум се сблъска с неработещ руски космически кораб. Те се разбиха, създавайки облак от отломки, състоящ се от повече от 2500 парчета. Всеки елемент е добавен към базата данни, която днес включва над 18 000 обекта с изкуствен произход.

НАСА внимателно следи всичко, което може да бъде по пътя на сателитите, тъй като орбитите вече трябваше да бъдат променяни няколко пъти поради космически отпадъци.

Инженерите наблюдават позицията на космическите отпадъци и сателитите, които биха могли да попречат на движението, и внимателно планират маневри за избягване, ако е необходимо. Същият екип планира и изпълнява маневри за регулиране на наклона и височината на сателита.

Планета (планета на джуджета)	Орбитална скорост, km/s
живак
Makemake

Космически кораб обикаля около Земята

Орбита	Разстояниемежду масовите центрове	Височина над земната повърхност	Орбитална скорост	Орбитален период	специфична орбитална енергия(Английски)
Повърхността на Земята, за сравнение
Ниска референтна орбита	6 600 - 8 400 км	200 - 2 000 км	Кръгова орбита: 6,9 - 7,8 km/s Елиптична орбита: 6,5 - 8,2 km/s	89 - 128 мин
Силно елиптична орбита на сателитите Молния	6 900 - 46 300 км	500 - 39 900 км	1,5 - 10,0 км/с	11 часа 58 минути
Геостационарна орбита				23 ч. 56 мин
Лунна орбита	363 000 - 406 000 км	357 000 - 399 000 км	0,97 - 1,08 км/с

Ниска референтна орбита(НЕЕ, ниска земна орбита) е орбитата на космически кораб близо до Земята. Правилно е една орбита да се нарече "референтна", ако се очаква промяна - увеличаване на височината или промяна в наклона. Ако не са осигурени маневри или космическият кораб изобщо няма собствена система за задвижване, за предпочитане е да се използва името „ниска околоземна орбита“. Като цяло се счита, че космически кораб е в референтна орбита, ако се движи с изходна скорост и е на височина, където съответната плътност на горните слоеве на атмосферата, като първо приближение, позволява кръгово или елипсовидно движение. В същото време устройство може да бъде в орбита от този тип поне за една орбита. Типичните параметри на референтната орбита, използвайки космическия кораб Союз-ТМА като пример, са:

минимална надморска височина (горно морско ниво) – 193 km,

максимална надморска височина (уапоги) – 220 км,

наклон – 51,6 градуса,

периодът на обръщение е около 88,3 минути.

При определяне на височината НЕЕважно е да се посочи от кой модел на Земята се измерва. Руската балистика традиционно посочва височината над елипсоида, а американската - над сферата, в резултат на което разликата може да достигне 20 км (приблизително съответства на разликата между екваториалния и полярния радиус на Земята), а позициите на апогея; и перигеят може да се измества.

Тъй като ежедневното въртене на Земята участва в извеждането на ракетата-носител в орбита, капацитетът на полезен товар зависи от наклона на орбитата към екваториалната равнина. Най-добрите условия се постигат, ако НЕЕима наклон към екватора, който съвпада с географската ширина на стартовата площадка, от която е извършено изстрелването. Други орбитални наклони водят до намаляване на параметрите на ракетата-носител по отношение на способността й да извежда товари в орбита. Въпреки това не е възможно всички космодруми да стартират в най-благоприятната от гледна точка на енергия посока, например за Байконур с ширина около 46 градуса е невъзможно да се изстреля при наклон по-малък от 48,5 градуса поради ограничения на местоположение на зоните на падане на отделени ракетни части (забранителни зони). Най-често използваният наклон за изстрелвания от Байконур е 51,6 градуса, по-малки наклони се използват рядко.

Животът или времето, прекарано от космическия кораб НЕЕ, зависят от балистичните параметри на изкуственото небесно тяло и от активността на Слънцето през този период, което се отразява на височината на горните слоеве на земната атмосфера.

Колкото по-ниска е орбитата, толкова по-голяма е масата на товара, който ракетата-носител може да изстреля в нея, при равни други условия. Следователно е изгодно референтната орбита да бъде възможно най-ниска. На практика време на орбитален полет (преди навлизане в плътните слоеве на атмосферата) по-малко от един ден може да създаде проблеми в случай на повреди на борда на космическия кораб, така че такива ниски орбити практически не се използват. В допълнение, минималната надморска височина на референтната орбита се влияе от стойността на грешката на вмъкване, тъй като при неблагоприятна комбинация от грешки в измервателните инструменти, контролите и външните фактори, орбитата може да се окаже твърде ниска и космическият кораб ще се върне към земната атмосфера и изгаря, преди да има време за маневриране. Въпреки това са известни случаи на изстрелване на апарати в орбити с орбитален период по-малък от 88 минути и надморска височина в перигея 121-150 km. Например автоматичната станция Луна-7 беше изведена в референтна орбита с перигей 129 км.

