vitezele orbitale ale planetelor din sistemul solar

orbită joasă de referință (LEO orbita joasa a Pamantului.) - orbita navei spațiale în jurul Pământului. Orbit numit pe bună dreptate „de referință“, în cazul în care ar trebui să se schimbe - creșterea înălțimii sau a schimba în starea de spirit. În cazul în care manevrele nu sunt furnizate sau vehicul spațial nu are un sistem de propulsie propriu, de preferință, folosind numele de „orbită joasă.“ În general, se consideră că nava se află în referință pe orbită, în cazul în care se deplasează din prima viteza spațială, și se află la o înălțime unde densitatea corespunzătoare a atmosferei superioare, într-o primă aproximație, permite mișcarea circulară sau eliptică. Astfel, aparatele care orbitează de acest tip poate fi de cel puțin o tură. Parametrii tipici ai orbitei de referință, exemplul „Soyuz-TMA“ vehicule spațiale sunt:

înălțimea minimă deasupra nivelului mării (vperigee) - 193 km

înălțimea maximă deasupra nivelului mării (vapogee) - 220 km

înclinație - 51,6 grade,

perioada orbitala - aproximativ 88.3 minute.

La stabilirea înălțimii DOE este important să se sublinieze de la un model al Pământului este măsurat. balistică tradiționale românești indică înălțimea deasupra elipsoidului, iar SUA - pe zonă, ca urmare a diferenței poate fi de până la 20 de kilometri (corespunde aproximativ diferența dintre razele ecuatoriale și polare ale pământului) și poziția apogeului și perigeu - shift.

Deoarece rotația zilnică a Pământului este implicat în îndepărtarea rachetei purtătoare pe orbită, sarcina utilă depinde de înclinarea orbitei pe planul ecuatorial. Cele mai bune condiții se obțin dacă DOE are o înclinație spre ecuator, care coincide cu lățimea rampa de lansare, care a fost efectuat lansarea. Alte înclinație orbitală duce la o scădere a parametrilor racheta purtătoare de pe încărcătura capacității de ieșire pe orbită. Cu toate acestea, nu toate site-urile de lansare poate fi pornit în direcția cea mai energic favorabilă, de exemplu, pentru Baikonur cu latitudine de aproximativ 46 de grade nu poate fi rulat pe înclinația 48,5 grade mai mică datorită restricțiilor privind zonele de localizare de separare de piese de rachete (zone de excludere). Înclinarea cel mai frecvent utilizate de lansarile de la Baikonur - 51,6 grade, mai puțin înclinația rar folosite.

Durata de viata, sau timpul petrecut LEO nave spațiale. Depinde de parametrii balistice ale corpului ceresc artificiale, precum și a activității solare în această perioadă, care afectează înălțimea straturilor superioare ale atmosferei Pământului.

Orbita mai mică, cu atât mai mare greutatea sarcinii, ceea ce poate duce la ea rapel ceteris paribus. Prin urmare, orbita de referință este benefic pentru a face cât mai mult posibil de mai jos. În practică, în timpul zborului orbital mai puțin de o zi (până la intrarea în straturile atmosferei) poate cauza probleme în caz de eșec la bordul navei spațiale, însă o astfel orbită joasă, practic, nu este utilizat. În plus, înălțimea minimă a lagărului afectează valoarea excreția de eroare pe orbită, deoarece combinația nefavorabilă a erorilor de instrumentație, controleaza orbita si factorii externi pot fi prea mică, iar nava va reveni la atmosfera Pământului și arde înainte de timp pentru a manevra. Cu toate acestea, există cazuri de excreție pe orbită, cu o perioada orbitala de mai puțin de 88 de minute și 121-150 km altitudine perigeu. De exemplu, orbita de referință cu o perigeu de 129 km stație automată Luna 7 a fost dedus.

