Спутниковый наземный трек или спутниковый наземный след - это путь на поверхности планеты непосредственно под траекторией спутника . Он также известен как суборбитальный трек или субспутниковый трек и является вертикальной проекцией орбиты спутника на поверхность Земли (или любого тела, вокруг которого движется спутник). [1] Спутниковый наземный трек можно рассматривать как путь вдоль поверхности Земли, который отслеживает движение воображаемой линии между спутником и центром Земли. Другими словами, наземный трек - это набор точек, в которых спутник будет проходить прямо над головой или пересекать зенит в системе отсчета наземного наблюдателя. [2]
Траектория движения спутника по земле может принимать различные формы в зависимости от значений орбитальных элементов , параметров, которые определяют размер, форму и ориентацию орбиты спутника, хотя идентификация всегда зависит от распознавания физической формы, которая находится в движении; [примечание 1] Это подчеркивалось во время спекуляций по поводу инцидента с Vela , в результате чего идентификация рассматриваемого вопроса была предметом многочисленных теорий. [3]
Обычно спутники имеют приблизительно синусоидальную траекторию движения по земле. Спутник с наклоном орбиты от нуля до девяноста градусов называется находящимся на так называемой прямой или прямой орбите , что означает, что он вращается в том же направлении, что и вращение планеты. Спутник с наклоном орбиты от 90° до 180° (или, что эквивалентно, от 0° до −90°) называется находящимся на ретроградной орбите . [примечание 2]
Спутник на прямой орбите с орбитальным периодом менее одного дня будет стремиться двигаться с запада на восток по своей наземной траектории. Это называется «кажущимся прямым» движением. Спутник на прямой орбите с орбитальным периодом более одного дня будет стремиться двигаться с востока на запад по своей наземной траектории, что называется «кажущимся ретроградным» движением. Этот эффект возникает из-за того, что спутник движется по орбите медленнее, чем скорость, с которой Земля вращается под ним. Любой спутник на истинно ретроградной орбите всегда будет двигаться с востока на запад по своей наземной траектории, независимо от длины его орбитального периода.
Поскольку спутник на эксцентрической орбите движется быстрее вблизи перигея и медленнее вблизи апогея, возможно, что спутник будет двигаться на восток в течение части своей орбиты и на запад в течение другой части. Это явление допускает наземные траектории, которые пересекаются сами по себе на одной орбите, как в геосинхронной орбите и орбите Молния, обсуждаемых ниже.
Спутник, орбитальный период которого составляет целую часть дня (например, 24 часа, 12 часов, 8 часов и т. д.), будет следовать примерно по одной и той же наземной траектории каждый день. Эта наземная траектория смещается на восток или запад в зависимости от долготы восходящего узла , которая может меняться со временем из-за возмущений орбиты. Если период спутника немного длиннее целой части дня, наземная траектория со временем сместится на запад; если он немного короче, наземная траектория сместится на восток. [2] [4]
По мере того, как орбитальный период спутника увеличивается, приближаясь к периоду вращения Земли (другими словами, по мере того, как его средняя орбитальная скорость замедляется по направлению к скорости вращения Земли), его синусоидальная земная траектория будет сжиматься в продольном направлении, что означает, что «узлы» (точки, в которых он пересекает экватор ) будут становиться ближе друг к другу, пока на геосинхронной орбите они не будут лежать прямо друг на друге. Для орбитальных периодов, длиннее периода вращения Земли, увеличение орбитального периода соответствует продольному растяжению (кажущегося ретроградного) земной траектории.
Спутник, период обращения которого равен периоду вращения Земли, называется геосинхронной орбитой . Его траектория движения по земле будет иметь форму «восьмерки» над фиксированным местоположением на Земле, пересекая экватор дважды в день. Он будет двигаться на восток, когда он находится на части своей орбиты, наиболее близкой к перигею , и на запад, когда он наиболее близок к апогею .