Концепцията за „референтна орбита“ влезе в употреба с началото на изстрелванията на четиристепенната ракета 8K78 Molniya, чиято четвърта степен беше изстреляна в безтегловност след завършване на приблизително 3/4 от оборота около Земята, както се изисква за междупланетни и лунен космически кораб.

Ниската околоземна орбита може да се използва не само като референтна, но и като работна. По принцип орбитите с височина на апогея до 2000 km се считат за ниски. Специален тип ниска околоземна орбита е слънчево-синхронната орбита. В такива орбити се изстрелват спътници за дистанционно наблюдение на Земята.

МКС се намира в ниска околоземна орбита. От края на програмата Аполо през 1972 г. всички пилотирани космически полети се извършват в ниска околоземна орбита. Поради интензивното използване на ниски орбити циркулира голямо количество космически отпадъци, което води до усложнения в работата на МКС.

Времето, което сателитът прекарва в LEO, зависи от много фактори, особено от влиянието на Луната и надморската височина над плътните слоеве на атмосферата. Например орбитата на спътника Explorer-6 (САЩ) се променя на всеки 3 месеца от 250 на 160 км, което доведе до експлоатационен живот на спътника от 2 години вместо планираните 20, също така първият спътник на Земята продължи 3 месеца (перигея 215 км, апогей 939 км ). Повишената слънчева активност може да доведе до рязко увеличаване на плътността на горните слоеве на атмосферата - в резултат на това сателитът се забавя повече, а надморската височина на орбитата му намалява по-бързо. Формата на сателита също играе важна роля, а именно площта на средната му част (напречно сечение); За сателити, специално проектирани да работят в ниски орбити, често се избира извита назад, аеродинамично опростена форма на тялото.

Слънчево-синхронна орбита(понякога наричана хелиосинхронна) - геоцентрична орбита с такива параметри, че обект, разположен върху нея, преминава над всяка точка на земната повърхност в приблизително същото местно слънчево време. По този начин ъгълът на осветяване на земната повърхност ще бъде приблизително еднакъв при всички сателитни проходи. Такива условия на постоянна осветеност са много подходящи за сателити, които получават изображения на земната повърхност (включително спътници за дистанционно наблюдение, спътници за времето). Има обаче годишни вариации в слънчевото време, причинени от елиптичността на орбитата на Земята.

Например сателитът LandSat-7, разположен в слънчево-синхронна орбита, може да пресича екватора петнадесет пъти на ден, всеки път в 10:00 часа местно време.

За постигане на тези характеристики орбиталните параметри са избрани така, че орбитата прецесира на изток с 360 градуса на година (приблизително 1 градус на ден), компенсирайки въртенето на Земята около Слънцето. Прецесията възниква поради взаимодействието на спътника със Земята, която е несферична поради полярната компресия. Скоростта на прецесия зависи от наклона на орбитата. Необходимата скорост на прецесия може да бъде постигната само за определен диапазон от височини на орбита (като правило се избират стойности от 600-800 km, с периоди от 96-100 минути), необходимият наклон за споменатия диапазон на височина е около 98°. Орбитите с по-висока надморска височина изискват много високи стойности на наклон, поради което полярните региони вече не попадат в зоната на посещение на сателита.

Този тип орбита може да има различни вариации. Възможни са например слънчево-синхронни орбити с висок ексцентрицитет. В този случай слънчевото транзитно време ще бъде записано само за една точка от орбитата (обикновено перигей).

Орбиталният период се избира в съответствие с необходимия период на многократни преминавания над една и съща повърхностна точка. Въпреки че сателит в кръгова слънчево-синхронна орбита пресича екватора по едно и също местно време, той го прави в различни точки на екватора (на различни дължини), поради това, че Земята се върти под някакъв ъгъл между преминаванията на сателита. Да приемем, че орбиталният период е 96 минути. Тази стойност напълно разделя слънчевия ден 7 на петнадесет. Така за един ден спътникът ще премине над петнадесет различни точки на екватора от дневната страна на орбитата (и още петнадесет от нощната страна) и ще се върне в първата точка. Чрез избор на по-сложни (нецелочислени) отношения, броят на посетените точки може да се увеличи чрез увеличаване на периода на посещение на същата точка.

