stringtranslate.com

Солнечно-синхронная орбита

Диаграмма, показывающая ориентацию солнечно-синхронной орбиты (зеленая) в четырех точках в году. Несолнечно-синхронная орбита (пурпурная) также показана для справки. Даты показаны белым: день/месяц.

Солнечно -синхронная орбита ( SSO ), также называемая гелиосинхронной орбитой , [1] представляет собой почти полярную орбиту вокруг планеты, на которой спутник проходит над любой заданной точкой поверхности планеты в одно и то же местное среднее солнечное время . [2] [3] Говоря более технически, это орбита, устроенная таким образом, что она совершает один полный оборот за год, поэтому она всегда сохраняет одну и ту же взаимосвязь с Солнцем.

Приложения

Солнечно-синхронная орбита полезна для спутников визуализации , разведки и метеорологических спутников , [4], потому что каждый раз, когда спутник находится над головой, угол освещения поверхности планеты под ним почти одинаков. Это постоянное освещение является полезной характеристикой для спутников, которые снимают поверхность Земли в видимых или инфракрасных длинах волн, таких как метеорологические и шпионские спутники, и для других спутников дистанционного зондирования, таких как те, которые несут океанские и атмосферные приборы дистанционного зондирования, которым требуется солнечный свет. Например, спутник на солнечно-синхронной орбите может подниматься через экватор двенадцать раз в день, каждый раз примерно в 15:00 по местному времени.

Солнечно-синхронная орбита с видом сверху на плоскость эклиптики с местными зонами солнечного времени (LST) для отсчета и нисходящим узлом 10:30. Зоны LST показывают, как местное время под спутником меняется на разных широтах и ​​в разных точках его орбиты.

Особыми случаями солнечно-синхронной орбиты являются орбита полдень/полночь , где местное среднее солнечное время прохождения для экваториальных широт составляет около полудня или полуночи, и орбита рассвет/закат , где местное среднее солнечное время прохождения для экваториальных широт составляет около восхода или заката Солнца, так что спутник едет по терминатору между днем ​​и ночью. Езда по терминатору полезна для активных радиолокационных спутников, так как солнечные панели спутников всегда могут видеть Солнце, не будучи затененными Землей. Это также полезно для некоторых спутников с пассивными приборами, которым необходимо ограничить влияние Солнца на измерения, так как можно всегда направлять приборы на ночную сторону Земли. Орбита рассвет/закат использовалась для научных спутников , наблюдающих за Солнцем, таких как TRACE , Hinode и PROBA-2 , предоставляя им почти непрерывный обзор Солнца.

Орбитальная прецессия

Солнечно-синхронная орбита достигается за счет прецессии (вращения) оскулирующей орбитальной плоскости приблизительно на один градус на восток каждый день относительно небесной сферы, чтобы идти в ногу с движением Земли вокруг Солнца . [5] Эта прецессия достигается путем настройки наклона на высоту орбиты (см. Технические подробности) таким образом, что экваториальная выпуклость Земли , которая возмущает наклонные орбиты, заставляет орбитальную плоскость космического корабля прецессировать с желаемой скоростью. Плоскость орбиты не фиксирована в пространстве относительно далеких звезд, а медленно вращается вокруг оси Земли.

Типичные солнечно-синхронные орбиты вокруг Земли имеют высоту около 600–800 км (370–500 миль), периоды в диапазоне 96–100 минут и наклоны около 98°. Это немного ретроградно по сравнению с направлением вращения Земли: 0° представляет экваториальную орбиту, а 90° представляет полярную орбиту. [5]

Солнечно-синхронные орбиты возможны вокруг других сплющенных планет, таких как Марс . Спутник, вращающийся вокруг планеты, такой как Венера , которая имеет почти сферическую форму, будет нуждаться во внешнем толчке для поддержания солнечно-синхронной орбиты.

Технические подробности

Угловая прецессия за орбиту для спутника, вращающегося вокруг Земли, приблизительно определяется по формуле

где

Дж 2 =1,082 63 × 10−3 — коэффициент при втором зональном члене, связанный со сплюснутостью Земли,
R E ≈ 6378 км — средний радиус Земли,
p — полуширокая прямая кишка глазницы,
i — наклон орбиты к экватору.

Орбита будет солнечно-синхронной, если скорость прецессии ρ = ⁠д Ω/д т⁠ равно среднему движению Земли вокруг Солнца n E , которое составляет 360° за сидерический год (1,990 968 71 × 10 −7  рад / с ), поэтому мы должны установить n E = ⁠ Δ Ω E/Т Е⁠ = ρ = ⁠ΔΩ​/Т⁠ , где T E — период обращения вокруг Земли, а T — период обращения космического корабля вокруг Земли.

