Órbitas de satélites terrestres artificiais. Tipos de órbitas de satélite e suas definições O que é uma órbita de satélite
No espaço sideral acima da Terra, os satélites se movem ao longo de certas trajetórias chamadas órbitas de satélites terrestres artificiais. Uma órbita é a trajetória de movimento (ou traduzido do latim “caminho, estrada”) de qualquer objeto material (no nosso caso, um satélite) para frente ao longo de um sistema predeterminado de coordenadas espaciais, levando em consideração a configuração dos campos de força que atuam sobre isto.
Os satélites artificiais da Terra (AES) movem-se em três órbitas: polar, inclinada e equatorial (geoestacionária).
A órbita polar tem uma inclinação angular de 90° (denotada pela letra “i” da inclinação inglesa) em relação ao plano equatorial. Este ângulo também é medido em minutos e segundos. A órbita polar pode ser síncrona ou quase síncrona.
Uma órbita inclinada está localizada entre polar e equatorial órbitas de satélites terrestres artificiais, formando um ângulo agudo deslocado.
A principal e significativa desvantagem da órbita polar e inclinada é que o satélite está em constante movimento em sua órbita, portanto, para rastrear sua posição, a antena deve ser constantemente ajustada para receber o sinal do satélite. Para ajustar automaticamente a antena à posição do satélite, existem equipamentos especiais caros que são muito difíceis de instalar e posteriormente manter.
A órbita geoestacionária (também chamada equatorial) tem desvio zero e está localizada no plano equatorial do nosso planeta. Um satélite movendo-se ao longo dele faz uma revolução completa igual ao tempo que a Terra leva para girar em torno de seu eixo. Ou seja, em relação a um observador terrestre, tal satélite aparecerá imóvel em um ponto.
1-Órbita geoestacionária (GSO) ou órbita equatorial.
2-Órbita inclinada.
Órbita 3-polar.
Altura acima da superfície da Terra na órbita geoestacionária ( GSO) é igual a 35.876 km, o raio é 42.241 km e seu comprimento (comprimento) é 265.409 km. É necessário levar esses parâmetros em consideração ao lançar um satélite GSO e então será possível atingir tal imobilidade em relação ao observador localizado na Terra.
É a órbita geoestacionária usada para lançar a maioria dos satélites comerciais. Velocidade do satélite GSO aproximadamente igual a 3000 m/s.
Além de seus pontos fortes, a órbita geoestacionária também tem um lado fraco: nas regiões circumpolares da Terra, o ângulo do terreno é muito pequeno, tornando a transmissão do sinal impossível - devido à supersaturação da órbita geoestacionária, que ocorre devido ao acúmulo de vários satélites a curta distância entre si.
Para televisão por satélite, os satélites localizados em GSO, então a antena do usuário fica estacionária. Quanto mais próxima a latitude estiver do norte, menos satélites você poderá receber.
Normalmente, uma antena parabólica é ajustada de acordo com duas coordenadas: azimute (o desvio do próprio satélite da direção “Norte” e do plano do horizonte, determinado no sentido horário) e elevação (o ângulo entre o plano do horizonte e a direção do satélite ).
O que é órbita geoestacionária? Este é um campo circular localizado acima do equador da Terra, ao longo do qual um satélite artificial gira com a velocidade angular de rotação do planeta em torno de seu eixo. Ele não muda sua direção no sistema de coordenadas horizontais, mas fica imóvel no céu. A órbita terrestre geoestacionária (GEO) é um tipo de campo geossíncrono e é usado para colocar comunicações, transmissão de televisão e outros satélites.
A ideia de usar dispositivos artificiais
O próprio conceito de órbita geoestacionária foi iniciado pelo inventor russo K. E. Tsiolkovsky. Em seus trabalhos, ele propôs povoar o espaço com a ajuda de estações orbitais. Cientistas estrangeiros também descreveram o trabalho dos campos cósmicos, por exemplo, G. Oberth. O homem que desenvolveu o conceito de uso da órbita para comunicação é Arthur C. Clarke. Em 1945 publicou um artigo na revista Wireless World, onde descreveu as vantagens do campo geoestacionário. Por seu trabalho ativo nesta área, em homenagem ao cientista, a órbita recebeu seu segundo nome - “Clark Belt”. Muitos teóricos pensaram sobre o problema de implementar uma comunicação de alta qualidade. Assim, Herman Potochnik em 1928 expressou a ideia de como os satélites geoestacionários poderiam ser usados.
Características do “Cinturão Clark”
Para que uma órbita seja chamada de geoestacionária, ela deve atender a uma série de parâmetros:
1. Geossincronia. Esta característica inclui um campo que possui um período correspondente ao período de rotação da Terra. Um satélite geossíncrono completa sua órbita ao redor do planeta em um dia sideral, que dura 23 horas, 56 minutos e 4 segundos. A Terra precisa do mesmo tempo para completar uma revolução em um espaço fixo.
2. Para manter um satélite num determinado ponto, a órbita geoestacionária deve ser circular, com inclinação zero. Um campo elíptico resultará num deslocamento para leste ou oeste, à medida que a nave se move de forma diferente em certos pontos da sua órbita.
3. O “ponto flutuante” do mecanismo espacial deve estar no equador.
4. A localização dos satélites em órbita geoestacionária deve ser tal que o pequeno número de frequências destinadas à comunicação não conduza à sobreposição de frequências de diferentes dispositivos durante a recepção e transmissão, bem como evite a sua colisão.