Специален случай на слънчево-синхронна орбита е орбита, при която посещението на екватора се извършва по обяд/полунощ, както и орбита, разположена в равнината на терминатора 8, тоест в лентата на залеза и изгрева. Последният вариант няма смисъл за сателити, извършващи оптична фотография, но е добър за радарни спътници, тъй като гарантира, че няма орбитални участъци, където спътникът да попадне в сянката на Земята. По този начин в такава орбита слънчевите панели на сателита са постоянно осветени от Слънцето.

Геоцентрична орбита– траекторията на небесно тяло по елиптичен път около Земята.

Един от двата фокуса на елипсата, по която се движи небесното тяло, съвпада със Земята. За да бъде космически кораб в тази орбита, трябва да му се даде скорост, която е по-малка от втората евакуационна скорост, но не по-малка от първата евакуационна скорост.

Висока елиптична орбита (HEO)е вид елиптична орбита, при която височината в апогея е многократно по-голяма от височината в перигея.

Според законите на Кеплер спътниците, използващи високи елиптични орбити, се движат с много високи скорости в перигея и след това се забавят значително в апогея. Когато космически кораб е близо до апогея си, наземният наблюдател има впечатлението, че спътникът почти не се движи в продължение на няколко часа, тоест орбитата му става квазигеостационарна. В рамките на 3,5 часа сигналът от него може да бъде приет на антена с диаметър 0,6 м без използване на въртящо се устройство. От друга страна, квазигеостационарната точка може да се намира над всяка точка на земното кълбо, а не само над екватора, както е при геостационарните спътници. Това свойство се използва в северни и южни ширини, много далеч от екватора (над 76 - 78° N/S), където ъгълът на издигане на геостационарните спътници може да бъде много нисък или дори отрицателен. В тези райони приемането от геостационарен сателит е много трудно или напълно невъзможно, а сателитите в силно елиптични орбити са единственият начин за предоставяне на услуга. Ъглите на издигане на силно елиптичните спътници надвишават 40° в краищата на зоната на обслужване и достигат 90° в центъра.

VEO орбитите могат да имат всякакъв наклон, но често имат наклон, близък до нулиране на смущенията, причинени от неправилната форма на Земята, подобно на сплескан елипсоид. Използването на този наклон стабилизира орбитата.

За елиптични орбити аргументът за перигей между 180° и 360° означава, че апогеят е над Северното полукълбо. Ако аргументът за перигея е между 0° и 180°, апогеят е над южното полукълбо. Апогеят на орбита с аргумент на перигея 0° или 180° ще бъде разположен точно над екватора, което от практическа гледна точка няма смисъл, тъй като в този случай е по-евтино и по-лесно да се използва космически кораб в геостационарна орбита (ще ви трябва само един сателит вместо три).

Сателитите VEO имат следните предимства:

способността да обслужва много голяма площ. Например, такава система може да обслужва цялата територия на Русия;

възможност за обслужване на големи географски ширини. Ъгълът на издигане в тези зони за системите HEO е много по-голям, отколкото за геостационарните спътници;

широко използване на различни честотни диапазони във VEO без регистрация (за разлика от геостационарната орбита, където практически няма свободно пространство или свободни честоти);

по-евтино изстрелване в орбита (около 1,8 пъти).

В същото време системите в силно елиптични орбити в момента имат повече недостатъци, отколкото предимства. Недостатъците включват:

необходимостта да има поне три спътника в орбита (вместо един геостационарен) за създаване на квазигеостационарна система. В случай на осигуряване на денонощно непрекъснато излъчване, броят на сателитите се увеличава до седем;

Приемащата антена трябва да има функция за проследяване (въртящо се задвижване). Следователно първоначалната цена на такава антена и разходите за нейната поддръжка ще бъдат по-високи от тези на обикновена фиксирана антена;

във високите географски ширини гъстотата на населението е много по-ниска, отколкото в средните райони, така че въпросът за изплащането на такава система е много съмнителен;

апогеят на сателитите VEO е по-висок от този на GSO, така че мощността на предавателя трябва да бъде по-висока, до 400-500 вата. Това прави сателитите по-скъпи;

Орбитата на сателитите HEO обикновено пресича радиационни пояси, което значително намалява експлоатационния живот на космическия кораб. За да се отървете от този проблем, е необходимо да имате орбита с апогей около 50 хил. км и перигей около 20 хил. км;

тъй като космическите кораби се движат в орбита, ефектът на Доплер създава допълнителни трудности за приемниците на Земята;

Поради дългото време за разпространение на сигнала възникват трудности при използване на приложения в реално време (например телефония).