Conceptul de „orbită de referință“, a intrat în uz de la începutul rachetei patru etape lansează 8K78 „fulger“, din care a patra etapă a fost lansată în imponderabilitate, după comiterea aproximativ 3/4 dintr-un viraj în jurul Pământului, după cum este necesar pentru AMC interplanetară și lunar.

Orbit Low Earth este ISS. După finalizarea în 1972, programul „Apollo“, toate de zbor spatiale cu echipaj uman au loc pe orbita terestră joasă. În legătură cu intensiv pe orbite joase trase o cantitate mare de moloz, ceea ce duce la complicații în funcționarea ISS.

Timpul de rezidență al satelitului în LEO depinde de mai mulți factori, care depind de influența Lunii și înălțimea de mai sus straturile dense ale atmosferei. De exemplu, orbita satelitului „Explorer-6“ (SUA) a fost schimbat la fiecare 3 luni 250-160 km, ceea ce a dus la durata de viață prin satelit în 2 ani în loc de 20 planificate, iar primul satelit pământ a durat 3 luni (perigeu de 215 km, apogeu 939 km ). Activitatea crescută solară poate duce la o creștere dramatică în densitatea atmosferei superioare - ca urmare a satelitului este frânată mai puternică și înălțimea orbitei sale scade mai repede. Acesta joacă un rol important și forma satelitului, și anume zona de midsection (secțiune transversală); pentru sateliți special conceput pentru a lucra pe orbite joase este adesea selectat matura punct de vedere aerodinamic agreabila cocii.

orbită Sun-sincron (uneori denumită heliosynchronous) Parametrii orbitas -geotsentricheskaya astfel încât un obiect situat pe acesta trece peste orice punct al suprafeței Pământului la aproximativ același timp solar locală. Astfel, unghiul de iluminare suprafața pământului va fi aproximativ la fel pe toate trecerile prin satelit. Astfel de condiții de iluminare constante sunt foarte bine potrivite pentru imaginea suprafeței pământului prin satelit primire (inclusiv prin satelit teledetecție sateliți meteorologici). Cu toate acestea prisutstvuyutgodovye fluctuații în timp solar cauzate de elipticitatea orbita Pământului.

De exemplu, Landsat-7 prin satelit la o orbită de soare sincron, poate traversa ecuatorul de cincisprezece ori pe zi, de fiecare dată la ora 10:00, ora locală.

Pentru a realiza astfel de parametri de performanță, astfel încât orbityvybirayutsya orbitapretsessirovalav est, până la 360 de grade pe an (aproximativ 1 grad pe zi), pentru a compensa rotație a Pământului în jurul Soarelui. Precesia se datorează interacțiunii satelitului cu Pământul, asfericitatea compresie polare. Rata precesiei depinde de înclinarea orbitei. Viteza de precesie dorită poate fi realizată numai pentru un anumit interval de altitudine orbita (selectată în mod obișnuit valori ale 600-800 km, cu perioade de 96-100 min.) necesară pentru înclinarea intervalului menționat înălțimi de aproximativ 98 °. Pentru orbite cu altitudini mari necesită valori foarte mari de înclinare, din cauza a ceea ce satelitul nu intră în zona vizitează regiunile polare.

Acest tip de orbita poate avea diferite variante. De exemplu, pot exista orbită de soare sincron, cu o excentricitate mare. În acest caz, timpul de trecere solar este înregistrată pentru un singur punct al orbitei (în mod tipic perigeu).

Perioada de circulație este selectată în funcție de perioada dorită de treceri repetate peste același punct al suprafeței. Deși un satelit într-o orbită de soare sincron circular traversează ecuatorul în același timp local, apare în diferite puncte ale ecuatorului (la diferite longitudinale), datorită faptului că Pământul este rotit cu un anumit unghi între treceri ale satelitului. Să presupunem că perioada orbitala de 96 min. Această valoare se împarte în mod egal în ziua solară, 7 cincisprezece ani. Astfel, într-o zi satelitul trece peste cincisprezece puncte diferite în partea ecuatorială zi a orbitei (și peste cincisprezece - timp de noapte), și se întoarce la primul punct. Selecția mai complexe (neîntreg) relație, numărul punctelor vizitate poate fi crescută prin creșterea perioadei de vizitare același punct.