5. Quantidade suficiente de combustível para manter uma posição constante do mecanismo espacial.
A órbita geoestacionária do satélite é única porque somente combinando seus parâmetros o dispositivo pode permanecer estacionário. Outra característica é a capacidade de ver a Terra em um ângulo de dezessete graus a partir de satélites localizados no campo espacial. Cada dispositivo captura aproximadamente um terço da superfície orbital, portanto três mecanismos são capazes de cobrir quase todo o planeta.
Satélites artificiais
Satélites foram lançados por muitos países e empresas. O primeiro dispositivo artificial do mundo foi criado na URSS e voou para o espaço em 4 de outubro de 1957. Foi nomeado Sputnik 1. Em 1958, os Estados Unidos lançaram uma segunda espaçonave, a Explorer 1. O primeiro satélite, lançado pela NASA em 1964, foi denominado Syncom-3. Os dispositivos artificiais, em sua maioria, não podem ser devolvidos, mas há aqueles que são parcial ou totalmente devolvidos. Eles são usados para realizar pesquisas científicas e resolver diversos problemas. Então, existem satélites militares, de pesquisa, de navegação e outros. Também são lançados dispositivos criados por funcionários de universidades ou radioamadores.
"Ponto de apoio"
Os satélites geoestacionários estão localizados a uma altitude de 35.786 quilômetros acima do nível do mar. Esta altitude fornece um período orbital que corresponde ao período de rotação da Terra em relação às estrelas. O veículo artificial é estacionário, portanto sua localização na órbita geoestacionária é chamada de “ponto de apoio”. Pairar garante comunicação constante de longo prazo, uma vez orientada a antena estará sempre apontada para o satélite desejado.
Movimento
Os satélites podem ser transferidos da órbita de baixa altitude para a órbita geoestacionária usando campos de geotransferência. Estes últimos são um caminho elíptico com um ponto em baixa altitude e um pico em uma altitude próxima ao círculo geoestacionário. Um satélite que se tornou inadequado para trabalhos posteriores é enviado para uma órbita de descarte localizada 200-300 quilômetros acima do GEO.
Altitude da órbita geoestacionária
Um satélite num determinado campo mantém uma certa distância da Terra, não se aproximando nem se afastando. Está sempre localizado acima de algum ponto do equador. Com base nessas características, conclui-se que as forças da gravidade e da força centrífuga se equilibram. A altitude da órbita geoestacionária é calculada usando métodos baseados na mecânica clássica. Neste caso, é levada em consideração a correspondência das forças gravitacionais e centrífugas. O valor da primeira quantidade é determinado usando a lei da gravitação universal de Newton. O indicador de força centrífuga é calculado multiplicando a massa do satélite pela aceleração centrípeta. O resultado da igualdade das massas gravitacional e inercial é a conclusão de que a altitude orbital não depende da massa do satélite. Portanto, a órbita geoestacionária é determinada apenas pela altitude na qual a força centrífuga é igual em magnitude e oposta em direção à força gravitacional criada pela gravidade da Terra em uma determinada altitude.
A partir da fórmula para calcular a aceleração centrípeta, você pode encontrar a velocidade angular. O raio da órbita geoestacionária também é determinado por esta fórmula ou pela divisão da constante gravitacional geocêntrica pela velocidade angular ao quadrado. Tem 42.164 quilômetros de extensão. Levando em consideração o raio equatorial da Terra, obtemos uma altura igual a 35.786 quilômetros.
Os cálculos podem ser realizados de outra forma, partindo da afirmação de que a altitude orbital, que é a distância do centro da Terra, com a velocidade angular do satélite coincidindo com o movimento rotacional do planeta, dá origem a um linear velocidade que é igual à primeira velocidade cósmica em uma determinada altitude.
Velocidade em órbita geoestacionária. Comprimento
Este indicador é calculado multiplicando a velocidade angular pelo raio do campo. O valor da velocidade em órbita é de 3,07 quilômetros por segundo, o que é muito menor que a primeira velocidade cósmica no caminho próximo à Terra. Para reduzir a taxa, é necessário aumentar o raio orbital em mais de seis vezes. O comprimento é calculado multiplicando o número Pi e o raio, multiplicado por dois. São 264.924 quilômetros. O indicador é levado em consideração no cálculo dos “pontos de apoio” dos satélites.
Influência das forças
Os parâmetros da órbita ao longo da qual o mecanismo artificial gira podem mudar sob a influência de distúrbios gravitacionais lunar-solares, da falta de homogeneidade do campo da Terra e da elipticidade do equador. A transformação do campo é expressa em fenômenos como:
- O deslocamento do satélite de sua posição ao longo da órbita em direção a pontos de equilíbrio estável, que são chamados de buracos potenciais na órbita geoestacionária.
- O ângulo de inclinação do campo em relação ao equador cresce a uma certa velocidade e atinge 15 graus uma vez a cada 26 anos e 5 meses.
Para manter o satélite no “ponto de apoio” desejado, ele é equipado com um sistema de propulsão, que é ligado várias vezes a cada 10-15 dias. Assim, para compensar o aumento da inclinação orbital, utiliza-se uma correção “norte-sul”, e para compensar a deriva ao longo do campo, utiliza-se uma correção “oeste-leste”. Para regular a trajetória do satélite durante toda a sua vida útil, é necessário um grande suprimento de combustível a bordo.
Sistemas de propulsão
A escolha do dispositivo é determinada pelas características técnicas individuais do satélite. Por exemplo, um motor de foguete químico tem um suprimento de combustível de deslocamento e opera com componentes de alto ponto de ebulição armazenados por muito tempo (tetróxido de dianitrogênio, dimetilhidrazina assimétrica). Os dispositivos de plasma têm empuxo significativamente menor, mas devido à operação prolongada, que é medida em dezenas de minutos para um único movimento, podem reduzir significativamente a quantidade de combustível consumido a bordo. Este tipo de sistema de propulsão é usado para manobrar o satélite para outra posição orbital. O principal fator limitante na vida útil do dispositivo é o fornecimento de combustível em órbita geoestacionária.