Частный случай геосинхронной орбиты, геостационарная орбита , имеет эксцентриситет , равный нулю (то есть орбита круговая), и наклон, равный нулю в геоцентрической, фиксированной на Земле системе координат (то есть плоскость орбиты не наклонена относительно экватора Земли). «Наземная траектория» в этом случае состоит из одной точки на экваторе Земли, над которой спутник находится все время. Обратите внимание, что спутник все еще вращается вокруг Земли — его кажущееся отсутствие движения обусловлено тем, что Земля вращается вокруг своего собственного центра масс с той же скоростью, что и спутник вращается по орбите.
Наклонение орбиты — это угол, образованный между плоскостью орбиты и экваториальной плоскостью Земли. Географические широты, охватываемые наземной траекторией, будут находиться в диапазоне от –i до i , где i — наклонение орбиты. [4] Другими словами, чем больше наклонение орбиты спутника, тем дальше на север и юг пройдет его наземная траектория. Спутник с наклоном точно 90° называется находящимся на полярной орбите , то есть он проходит над северным и южным полюсами Земли .
Стартовые площадки на более низких широтах часто предпочтительны отчасти из-за гибкости, которую они допускают в наклонении орбиты; начальное наклонение орбиты ограничено тем, чтобы быть больше или равно широте запуска. Например, аппараты, запущенные с мыса Канаверал , будут иметь начальное наклонение орбиты не менее 28°27′, широты стартовой площадки, и для достижения этого минимума требуется запуск с азимутом строго на восток , что не всегда может быть осуществимо, учитывая другие ограничения запуска. В крайних случаях стартовая площадка, расположенная на экваторе, может запускаться непосредственно в любом желаемом наклонении, в то время как гипотетическая стартовая площадка на северном или южном полюсе сможет запускаться только на полярные орбиты. (Хотя возможно выполнить маневр изменения наклонения орбиты после выхода на орбиту, такие маневры, как правило, являются одними из самых дорогостоящих с точки зрения топлива из всех орбитальных маневров, и их, как правило, избегают или минимизируют, насколько это возможно.)
Помимо предоставления более широкого диапазона начальных наклонений орбиты, низкоширотные стартовые площадки предлагают преимущество, требующее меньше энергии для создания орбиты (по крайней мере, для прямых орбит, которые составляют подавляющее большинство запусков), из-за начальной скорости, обеспечиваемой вращением Земли. Желание иметь экваториальные стартовые площадки, в сочетании с геополитическими и логистическими реалиями, способствовало развитию плавучих стартовых платформ, в первую очередь Sea Launch .
Если аргумент перигея равен нулю, что означает, что перигей и апогей лежат в экваториальной плоскости, то наземная траектория спутника будет выглядеть одинаково выше и ниже экватора (т. е. он будет демонстрировать 180° вращательную симметрию относительно орбитальных узлов ). Однако, если аргумент перигея не равен нулю, спутник будет вести себя по-разному в северном и южном полушариях. Орбита «Молнии» с аргументом перигея около −90° является примером такого случая. На орбите «Молнии» апогей происходит на высокой широте (63°), а орбита имеет большой эксцентриситет ( e = 0,72). Это заставляет спутник «зависать» над регионом северного полушария в течение длительного времени, проводя очень мало времени над южным полушарием. Это явление известно как «остановка апогея» и желательно для связи в регионах с высокими широтами. [4]
Поскольку орбитальные операции часто требуются для мониторинга определенного места на Земле, часто используются орбиты, которые периодически покрывают один и тот же наземный трек. На Земле эти орбиты обычно называют орбитами повторения Земли, и часто проектируются с параметрами «замороженной орбиты» для достижения повторяющейся орбиты наземного трека со стабильными (минимально изменяющимися во времени) элементами орбиты. [5] Эти орбиты используют эффект узловой прецессии для смещения орбиты таким образом, чтобы наземный трек совпадал с треком предыдущей орбиты, так что это по существу уравновешивает смещение во вращении орбитируемого тела. Продольное вращение после определенного периода времени планеты определяется по формуле:
где
Эффект прецессии узлов можно количественно оценить следующим образом:
где
Эти два эффекта должны компенсироваться после набора орбитальных оборотов и (сидерических) дней. Следовательно, приравнивая прошедшее время к орбитальному периоду спутника и объединяя два приведенных выше уравнения, получаем уравнение, которое справедливо для любой орбиты, которая является повторяющейся орбитой:
где
