Солнечно -синхронная орбита ( ССО ), 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] С технической точки зрения, это орбита, устроенная так, что она совершает один полный оборот каждый год, поэтому она всегда поддерживает одну и ту же связь с Солнцем.
Солнечно-синхронная орбита полезна для спутников изображений , разведки и погоды , [4] потому что каждый раз, когда спутник находится над головой, угол освещения поверхности планеты под ним почти одинаков. Такое постоянное освещение является полезной характеристикой для спутников , которые отображают поверхность Земли в видимом или инфракрасном диапазоне длин волн, таких как погодные спутники и спутники-шпионы, а также для других спутников дистанционного зондирования, например, тех, которые несут инструменты дистанционного зондирования океана и атмосферы, которым требуется солнечный свет. Например, спутник на солнечно-синхронной орбите может пересекать экватор двенадцать раз в день, каждый раз примерно в 15:00 по местному времени.
Особыми случаями солнечно-синхронной орбиты являются орбита в полдень/полночь , где местное среднее солнечное время прохождения для экваториальных широт составляет около полудня или полуночи, и орбита рассвет/сумерки , где местное среднее солнечное время прохождения для экваториальных широт. находится около восхода или заката, так что спутник перемещается по терминатору между днем и ночью. Поездка на терминаторе полезна для активных радиолокационных спутников, поскольку солнечные панели спутников всегда могут видеть Солнце, не затеняясь Землей. Это также полезно для некоторых спутников с пассивными инструментами, которым необходимо ограничить влияние Солнца на измерения, поскольку инструменты всегда можно направить на ночную сторону Земли. Орбита рассвета/заката использовалась для научных спутников наблюдения за Солнцем , таких как TRACE , Hinode и PROBA-2 , что давало им почти непрерывный обзор Солнца.
Солнечно-синхронная орбита достигается за счет прецессии (поворота) соприкасающейся орбитальной плоскости примерно на один градус в восточном направлении 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 детали) так, что экваториальная выпуклость Земли , которая возмущает наклонные орбиты, заставляет плоскость орбиты космического корабля прецессировать с желаемой скоростью. Плоскость орбиты не фиксирована в пространстве относительно далеких звезд, а медленно вращается вокруг земной оси.
Типичные солнечно-синхронные орбиты вокруг Земли имеют высоту около 600–800 км (370–500 миль), с периодами в диапазоне 96–100 минут и наклонением около 98 °. Это немного ретроградно по сравнению с направлением вращения Земли: 0 ° представляет собой экваториальную орбиту, а 90 ° представляет собой полярную орбиту. [5]
Солнечно-синхронные орбиты возможны и вокруг других сплюснутых планет, таких как Марс . Спутнику, вращающемуся вокруг такой планеты, как Венера , которая имеет почти сферическую форму, потребуется внешний толчок, чтобы поддерживать солнечно-синхронную орбиту.
Угловая прецессия на орбиту спутника, вращающегося вокруг Земли, приблизительно определяется выражением
где
Орбита будет солнечно-синхронной, если скорость прецессии ρ =d Ом/д т равно среднему движению Земли вокруг Солнца n E , что составляет 360° за сидерический год (1,990 968 71 × 10 −7 рад /с ), поэтому мы должны положить n E = Δ Ом Е/Т Е= ρ =Δ Ом/Т , где T E — период обращения вокруг Земли, а T — период обращения космического корабля вокруг Земли.
Так как период обращения космического корабля
где а — большая полуось орбиты, а ц — стандартный гравитационный параметр планеты (398 600 ,440 км 3 /с 2 для Земли); поскольку p ≈ a для круговой или почти круговой орбиты, отсюда следует, что
или когда ρ составляет 360° в год,
Например, с =7200 км , т.е. для высоты a − R E ≈На 800 км полета космического корабля над поверхностью Земли эта формула дает солнечно-синхронное наклонение 98,7°.
Обратите внимание, что согласно этому приближению cos i равен −1, когда большая полуось равна12 352 км , а это значит, что солнечно-синхронными могут быть только нижние орбиты. Период может находиться в пределах от 88 минут для очень низкой орбиты ( a =6554 км , i = 96°) до 3,8 часов ( а =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 определенной точкой Земли каждый день в один и тот же час, спутник должен совершить целое число витков в день. Предполагая круговую орбиту, это составляет от 7 до 16 витков в день, так как для выполнения менее 7 витков потребуется высота выше максимальной для солнечно-синхронной орбиты, а для выполнения более 16 витков потребуется орбита внутри атмосферы Земли. или поверхность. Полученные действительные 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 одним и тем же местом через 24 часа, имеет истинный период около365/364≈ в 1,0027 раза больше времени между путепроводами. Для неэкваториальных орбит коэффициент ближе к 1.)
Когда говорят, что солнечно-синхронная орбита каждый раз проходит над точкой на Земле в одно и то же местное время , это относится к среднему солнечному времени , а не к кажущемуся солнечному времени . Солнце не будет находиться в точно одном и том же положении на небе в течение года (см. Уравнение времени и Аналемма ).
Для спутников наблюдения Земли в основном выбираются солнечно-синхронные орбиты , высота которых обычно составляет от 600 до 600 м.1000 км над поверхностью Земли. Однако даже если орбита остается солнечно-синхронной, другие параметры орбиты, такие как аргумент периапсиса и эксцентриситет орбиты , изменяются из-за возмущений более высокого порядка в гравитационном поле Земли, давления солнечного света и других причин. Спутники наблюдения Земли, в частности, предпочитают орбиты с постоянной высотой при прохождении над одним и тем же местом. Тщательный выбор эксцентриситета и местоположения перигея выявляет конкретные комбинации, в которых скорость изменения возмущений минимальна, и, следовательно, орбита относительно стабильна – замороженная орбита , где движение положения периапсиса стабильно. [6] На таких солнечно-синхронных замороженных орбитах работают спутники ERS-1, ERS-2 и Envisat Европейского космического агентства , а также космические аппараты MetOp ЕВМЕТСАТ и RADARSAT-2 Канадского космического агентства . [7]