Desvantagens de um campo artificial
Uma desvantagem significativa na interação com satélites geoestacionários são os grandes atrasos na propagação do sinal. Assim, à velocidade da luz de 300 mil quilômetros por segundo e a uma altitude orbital de 35.786 quilômetros, o movimento do feixe Terra-satélite leva cerca de 0,12 segundos, e o feixe Terra-satélite-Terra leva 0,24 segundos. Tendo em conta o atraso do sinal nos equipamentos e sistemas de transmissão por cabo dos serviços terrestres, o atraso total do sinal “fonte-satélite-receptor” atinge aproximadamente 2-4 segundos. Este indicador complica significativamente o uso de dispositivos em órbita para telefonia e impossibilita o uso de comunicações via satélite em sistemas em tempo real.
Outra desvantagem é a invisibilidade da órbita geoestacionária em altas latitudes, o que interfere nas comunicações e transmissões de televisão nas regiões Ártica e Antártica. Em situações em que o sol e o satélite transmissor estão alinhados com a antena receptora, ocorre uma diminuição e, às vezes, ausência total de sinal. Nas órbitas geoestacionárias, devido à imobilidade do satélite, esse fenômeno se manifesta de forma especialmente clara.
efeito Doppler
Este fenômeno consiste em uma mudança nas frequências das vibrações eletromagnéticas com o movimento mútuo do transmissor e do receptor. O fenômeno é expresso pela mudança na distância ao longo do tempo, bem como pelo movimento de veículos artificiais em órbita. O efeito se manifesta na baixa estabilidade da frequência portadora do satélite, que se soma à instabilidade do hardware da frequência do repetidor de bordo e da estação terrena, o que dificulta a recepção dos sinais. O efeito Doppler contribui para uma mudança na frequência das vibrações modulantes, que não pode ser controlada. No caso em que são utilizados satélites de comunicação e transmissão direta de televisão em órbita, esse fenômeno é praticamente eliminado, ou seja, não há alterações no nível do sinal no ponto de recepção.
Atitude do mundo em relação aos campos geoestacionários
O nascimento da órbita espacial criou muitas questões e problemas jurídicos internacionais. Vários comités, em particular as Nações Unidas, estão envolvidos na sua resolução. Alguns países localizados no equador reivindicaram a extensão de sua soberania à parte do campo espacial localizada acima de seu território. Os estados afirmaram que a órbita geoestacionária é um fator físico que está associado à existência do planeta e depende do campo gravitacional da Terra, portanto os segmentos do campo são uma extensão do território de seus países. Mas tais alegações foram rejeitadas, uma vez que o mundo tem um princípio de não apropriação do espaço exterior. Todos os problemas relacionados ao funcionamento de órbitas e satélites são resolvidos em nível global.
Nesta seção consideraremos os tipos de órbitas de satélites. Todos os satélites se movem em elipses, com a Terra em um dos focos. Conseqüentemente, todos os tipos de órbitas são elípticas. A principal divisão das órbitas é feita pela inclinação "eu" valor da órbita e do semieixo maior "a". Além disso, uma divisão pode ser distinguida de acordo com a magnitude da excentricidade "e"- órbitas pouco elípticas e altamente elípticas. Uma representação visual da mudança na aparência da órbita em diferentes valores de excentricidade é dada em .Classificação das órbitas dos satélites por inclinação
Em geral, a inclinação da órbita do satélite situa-se na faixa de 0° “i” Fig. 12). Dependendo do valor da inclinação e altitude do satélite acima da superfície terrestre, a posição das áreas de sua visibilidade possuem diferentes limites de latitude e, dependendo da altura acima da superfície, diferentes raios dessas áreas. Quanto maior a inclinação, mais latitudes ao norte o satélite pode ser visível e, quanto mais alto, maior será a área de visibilidade. Então a inclinação "eu" e eixo principal "a" determinar o movimento da faixa de visibilidade do satélite sobre a superfície da Terra e sua largura.Em geral, os parâmetros orbitais evoluirão dependendo da inclinação "eu", semi-eixo maior "a" e excentricidade "e".