Un caz special al unei orbite de soare sincron este o orbită pe care are loc vizita ecuator, la prânz / miezul nopții și orbită situată în planul terminatorului 8. adică în banda de răsărituri și apusuri de soare. Această din urmă opțiune nu are nici un sens pentru sateliți care transportă fotografierea optică, dar bun pentru sateliții radar, deoarece asigură absența zonelor pe orbită în care satelitul intră umbra Pământului. Astfel, într-un astfel de satelit pe orbită baterie solară este iluminat în mod constant de soare.

Geocentric orbită - calea mișcării corpului ceresc într-o traiectorie eliptică vokrugZemli.

Una dintre cele două focare ale elipsei pe care se deplasează un corp ceresc, coincide cu pământul. Pentru korablokazalsya chtobykosmichesky pe această orbită, este necesar să se informeze viteza cu care menshevtoroy viteza spațiu, dar nu mai mică decât prima viteză cosmică.

Orbit Foarte eliptica (HEO) - un tip de orbita eliptica a cărei Apogee este de multe ori mai mare decât înălțimea la perigeu.

Conform legilor sateliților Kepler folosind orbite extrem de eliptice, se deplasează la o viteză mare la perigeu, iar apoi încetinește la Apogee. În cazul în care nava este aproape de punctul culminant la observator la sol impresia că satelitul este aproape nu se mișcă timp de câteva ore, adică, orbita sa devine kvazigeostatsionarnoy. Peste 3,5 ore, cu un semnal poate fi recepționat la diametrul antenei de 0,6 m, fără a utiliza dispozitivul rotativ. Pe de altă parte, punctul kvazigeostatsionara poate fi poziționat peste orice punct al globului, și nu doar peste ecuator ca în sateliți geostaționari. Această proprietate este folosită în latitudinile nordice și sudice, foarte îndepărtate de ecuator (peste 76-78 ° N / S.), În cazul în care unghiul de elevație sateliți geostaționari poate fi foarte scăzută sau chiar negativă. În aceste zone, recepția cu un satelit geostaționar este împiedicată grav sau chiar imposibil, și sateliți în orbite eliptice sunt singura posibilitate de a furniza serviciul. Unghiuri locuri în sateliți HEO depășește 40 ° la marginile zonelor de acoperire și de a ajunge la 90 ° în centrul său.

HEO orbita poate avea orice înclinație, dar de multe ori au tendința de a aproape de zero pentru tulburarea cauzată de forma neregulată a Pământului, ca un elipsoid aplatizate. Când se utilizează o astfel de înclinație orbita stabilizată.

În argumentul perigeul de orbite eliptice situate între 180 ° și 360 °, înseamnă că apogeului este situată deasupra emisfera nordică. Dacă argumentul perigeu este între 0 ° și 180 ° - apogee este de peste emisfera sudică. Apogeul orbitei cu un argument de perigeul la 0 ° sau 180 ° sunt exact deasupra Ecuatorului, din punct de vedere practic nu are sens, deoarece, în acest caz, mai ieftin și mai ușor de utilizat sateliți în orbita geostaționară (nevoie doar de un satelit în loc de trei).

sateliții HEO au următoarele avantaje:

posibilitatea de a deservi o suprafață foarte mare. De exemplu, acest sistem poate servi toate territoriyuRumynii;

posibilitatea deservirii latitudini mari. Altitudine în aceste zone au sisteme în HEO este mult mai mare decât cea a sateliților geostaționari;

utilizarea pe scară largă diferite benzi de frecvență HEO fără înregistrare (în contrast cu orbita geostaționară, în cazul în care nu există practic nici o nici un spațiu liber frecvențe audio disponibile);

mai ieftin care orbitează (aproximativ 1,8 ori).

