Наземный путь

Наземный путь Международной космической станции примерно на два периода . Светлые и темные области представляют собой участки Земли днем и ночью соответственно.

Заземления дорожки или заземление след является путем на поверхности планеты непосредственно под давал самолет «с или спутником » сек траектории . В случае спутников он также известен как суборбитальный трек и представляет собой вертикальную проекцию орбиты спутника на поверхность Земли (или любого другого тела, вокруг которого находится спутник). ^[1]

Наземный трек спутника 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]

Наземные треки самолетов [ править ]

Этот раздел нуждается в расширении . Вы можете помочь, добавив к нему . ( Май 2015 г. )

В аэронавигации наземные пути обычно представляют собой дугу большого круга , являющуюся кратчайшим расстоянием между двумя точками на поверхности Земли. Чтобы следовать по заданному маршруту, пилот должен скорректировать свой курс , чтобы компенсировать влияние ветра . Маршруты самолетов планируются таким образом, чтобы избегать ограниченного воздушного пространства и опасных зон, а также проходить вблизи навигационных маяков .

Спутниковые наземные треки [ править ]

Наземный трек спутника может принимать различные формы в зависимости от значений элементов орбиты , параметров, которые определяют размер, форму и ориентацию орбиты спутника. (В этой статье обсуждаются замкнутые орбиты или орбиты с эксцентриситетом меньше единицы и, таким образом, исключаются параболические и гиперболические траектории.)

Прямое и ретроградное движение [ править ]

Обычно спутники имеют примерно синусоидальную дорожку на земле. Считается, что спутник с наклонением орбиты от нуля до девяноста градусов находится на так называемой прямой или прямой орбите , что означает, что он вращается в том же направлении, что и вращение планеты. Говорят, что спутник с наклонением орбиты от 90 ° до 180 ° (или, что то же самое, от 0 ° до -90 °) находится на ретроградной орбите . (Прямые орбиты являются наиболее распространенными для искусственных спутников, поскольку начальная скорость, сообщаемая вращением Земли при запуске, уменьшает delta-v, необходимую для достижения орбиты.)

Спутник, находящийся на прямой орбите с периодом обращения менее одного дня, будет стремиться двигаться с запада на восток по своему наземному пути. Это называется «очевидным прямым» движением. Спутник в прямой орбите с орбитальным периодом Большим , чем один день будет иметь тенденцию двигаться с востока на запад вдоль линии пути, в том, что называется «кажущаяся ретроградный» движение. Этот эффект возникает потому, что спутник вращается медленнее, чем скорость, с которой Земля вращается под ним. Любой спутник, находящийся на истинной 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 около перигея и медленнее около апогея, спутник может отслеживать на восток в течение одной части своей орбиты и на запад в течение другой части. Это явление допускает пересечение наземных треков на одной орбите, как на геосинхронной орбите и орбите Молния, обсуждаемых ниже.

Влияние периода обращения [ править ]

Геостационарной орбиты, если смотреть сверху на Северный полюс

Спутник, орбитальный период которого составляет целую долю дня (например, 24 часа, 12 часов, 8 часов и т. Д.), Будет ежедневно следовать примерно по одной и той же наземной траектории. Этот наземный трек смещается на восток или запад в зависимости от долготы восходящего узла , которая может меняться со временем из-за возмущений орбиты. Если период спутника немного превышает целую долю дня, наземный трек со временем сместится на запад; если он немного короче, дорожка сместится на восток. ^[2]^[3]

По мере того как орбитальный период спутника увеличивается, приближаясь к периоду вращения Земли (другими словами, по мере того, как его средняя орбитальная скорость замедляется до скорости вращения Земли), его синусоидальный наземный трек будет сжиматься в продольном направлении, что означает, что "узлы «(точки, в которых он пересекает экватор ) станут ближе друг к другу, пока на геостационарной орбите они не будут лежать прямо друг на друге. Для орбитальных периодов дольше , чем период вращения Земли, увеличение орбитального периода соответствует продольной оси растяжения из (очевидной ретроградного) наземной трассы.