Órbitas equatoriais
Uma órbita equatorial é um caso extremo de uma órbita onde a inclinação "eu"= 0° (ver ). Neste caso, a precessão e a rotação da órbita serão máximas - até 10°/dia e até 20°/dia, respectivamente. A largura da faixa de visibilidade de um satélite, localizada ao longo do equador, é determinada pela sua altura acima da superfície da Terra. Órbitas de baixa inclinação "eu" frequentemente chamado de "perto equatorial".Órbitas polares
A órbita polar é o segundo caso extremo de órbita, quando a inclinação "eu"= 90° (ver ). Neste caso, não há precessão da órbita, e a rotação da órbita ocorre no sentido oposto à rotação do satélite, e não ultrapassa 5°/dia. Um satélite polar semelhante passa sequencialmente por todas as áreas da superfície da Terra. A largura da faixa de visibilidade de um satélite é determinada pela sua altura acima da superfície da Terra, mas mais cedo ou mais tarde o satélite poderá ser visto de qualquer ponto. Órbitas com inclinação "eu", próximos a 90°, são chamados de “subpolares”.Órbitas sincronizadas com o Sol
Órbita sincronizada com o Sol ( MTR) é um tipo especial de órbita frequentemente usado por satélites que tiram fotos da superfície da Terra. É uma órbita com parâmetros tais que o satélite passa sobre qualquer ponto da superfície terrestre aproximadamente no mesmo horário solar local. O movimento de tal satélite é sincronizado com o movimento da linha terminadora ao longo da superfície da Terra - devido a isso, o satélite pode sempre voar sobre a fronteira das áreas iluminadas e apagadas, ou sempre na área iluminada, ou vice-versa - sempre à noite, e as condições de iluminação ao voar sobre os mesmos pontos da Terra são sempre as mesmas. Para alcançar este efeito, a órbita deve precessar na direção oposta da rotação da Terra (ou seja, leste) em 360° por ano para compensar a rotação da Terra em torno do Sol. Tais condições são atendidas apenas para uma certa faixa de altitudes e inclinações orbitais - como regra, são altitudes de 600-800 km e inclinação "eu" deve ser cerca de 98°, ou seja, AES em órbitas sincronizadas com o Sol têm movimento reverso (ver. arroz. 15). À medida que a altitude de voo do satélite aumenta, a inclinação deverá aumentar, razão pela qual ele não sobrevoará as regiões polares. Como regra, as órbitas sincronizadas com o Sol são quase circulares, mas também podem ser visivelmente elípticas.
Em geral, a inclinação necessária para uma órbita solar síncrona é eu ss pode ser calculado usando a fórmula:
onde "e" é a excentricidade da órbita do satélite, "a" é o semieixo maior da órbita do satélite em quilômetros (a = h + R W, "h" é a distância do perigeu à superfície da Terra, "R W" = 6371 km é o raio da Terra).
Sobre Arroz. 16 mostra um gráfico da inclinação necessária da órbita do satélite para que ele seja sincronizado com o sol - para diferentes valores de excentricidade "e" e altura do perigeu "h" do satélite acima da superfície da Terra.
Devido à influência de perturbações, o satélite sai gradativamente do modo de sincronização e, portanto, precisa corrigir periodicamente sua órbita por meio de motores.
Classificação das órbitas dos satélites por semieixo maior
A segunda classificação baseia-se no tamanho do semieixo maior e, mais precisamente, na altura acima da superfície da Terra.Satélites de órbita terrestre baixa (LEO)
Satélites de órbita baixa ( NARIZ(Russo) arroz. 17, um ouço)) são geralmente considerados satélites com altitudes entre 160 km e 2.000 km acima da superfície da Terra. Tais órbitas (e satélites) na literatura de língua inglesa são chamadas LEO (do inglês " eu ai E arte Ó rbit"). As órbitas LEO estão sujeitas a perturbações máximas do campo gravitacional da Terra e de sua atmosfera superior. A velocidade angular dos satélites LEO é máxima - de 0,2°/s a 2,8°/s, períodos orbitais de 87,6 minutos a 127 minutos .Satélites de órbita média (MEO)
Satélites de órbita média ( SOS(russo), ou "MEO"- do inglês " Médio E arte Ó rbit") são geralmente considerados satélites com altitudes de 2.000 km a 35.786 km acima da superfície da Terra ( arroz. 17, b). O limite inferior é determinado pelo limite LEO e o limite superior pela órbita dos satélites geoestacionários (veja abaixo). Esta zona é principalmente “povoada” por satélites de navegação (os satélites NAVSTAR do sistema GPS voam a uma altitude de 20.200 km, os satélites do sistema GLONASS - a uma altitude de 19.100 km) e comunicações que cobrem os pólos da Terra. O período de circulação é de 127 minutos a 24 horas. Velocidade angular - unidades e frações de minutos de arco por segundo.Órbitas de satélites geoestacionários e geossíncronos
Satélites geoestacionários ( GSS(russo), ou "GSO"- do inglês " G eo é síncrono Ó rbit") são considerados satélites que têm um período de revolução ao redor da Terra igual a um dia sideral (sideral) - 23 horas 56 m 4,09 s. Se a inclinação "eu"órbitas são zero, então tais órbitas são chamadas geoestacionárias (ver. arroz. 18, um). Os satélites geoestacionários voam a uma altitude de 35.786 km acima da superfície da Terra. Porque Como o seu período de rotação coincide com o período de rotação da Terra em torno do seu eixo, tais satélites “penduram” no céu em um só lugar (ver Fig. arroz. 19). Se a inclinação "eu" não é igual a zero, então tais satélites são chamados geossíncronos (ver. arroz. 18, b). Na realidade, muitos satélites geoestacionários apresentam uma ligeira inclinação e estão sujeitos a perturbações da Lua e do Sol, pelo que descrevem figuras no céu em forma de “oitos” alongados no sentido norte-sul.