Поскольку период обращения космического корабля равен

где a — большая полуось орбиты, а μ — стандартный гравитационный параметр планеты (398 600 .440 км 3 /с 2 для Земли); поскольку p ≈ a для круговой или почти круговой орбиты, следует, что

или когда ρ составляет 360° в год,

Например, с =7200 км , т.е. для высоты a − R E ≈На расстоянии 800 км от поверхности Земли эта формула дает солнечно-синхронный наклон 98,7°.

Обратите внимание, что согласно этому приближению cos i равен −1, когда большая полуось равна12 352  км , что означает, что только более низкие орбиты могут быть солнечно-синхронными. Период может быть в диапазоне от 88 минут для очень низкой орбиты ( a =6554 км , i = 96°) до 3,8 часов ( a =12 352  км , но эта орбита будет экваториальной, с i = 180°). Период более 3,8 часов может быть возможен при использовании эксцентрической орбиты с p <12 352  км , но >12 352  км .

Если кто-то хочет, чтобы спутник пролетал над определенным местом на Земле каждый день в один и тот же час, спутник должен совершить целое число оборотов в день. Если предположить, что орбита круговая, это сводится к 7–16 оборотам в день, поскольку выполнение менее 7 оборотов потребует высоты выше максимальной для солнечно-синхронной орбиты, а выполнение более 16 оборотов потребует орбиты внутри атмосферы или поверхности Земли. Полученные допустимые орбиты показаны в следующей таблице. (Таблица была рассчитана с учетом указанных периодов. Орбитальный период, который следует использовать, на самом деле немного больше. Например, ретроградная экваториальная орбита, которая проходит над тем же местом через 24 часа, имеет истинный период около ⁠365/364⁠ ≈ 1,0027 раз больше времени между пролетами. Для неэкваториальных орбит этот фактор ближе к 1.)

Когда говорят, что солнечно-синхронная орбита проходит над точкой на Земле каждый раз в одно и то же местное время , это относится к среднему солнечному времени , а не к кажущемуся солнечному времени . Солнце не будет находиться в одном и том же положении на небе в течение года (см. Уравнение времени и Аналемму ).

Для спутников наблюдения за Землей в основном выбираются солнечно-синхронные орбиты с высотой обычно от 600 до1000 км над поверхностью Земли. Однако, даже если орбита остается солнечно-синхронной, другие орбитальные параметры, такие как аргумент перицентра и эксцентриситет орбиты , изменяются из-за возмущений более высокого порядка в гравитационном поле Земли, давления солнечного света и других причин. Спутники наблюдения за Землей, в частности, предпочитают орбиты с постоянной высотой при прохождении над одним и тем же местом. Тщательный выбор эксцентриситета и местоположения перигея выявляет определенные комбинации, где скорость изменения возмущений минимальна, и, следовательно, орбита относительно стабильна — замороженная орбита , где движение положения перицентра стабильно. [6] ERS -1, ERS-2 и Envisat Европейского космического агентства , а также космический аппарат MetOp EUMETSAT и RADARSAT-2 Канадского космического агентства — все работают на таких солнечно-синхронных замороженных орбитах. [7]

Смотрите также

Ссылки

  1. ^ Щербакова, НН; Белецкий, ВВ; Сазонов, ВВ (1999). «Стабилизация гелиосинхронных орбит искусственного спутника Земли солнечным давлением». Космические исследования . 37 (4): 393–403. Bibcode :1999KosIs..37..417S. Архивировано из оригинала 3 марта 2016 г. Получено 19 мая 2015 г.
  2. ^ «СПУТНИКИ И ОРБИТЫ» (PDF) .
  3. ^ "Типы орбит". marine.rutgers.edu . Архивировано из оригинала 22 августа 2019 . Получено 24 июня 2017 .
  4. ↑ Наша меняющаяся планета: взгляд из космоса (1-е изд.). Cambridge University Press. 2007. стр. 339. ISBN 978-0521828703.
  5. ^ ab Rosengren, M. (ноябрь 1992 г.). "ERS-1 — наблюдатель Земли, который точно следует выбранному пути". Бюллетень ESA . 72 (72). Европейское космическое агентство: 76. Bibcode : 1992ESABu..72...76R.
  6. ^ Low, Samuel YW (январь 2022 г.). «Проектирование опорной траектории для замороженных повторяющихся околоэкваториальных низких околоземных орбит». Журнал AIAA по космическим аппаратам и ракетам . 59 (1): 84–93. Bibcode : 2022JSpRo..59...84L. doi : 10.2514/1.A34934. S2CID  236275629.
  7. ^ Розенгрен, Матс (1989). "Улучшенная техника пассивного управления эксцентриситетом (AAS 89-155)". Достижения в астронавтических науках . Том 69. AAS/NASA. Bibcode : 1989ommd.proc...49R.

Дальнейшее чтение

Внешние ссылки