Спутник, период обращения которого равен периоду вращения Земли, считается находящимся на геостационарной орбите . Его наземный путь будет иметь форму «восьмерки» над фиксированным местом на Земле, пересекая экватор дважды в день. Он будет следовать на восток, когда он находится на части своей орбиты, наиболее близкой к перигею , и на запад, когда он находится ближе всего к апогею .

Особый случай геостационарной орбиты, геостационарная орбита , имеет эксцентричность, равную нулю (это означает, что орбита круговая), и нулевой наклон в системе координат, центрированной по центру Земли, фиксированной на Земле (т.е. плоскость орбиты не наклонена относительно к экватору Земли). «Наземный трек» в этом случае состоит из единственной точки на экваторе Земли, над которой спутник всегда находится. Обратите внимание, что спутник все еще вращается вокруг Земли - его очевидное отсутствие движения связано с тем, что Земля вращается вокруг своего собственного центра масс с той же скоростью, что и спутник.

Эффект наклона [ править ]

Орбитальный наклон представляет собой угол , образованный между плоскостью орбиты и экваториальной плоскости Земли. Географические широты, покрываемые наземной трассой, будут варьироваться от –i до i , где i - наклонение орбиты. ^[3] Другими словами, чем больше наклон орбиты спутника, тем дальше на север и юг пройдет его наземный путь. Считается, что спутник с наклоном точно 90 ° находится на полярной орбите , то есть он проходит над северным и южным полюсами Земли .

Пусковые площадки на более низких широтах часто предпочитаются отчасти из-за гибкости, которую они допускают в отношении наклонения орбиты; начальное наклонение орбиты должно быть больше или равно широте запуска. Например, аппараты, запускаемые с мыса Канаверал , будут иметь начальное наклонение орбиты не менее 28 ° 27 ′, широту стартовой позиции, и для достижения этого минимума требуется запуск с правильным восточным азимутом , что не всегда возможно, учитывая другие ограничения запуска. В крайнем случае, стартовая площадка, расположенная на экваторе, может запускаться непосредственно под любым желаемым углом наклона, в то время как гипотетическая стартовая площадка на северном или южном полюсе может запускаться только на полярные орбиты. (Хотя можно выполнитьизменение наклонения орбиты маневр один раз на орбите, такие маневры , как правило , одним из наиболее дорогостоящих с точкой зрения топлива, из всех орбитальных маневров, и , как правило , избегать или сводить к минимуму, насколько это возможно.)

Помимо обеспечения более широкого диапазона начальных наклонов орбиты, стартовые площадки на низких широтах предлагают преимущество, заключающееся в том, что для выхода на орбиту требуется меньше энергии (по крайней мере, для прямых орбит, которые составляют подавляющее большинство запусков), благодаря предоставленной начальной скорости. вращением Земли. Стремление к экваториальным стартовым площадкам в сочетании с геополитическими и логистическими реалиями способствовало развитию плавучих стартовых платформ, в первую очередь Sea Launch .

Эффект аргумента перигея [ править ]

Наземный след орбиты "Молния"

Если аргумент перигея равен нулю, что означает, что перигей и апогей лежат в экваториальной плоскости, то наземный трек спутника будет выглядеть одинаково выше и ниже экватора (то есть он будет демонстрировать вращательную симметрию 180 ° 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 °, представляет собой пример такого случая. На орбите Молнии апогей находится на высокой широте (63 °), а орбита сильно эксцентрична ( e= 0,72). Это заставляет спутник «зависать» над регионом северного полушария в течение длительного времени, при этом проводя очень мало времени над южным полушарием. Это явление известно как «пребывание в апогее» и желательно для связи в высокоширотных регионах. ^[3]

Повторить орбиты [ править ]