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Arroz. 18. Satélite geoestacionário (a) e geossíncrono (b). |
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Arroz. Foto 19. Imagem de GEOs estacionários contra o fundo da rotação do céu: 1 - Eutelsat W4 (NORAD No. 26369), 2 - Eutelsat W7 (NORAD No. 36101). Os traços são os rastros das estrelas. Tirada em 06/06/2010 do ponto de observação R.S. em uma lente Júpiter 36B e uma câmera DSLR Canon 30D, 12 quadros foram empilhados com uma velocidade de obturador de 30 s cada. © V. Povalishev, V. Mechinsky. |
Se falamos sobre o tipo de trajetória do GSS, ela é determinada pelo valor da inclinação da inclinação “i”, excentricidade “e” e o argumento do perigeu “W p da órbita do satélite (ver. ). Se a excentricidade e a inclinação da órbita forem zero, então o ponto subsatélite está imóvel e é projetado em um ponto específico da superfície da Terra. Com excentricidade diferente de zero e inclinação zero, o GSS “desenha” um segmento na superfície, movendo-se de leste para oeste e vice-versa, deslocando-se da posição zero em não mais que ΔL max = 114,6° e, ou seja, na excentricidade e=0,01 o deslocamento não será superior a 1,2°. Se a inclinação for diferente de zero e a excentricidade for zero, então o GSS “desenha” os clássicos “oitos” - a altura angular 2Θ da figura é igual a duas vezes o valor da inclinação i da órbita, a largura máxima ΔL max é calculado pela fórmula 0,044 i 2 (a inclinação “i” é dada em graus). No caso mais geral, com “i” e “e” diferentes de zero, a trilha GSS na superfície da Terra é um “oito inclinado”, altura angular 2Θ = i, largura máxima ΔL max = 114,6° e, e o O “oito” é obtido apenas nesse caso, se o argumento do perigeu “W p” da órbita for igual a 0° e 180°, nos outros casos obtém-se um número mais complexo - algo entre uma oval e um oito.
Como já está ficando claro, ao contrário da crença popular, o GSS não “pendura” no céu exatamente em um ponto - a inclinação, a excentricidade e o argumento do perigeu da órbita do satélite determinam o tipo e o tamanho das figuras bastante intrincadas da trajetória do GSS em o céu. Além disso, se o satélite não estiver ativo, ou seja, não ajusta sua órbita, ele começa a se deslocar contra o fundo das estrelas a uma velocidade bastante significativa. Citemos: “A necessidade de um sistema de propulsão corretivo a bordo de satélites estacionários é causada tanto pelas tarefas de inserção em uma órbita estacionária, quanto pelo fato de que, enquanto nela, sofre constantemente uma série de perturbações. incluem perturbações devido à falta de homogeneidade do campo gravitacional da Terra, perturbando a ação dos campos gravitacionais da Lua e do Sol e até mesmo a pressão da luz. Por exemplo, a pressão da luz provoca movimentos de longo período do IS3 ao longo de uma órbita. de até 100 km e de altura até várias dezenas de quilômetros para o IS3 relativamente leve, mas grande (quanto maior a massa do IS3 e menores suas dimensões, menor a influência da pressão da luz em sua órbita). A Terra nos pólos faz com que o IS3 se mova ao longo de uma órbita estacionária até quase 9,8 o por ano, levando a perturbações periódicas de altitude e inclinação com amplitude de até 3 km e a alterações em outros parâmetros orbitais como resultado de desvios. equador da Terra a partir de um círculo ideal ( veja a imagem abaixo - Lúpus ) o IS3 estacionário muda aproximadamente 3,3° ao longo da órbita em apenas 2 meses, e sua posição de altitude flutua em mais de 8 km. Além disso, a perturbação máxima devido à compressão equatorial é alcançada perto dos pontos “parados” de 30° e 20°. d., 60 o e 150 o w. d. E vice-versa, os pontos de “posição” mais estáveis do IS3 estacionário são 75 o no norte e 105 o no oeste. etc. (para mais detalhes sobre pontos de posição, veja abaixo).
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Figura 21. A forma do geóide terrestre de acordo com os dados do satélite GOCE. |
E do mesmo lugar: “Uma série de perturbações seculares da posição do IS3 em uma órbita estacionária podem ser eliminadas por uma correção realizada após o lançamento do IS3 em órbita. Por exemplo, perturbações seculares da posição no plano orbital,. causada pela influência da compressão polar, pode ser compensada por um aumento na altitude orbital e um correspondente aumento na velocidade. No entanto, a influência de outros fatores perturbadores permanece sem solução (especialmente devido à compressão equatorial da Terra), que, em particular , quase sempre leva a uma mudança na longitude do ponto “parado” do IS3 estacionário. Portanto, é necessária a correção episódica do movimento do IS3 estacionário, corrigindo sua órbita. em longitude por ano No caso geral, se o deslocamento permitido do IS3 não exceder 1 o -4 o, será necessário realizar até 6 correções por ano em pontos de posição estável dos ajustes estacionários do IS3. por ano."
Acontece que sem a correção obrigatória da órbita, o GSS não poderá permanecer em órbita geoestacionária - é necessária correção periódica. Portanto, cada GSS possui uma reserva de combustível para correção, e quando chega ao fim, o GSS é transferido para uma órbita de descarte e desligado (veja abaixo) para liberar uma órbita próxima para um novo satélite, e não criar o perigo de uma colisão com o GSS existente durante a deriva.
Atualmente, mais de 16.000 objetos espaciais de origem artificial foram catalogados em órbitas próximas à Terra e geoestacionárias. Destes, apenas cerca de 6% são “ativos”, ou seja, funcionando. O GSO é o mais atraente e benéfico para resolver muitos problemas científicos, econômicos, militares, de navegação, comerciais e outros. Cerca de 80% dos satélites ativos e funcionais estão implantados em órbita geoestacionária. Em geral, esta é uma órbita especial na qual qualquer satélite ficará constantemente suspenso acima de um ponto da superfície da Terra.
Do ponto de vista da física e da mecânica celeste, a presença do GEO pode ser explicada por dois motivos:
A resultante de todas as forças que atuam sobre um corpo celeste (no nosso caso, o GSS) é igual a zero.
A velocidade angular de rotação da Terra e do satélite são iguais.
, (**)
onde m satélite é a massa do satélite, M ⊕ é a massa da Terra, G é a constante gravitacional e r é a distância do satélite ao centro da Terra, ou o raio da órbita. A magnitude da força centrífuga é igual a:
. (***)
A partir das equações (**) e (***) podemos determinar a velocidade do satélite em órbita circular:
.