Геотрансферна орбита(GPO) – орбита, която е преход между ниска референтна орбита (LEO) (височина около 200 km) и геостационарна орбита (GSO) (35 786 km). За разлика от LEO и GEO, които са кръгли до първо приближение, трансферната орбита е силно удължена елиптична траектория на космическия кораб, чийто перигей лежи на разстоянието LEO от Земята, а апогейът на разстоянието от GEO (Homan -Ветчинкинова орбита).

Завършването на изтеглянето на KANaGSO настъпва, когато достигне апогея, докато се движи в геотрансферна орбита. В този момент горното стъпало дава на устройството ускоряващ импулс, който превръща елипсовидното му движение в кръгово с период на обикаляне около Земята, равен на денонощие.

Геостационарна орбита(GSO) е кръгова орбита, разположена над екватора на Земята (0° ширина), докато изкуствен спътник обикаля около планетата с ъглова скорост, равна на ъгловата скорост на въртене на Земята около оста си. В хоризонтална координатна система посоката към спътника не се променя нито по азимут, нито по височина над хоризонта, спътникът „виси“ неподвижно в небето. Геостационарната орбита е вид геосинхронна орбита и се използва за разполагане на изкуствени спътници (комуникации, телевизионно излъчване и др.).

Сателитът трябва да орбитира по посока на въртенето на Земята, на височина 35 786 км над морското равнище. Именно тази височина осигурява на сателита период на въртене, равен на периода на въртене на Земята спрямо звездите (Звезден ден: 23 часа 56 минути 4,091 секунди).

Предимствата на геостационарната орбита станаха широко известни след публикуването на научно-популярната статия на Артър К. Кларк в списание Wireless World през 1945 г., така че на Запад геостационарните и геосинхронните орбити понякога се наричат ​​" Кларк орбитира" А " Коланът на Кларк" се отнася за района на космическото пространство на разстояние 36 000 км над морското равнище в равнината на земния екватор, където параметрите на орбитата са близки до геостационарните. Първият успешно изстрелян сателит в GEO беше Синком-3, изстрелян от НАСА през август 1964 г.

Сателит, разположен в геостационарна орбита, е неподвижен спрямо повърхността на Земята, поради което местоположението му в орбита се нарича негова стационарна точка. В резултат на това сателитно ориентираната и фиксирана насочена антена може да поддържа постоянна комуникация с този сателит за дълго време.

Геостационарната орбита може да бъде точно постигната само в кръг, разположен точно над екватора, с надморска височина, много близка до 35 786 km.

След завършване на активна работа с останалото гориво спътникът трябва да бъде прехвърлен на орбита за изхвърляне, разположена на 200-300 км над GEO.

орбитална скорост- orbitinis greitis statusas T sritis Стандартизация и метрология apibrėžtis Greitis, kuriuo kūnas arba dalelė juda tam tikra orbita. атитикменис: англ. орбитална скорост vok. orbitale Geschwindigkeit, f rus. орбитална скорост, f pranc.… … Penkiakalbis aiškinamasis metrologijos terminų žodynas

орбитална скорост- orbitinis greitis statusas T sritis fizika atitikmenys: англ. орбитална скорост vok. orbitale Geschwindigkeit, f rus. орбитална скорост, f пранц. vitesse orbitale, f … Fizikos terminų žodynas

Заявката „Точка на изправяне“ се пренасочва тук; вижте и други значения. Постоянна точка или орбитална позиция е позицията на сателит, разположен в геостационарна орбита. Тъй като сателитът, разположен на ... Wikipedia

Анализ на първата и втората евакуационна скорост според Исак Нютон. Снарядите A и B падат на земята. Снаряд C преминава в кръгова орбита, D в елиптична орбита. Снаряд Е лети в открития космос. Първа скорост на бягство (кръгова ... Уикипедия

Анализ на първата и втората евакуационна скорост според Исак Нютон. Снарядите A и B падат на земята. Снаряд C преминава в кръгова орбита, D в елиптична орбита. Снаряд Е лети в открития космос. Втора евакуационна скорост (параболична скорост... Уикипедия

- (първо v1, второ v2, трето v3 и четвърто v4) това е мин... Wikipedia

Третата скорост на бягство е минималната скорост, която трябва да се придаде на тяло, разположено близо до повърхността на Земята, за да може то да преодолее гравитационното привличане на Земята и Слънцето и да напусне Слънчевата система. Когато... ... Уикипедия

Млечен път Четвъртата скорост на бягство е минималната необходима скорост на тялото за преодоляване на гравитацията ... Wikipedia