Поскольку орбитальные операции часто требуются для наблюдения за определенным местом на Земле, часто используются орбиты, которые периодически покрывают один и тот же наземный путь. На Земле эти орбиты обычно называют орбитами, повторяющими Землю. Эти орбиты используют эффект узловой прецессии, чтобы сместить орбиту таким образом, чтобы траектория земли совпадала с траекторией предыдущей орбиты, так что это по существу уравновешивает смещение при вращении орбитального тела. Продольное вращение планеты через определенный период времени определяется выражением:

{\ displaystyle \ Delta L_ {1} = - 2 \ pi {\ frac {T} {T_ {E}}}}

куда

${\ displaystyle T}$ время прошло
${\ displaystyle T_ {E}}$ - время полного вращения вращающегося тела, в случае Земли - один звездный день.

Эффект узловой прецессии можно количественно оценить как:

{\ displaystyle \ Delta L_ {2} = - {\ frac {3 \ pi J_ {2} R_ {e} ^ {2} cos (i)} {a ^ {2} (1-e ^ {2}) ^ {2}}}}

куда

${\ displaystyle J_ {2}}$ второй динамический форм-фактор корпуса
${\ displaystyle R_ {e}}$ это радиус тела
${\ displaystyle i}$ является наклонение орбиты
${\ displaystyle a}$ большая полуось орбиты
${\ displaystyle e}$ является эксцентриситет орбиты

Эти два эффекта должны нейтрализоваться после установленных орбитальных оборотов и (звездных) дней. Следовательно, приравнивая прошедшее время к периоду обращения спутника и объединяя два приведенных выше уравнения, получаем уравнение, которое справедливо для любой орбиты, которая является повторяющейся орбитой: ${\ displaystyle j}$ ${\ displaystyle k}$

j\left|\Delta L_{1}+\Delta L_{2}\right|=j\left|-2\pi {\frac {2\pi {\sqrt {\frac {a^{3}}{\mu }}}}{T_{E}}}-{\frac {3\pi J_{2}R_{e}^{2}cos(i)}{a^{2}(1-e^{2})^{2}}}\right|=k2\pi

куда

$\mu$ - стандартный гравитационный параметр вращающегося тела
$j$ это количество орбитальных оборотов, после которых проходит тот же наземный путь
$k$ количество звездных дней, по истечении которых тот же наземный путь пройден

См. Также [ править ]

Курс (навигация)
Наземная станция слежения
Pass (космический полет) , период, в течение которого космический корабль виден над местным горизонтом.
Терминатор (солнечный) , движущаяся линия, разделяющая освещенную дневную и темную ночную стороны планетарного тела.
Период повторного посещения спутника , время, прошедшее между наблюдениями спутником одной и той же точки на Земле.

Ссылки [ править ]

^ [1]
^ a b Кертис, Ховард Д. (2005), Орбитальная механика для студентов-инженеров (1-е изд.), Амстердам: Elsevier Ltd., ISBN 978-0-7506-6169-0.
^ a b c Монтенбрук, Оливер; Гилл, Эберхард (2000), спутниковые орбиты (1-е изд.), Нидерланды: Springer, ISBN 3-540-67280-X.

Лайл, С. и Капдеру, Мишель (2006) Спутники: орбиты и миссии Springer ISBN 9782287274695, стр 175–264

Внешние ссылки [ править ]

Спутниковый трекер на eoPortal.org
satview.org
heavens-above.com
https://isstracker.pl ISS Tracker
программный код наземного отслеживания спутников на smallsats.org
infosatellites.com
n2yo.com

[1] [1]

[curtis-2] Кертис, Ховард Д. (2005), Орбитальная механика для студентов-инженеров (1-е изд.), Амстердам: Elsevier Ltd., ISBN 978-0-7506-6169-0.

[monty-3] Монтенбрук, Оливер; Гилл, Эберхард (2000), спутниковые орбиты (1-е изд.), Нидерланды: Springer, ISBN 3-540-67280-X.

[1]