Quando a velocidade angular de rotação da Terra e do satélite é igual, surge uma região com propriedades únicas. Tal igualdade só é possível no plano do equador celeste. Quando o satélite gira fora do plano equatorial, é impossível garantir a sincronização da rotação da Terra e do satélite. O período orbital de um satélite ao redor da Terra T é igual ao comprimento orbital 2πr dividido pela velocidade do satélite v:
.
Quando o período orbital T do satélite for igual ao período de rotação da Terra em torno de seu próprio eixo (23 h 56 m 04 s), o satélite “pendurará” sobre a mesma região da Terra, e a órbita circular situada nesta região é chamada geoestacionária.
A órbita geoestacionária é limitada em tamanho e situa-se no plano do equador da Terra. Seu raio é de 42.164 km do centro da Terra. As coordenadas celestes de um satélite geoestacionário em órbita geoestacionária serão teoricamente constantes. As principais razões que distorcem o movimento Kepleriano de um satélite geoestacionário passivo são perturbações gravitacionais (geopotencial não esférico, perturbações lunar-solares), e para um GSS com uma grande proporção entre área de superfície e massa - também não gravitacional (pressão leve ) fator. Como resultado da ação de forças perturbadoras, surge uma deriva do satélite, alterando o período de rotação ao redor da Terra. A diferença entre o período de rotação do GSS e o teórico leva ao fato de que a longitude média do GSS muda com o tempo: o satélite flutua lentamente de oeste para leste se seu período de revolução ao redor da Terra for menor que um dia sideral , e de leste a oeste caso contrário. A diferença entre a excentricidade "e" e zero também leva ao fato de que a longitude do subsatélite do GSS muda. Há uma ligeira alteração na longitude (com período de cerca de 12 horas e amplitude proporcional ao quadrado do ângulo de inclinação orbital) e na latitude (com período de 24 horas e amplitude igual à própria inclinação “i”). Como resultado, o ponto subsatélite descreve o conhecido “número oito” na superfície da Terra (ver Fig. ).
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Arroz. 22. Trajetória diária do GSS “RAGUGA 22” (SCN: 19596). |
A influência ressonante dos termos longitudinais na expansão do geopotencial terrestre (heterogeneidade do campo gravitacional terrestre) leva ao fato de que na órbita geoestacionária existem duas posições estáveis (pontos) de equilíbrio com longitudes de 75° leste. (ponto de libração eu 1 ) e 255°E. (ponto de libraçãoeu 2 ) . E dois instáveis, espaçados aproximadamente 90° dos pontos estáveis. Esses pontos de libração no GEO não devem ser identificados com os pontos de libração na mecânica celeste ao resolver o problema de “n” corpos.
Existe apenas uma órbita geoestacionária ao redor da Terra. Os lançamentos de satélites para GEO começaram em 1963. No início do século 21, mais de 40 países do planeta possuem seus próprios satélites geoestacionários. Todos os anos, dezenas de satélites são lançados no GEO, e a órbita também é gradualmente preenchida com satélites gastos. Explosões de veículos usados e seus veículos lançadores ocorrem constantemente no GSO. Essas explosões geram dezenas ou centenas de fragmentos espaciais que podem desabilitar dispositivos operacionais. A contaminação desta órbita com detritos espaciais pode levar a consequências irreversíveis - a impossibilidade de operação estável dos satélites. Os detritos espaciais no GEO, ao contrário das órbitas próximas da Terra, podem girar em torno da Terra durante milénios, ameaçando colidir com naves espaciais em operação. Desde o final do século XX, o problema da poluição por GSO tornou-se um problema ambiental planetário e de grande escala.
De acordo com a Convenção Internacional sobre a Utilização Pacífica do Espaço Exterior da ONU e os requisitos do Comité Internacional de Rádio (para evitar interferências de rádio com GSS vizinhos), a distância angular entre GSS não deve ser inferior a 0,5°. Assim, teoricamente, o número de GSS localizados a uma distância segura no GSO não deveria ser superior a 720 peças. Na última década, esta distância entre os SGS não foi mantida. Em 2011, o número de GSS catalogados já ultrapassava mais de 1.500.
Satélites geoestacionários são geralmente classificados como satélites com períodos de 22 horas a 26 horas, excentricidades “e” não superiores a 0,3 e inclinações do plano orbital em relação ao plano equatorial “i” de até 15°, mas em algumas fontes você pode encontrar uma classificação mais detalhada e fronteiras mais rígidas.
A classificação do GSS pode ser realizada de acordo com vários critérios: pelo grau de “atividade”, pela finalidade funcional, pelo movimento orbital. Com base no primeiro sinal, todos os GSS podem ser divididos em 2 classes:
“Ativo” - possuindo recurso energético e controlado por comandos da Terra.
“Passivos” são objetos artificiais incontroláveis da Terra que esgotaram o combustível do foguete e foram classificados como detritos espaciais. São veículos lançadores, fragmentos de estágios que colocam satélites em órbita, inúmeras peças que acompanham o lançamento, fragmentos de satélites formados após explosões de um dispositivo em órbita, ou colisões entre si ou com corpos meteoróides.
Científico.
Geodésico.
Meteorológico.
De navegação.
Finalidades militares, que se dividem em diversas subclasses (óptico, rádio, reconhecimento por radar, alerta de ataque de mísseis nucleares - sistema de alerta precoce).
Satélites de radiotelecomunicações (inclusive comerciais).
Engenharia.