În același timp, în sistemele moment foarte eliptice orbite mai multe dezavantaje decât avantaje. Dezavantajele includ:

necesitatea de a avea cel puțin trei sateliți pe orbită (geostaționari în loc de unul) pentru a genera sistem kvazigeostatsionarnoy. În cazul ceasului pentru a se asigura de radiodifuziune continuă, numărul de sateliți este crescut la șapte;

antennadolzhna recepției au o funcție de urmărire (dispozitiv de acționare pentru rotirea). Prin urmare, costul inițial al unei astfel de antene, iar costul serviciilor sale va fi mai mare decât cea a unei antene fixe simplu;

la latitudini înalte ale densitatea populației este mult mai mică decât în ​​zona de mijloc, astfel încât problema de recuperare a unui astfel de sistem este foarte îndoielnic;

sateliți Heo mai mare decât apogeu cu cea a GSO, astfel încât ieșirea din emițător ar trebui să fie mai mare, de până la 400-500 wați. Acest lucru crește costul de sateliți;

Sateliții orbită HEO traversează de obicei, centurile de radiatii, care scurtează foarte mult serviciul CA. Pentru a scăpa de această problemă, trebuie să aveți o orbită cu un apogeu de circa 50 mii km și un perigeu de aproximativ 20000 km ..;

deoarece sateliții se deplaseze pe orbită, efectul Doppler creează dificultăți suplimentare pentru receptoarele de pe Pământ;

orbita de transfer geostaționară (GTO) - orbită, care este tranziția între orbita de referință joasă (LEO) (înălțime de ordinul a 200 km) și orbita geostaționară (GSO) (35,786 km). In contrast, LEO si GEO, care este o primă aproximație o circulară, prin transfer orbită - o traiectorie foarte eliptică a navei spațiale, care se află la distanță perigeu LEO de Pământ și distanța apogee GSO (Homan orbita - Vetchinkina).

Finalizarea KAnaGSOproiskhodit de ieșire atunci când ajunge la apogeul în timpul deplasării pe orbita de transfer geostaționară. În acest moment, superior aparat treaptă conform impulsului de rapel, care se transformă într-o mișcare circulară eliptică cu perioadă de circulație vokrugZemli egală dlinesutok.

orbită geostaționară (GEO) - orbită circulară, situată deasupra ecuatorului Pământului (0 ° latitudine), în timp ce pe care un satelit artificial pe orbită în jurul planetei, cu o viteză unghiulară egală cu viteza unghiulară a Pământului în jurul axei sale. În direcția orizontală a sistemului de coordonate, satelitul nu se schimbă nici în azimut sau înălțime deasupra orizontului, „agățat“, prin satelit în cer nemișcat. orbită geostaționară este o specie orbita geostaționară și utilizată pentru plasarea unui satelit artificial (comunicare, teletranslyatsionnyh etc.).

Satelitul trebuie să contacteze direcția de rotație a Pământului, la o altitudine de 35,786 km deasupra nivelului mării. Este această înălțime oferă din satelit perioada orbitala egală cu perioada de rotație a Pământului în raport cu stelele (ore stele: 23 ore, 56 minute 4,091 secunde).

Sateliți în orbită geostaționară, fix în raport cu suprafața Pământului, astfel încât poziția sa pe orbita este numit un punct de picioare. Ca rezultat, orientat spre satelitul și fix antenă direcțională Assigned menține contactul permanent cu satelitul pentru o lungă perioadă de timp.

orbita geostaționară pot fi furnizate numai cu precizie pe un cerc, situat direct deasupra ecuatorului, cu o înălțime foarte aproape de 35 786 km.

După terminarea operației de pe satelit reziduurile de combustibil activ trebuie transferat pe o orbită de eliminare situat la 200-300 kilometri deasupra GEO.