Satélites de órbita terrestre elevada (HEO)
Satélites de alta órbita ( VOS(russo), ou "HEO"- do inglês " H ai E arte Ó rbit") são considerados satélites que atingem altitudes superiores a 35.786 km acima da superfície da Terra, ou seja, voando acima de satélites geoestacionários (ver. Figura 23). As órbitas podem ter excentricidade significativa (por exemplo, satélites das séries Meridian e Molniya) - neste caso são chamadas altamente elípticas ( WPP), e ser quase circular (por exemplo, o satélite Vela (os mesmos satélites em que foram descobertas explosões de raios gama no final dos anos 60 do século XX)).
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Arroz. 23. Órbita da central eólica. |
Para cada satélite GSS, a órbita funerária é calculada separadamente, e o perigeu mínimo ΔH é igual a:
, (1)
Onde "C R " - coeficiente de pressão leve), "S"- área de satélite, "eu"- sua massa.
Os satélites de órbita baixa com reatores nucleares a bordo têm uma altitude de órbita funerária de cerca de 1.000 km, para onde o núcleo do reator nuclear é transferido após a conclusão de sua operação.
A órbita de uma espaçonave (Fig. 2.7) é seu caminho no campo de força central, determinado pela influência da gravidade, enquanto a própria espaçonave é considerada um corpo infinitesimal, cuja massa é tão pequena em comparação com a massa do corpo central que pode ser considerado atraído pelo corpo central, mas não atraindo este último. O campo de força atrativa é geralmente definido como o campo gravitacional criado por um corpo homogêneo e esférico. Em relação aos satélites artificiais, tal corpo é a Terra com o seu campo gravitacional.
Arroz. 2.7. Órbitas da espaçonave na região do corpo central:
1 - corpo central;
2- campo de força do corpo central;
3- órbita circular;
4 - órbita elíptica;
5 - órbita parabólica; 6- órbita hiperbólica
O campo de força da força central é esfericamente simétrico e a força de atração em cada um de seus pontos é direcionada radialmente em direção ao centro de atração (Fig. 2.7, o tamanho das setas mostra o aumento da força da gravidade ao se aproximar do centro da massa do corpo central de acordo com a lei inversamente proporcional ao quadrado da distância).
A partir do material da Aula 1, sabemos que um corpo que se move numa órbita em torno de outro corpo está sujeito às três leis de Kepler. Neste caso, estaremos interessados em apenas dois deles - o primeiro e o terceiro.
De acordo com A primeira lei de Kepler, um corpo girando em torno da Terra (no nosso caso) se move ao longo de uma elipse, em um dos focos da qual está o centro da Terra (Fig. 2.8). Não mencionamos especificamente aqui que um corpo pode se mover em três tipos de órbitas - elipse, hipérbole e parábola. Estamos interessados apenas em órbitas periódicas, e uma das listadas é a elipse.
Arroz. 2.8. Órbita do satélite
Os elementos da elipse são mostrados na Fig. 2.9. F1 e F2 são os focos da elipse; a- semi-eixo maior; b– eixo semimenor; e– excentricidade da elipse, que é determinada da seguinte forma:
Assim, o primeiro ponto importante é que os satélites se movem ao redor da Terra em elipses.
De acordo com Terceira lei de Kepler, quadrados de períodos de revolução T os satélites estão relacionados como os cubos de seus semieixos maiores
Arroz. 2.9. Elementos de elipse
No caso mais geral, a equação da trajetória de uma espaçonave é a equação do movimento de um corpo livre no campo de uma força central, que em coordenadas polares tem a forma de uma equação de seção cônica (Fig. 2.10) :
onde está o parâmetro da seção cônica;
e =computador 1 – excentricidade da seção cônica;
COM E COM 1 – constantes de integração.
Arroz. 2.10. Movimento da espaçonave no campo de força central da Terra:
1 - corpo central (Terra); 2 - órbita da espaçonave;
3 - CA; 4 - órbita perigeu; r- vetor de raio da nave espacial;
V- velocidade total; Vr- velocidade radial;
V φ - velocidade transversal
A equação (2.1) é uma equação de curva de segunda ordem para a qual a forma específica é determinada pelo valor da excentricidade e= 0 para círculo, e< 1 para uma elipse (Fig. 2.11), e = 1 para parábola, e> 1 para hipérbole.
Arroz. 2.11. Alterar a aparência de uma órbita elíptica à medida que o valor aumenta
excentricidade
A etapa final do vôo do veículo lançador é o lançamento da espaçonave em órbita, cuja forma é determinada pela quantidade de energia cinética transmitida à espaçonave pelo veículo lançador, ou seja, o valor da velocidade final deste último. Neste caso, a magnitude da energia cinética transmitida pela espaçonave deve estar em uma certa proporção com a magnitude da energia do campo do corpo central, que existe a uma determinada distância. R do seu centro. Esta relação é caracterizada por energia constante h, representando a diferença entre a energia do campo do corpo central e a energia cinética da espaçonave, que está em movimento livre neste campo à distância R do seu centro, ou seja,
Dependendo da magnitude da excentricidade e constante para um círculo, h< 0 для эллипса, h= 0 para parábola e h> 0 para uma hipérbole.
A velocidade final do veículo lançador, garantindo o lançamento da espaçonave em órbita no campo de gravidade,
Análise de quantidades de energia constantes h, correspondendo às diversas formas de órbita da espaçonave, e a dependência (2.3) permite estabelecer os valores das velocidades finais do veículo lançador, garantindo o vôo da espaçonave no campo gravitacional em uma determinada órbita.
A velocidade final do veículo lançador deve ser igual para lançar a espaçonave em uma órbita circular, - para elíptico, - para parabólico e - para hiperbólico.
Aplicado a órbitas circulares com valores R,perto do raio da Terra R= 6.371 km, velocidade final do veículo lançador para lançar a espaçonave em órbita circular V 0 ~ 7900m/s. Esta é a chamada primeira velocidade de escape. Para órbitas elípticas, velocidades terminais V uh = 7.900...11.200 m/s.
As naves espaciais que se movem em órbitas circulares e elípticas estão no campo gravitacional e têm uma vida útil limitada. A presença de restos atmosféricos e outras partículas de matéria leva ao longo do tempo a uma diminuição na velocidade das naves espaciais que lhes é transmitida pelo veículo lançador, e a travagem no campo de força da Terra provoca a sua entrada nas camadas densas da atmosfera e a sua destruição. O principal fator que determina a vida útil de uma espaçonave em órbitas circulares e elípticas é a altitude da primeira e a altitude do perigeu da segunda, onde ocorre a desaceleração principal.
Do ponto de vista energético, o vôo de uma espaçonave ao longo de uma parábola é caracterizado pela chamada segunda velocidade de escape, igual a V p ≈ 11.200 m/s, o que permite superar a gravidade. O movimento ao longo de uma parábola em relação à Terra só é possível na ausência de quaisquer forças de impacto além da força da gravidade.
Órbitas hiperbólicas são caracterizadas por velocidades V r > 11.200 m/s, entre os quais a chamada terceira velocidade de escape, igual a V g ≈ 16.700 m/s, é a velocidade inicial mais baixa na qual a espaçonave pode superar não apenas a gravidade terrestre, mas também a solar e deixar o sistema solar.
As órbitas hiperbólicas na teoria dos voos espaciais ocorrem quando uma espaçonave faz a transição do campo gravitacional de um corpo central para o campo gravitacional de outro, enquanto a espaçonave parece sair de uma zona gravitacional e entrar em outra.
Como regra, os veículos lançadores transmitem apenas a primeira velocidade de escape à espaçonave e a colocam em uma órbita circular ou elíptica. Alcançar a segunda e terceira velocidades cósmicas é mais lucrativo devido à energia da própria espaçonave, partindo neste caso da órbita de referência do satélite.
Trajetória parabólica- em astrodinâmica e mecânica celeste, a órbita Kepleriana, cuja excentricidade é igual a 1. Se o corpo se afasta do centro de atração, tal órbita é chamada de órbita de escape; se se aproxima, é chamada de órbita de captura; Às vezes, essa órbita é chamada de órbita C3 = 0(veja Energia característica).
Sob suposições padrão, um corpo movendo-se em uma órbita de escape se moverá em uma parábola até o infinito, enquanto a velocidade relativa ao corpo central tenderá a zero. Assim, o corpo giratório não retornará ao central. As trajetórias parabólicas são órbitas de escape de energia mínima, separando as trajetórias hiperbólicas das órbitas elípticas.
Velocidade
Sob suposições padrão, a velocidade orbital ( v (\estilo de exibição v\,)) de um corpo movendo-se ao longo de uma trajetória parabólica pode ser calculado como
v = 2 μ r , (\displaystyle v=(\sqrt (2\mu \over (r))),)Em qualquer ponto de uma trajetória parabólica, o corpo se move com velocidade de escape para um determinado ponto.
Se um corpo tiver velocidade de escape em relação à Terra, então essa velocidade não será suficiente para sair do sistema solar, portanto, embora a órbita próxima à Terra tenha uma aparência parabólica, mas a uma distância maior da Terra a órbita terá transformar-se em uma órbita elíptica ao redor do Sol.
Velocidade corporal ( v (\estilo de exibição v\,)) em órbita parabólica está relacionado à velocidade em órbita circular, cujo raio é igual ao comprimento do vetor raio que conecta o corpo na órbita ao corpo central:
v = 2 ⋅ v o , (\displaystyle v=(\sqrt (2))\cdot v_(o),)Onde v o (\estilo de exibição v_(o)\,)- velocidade orbital do corpo em uma órbita circular.
Equação de movimento
Sob suposições padrão, para um corpo movendo-se em uma órbita parabólica, a equação orbital assume a forma
r = h 2 μ 1 1 + cos ν , (\displaystyle r=((h^(2)) \over (\mu ))((1) \over (1+\cos \nu )),)Energia
Energia de um corpo em trajetória parabólica ( ϵ (\ displaystyle \ épsilon \,)), por unidade de massa de um determinado corpo, é igual a zero, portanto a lei da conservação da energia para uma determinada órbita tem a forma
ϵ = v 2 2 − μ r = 0 , (\displaystyle \epsilon =(v^(2) \over 2)-(\mu \over (r))=0,)Esta igualdade é completamente equivalente à energia característica zero:
C 3 = 0. (\estilo de exibição C_(3)=0.)Equação de Barker
A equação de Barker relaciona o tempo de movimento à verdadeira anomalia de um ponto em uma trajetória parabólica:
T − T = 1 2 p 3 μ (D + 1 3 D 3) , (\displaystyle t-T=(\frac (1)(2))(\sqrt (\frac (p^(3))(\mu ) ))\esquerda(D+(\frac (1)(3))D^(3)\direita),)
De forma mais geral, o intervalo de tempo entre duas posições de um corpo em órbita pode ser expresso da seguinte forma: tf - t 0 = 1 2 p 3 μ (D f + 1 3 D f 3 - D 0 - 1 3 D 0 3) . (\displaystyle t_(f)-t_(0)=(\frac (1)(2))(\sqrt (\frac (p^(3))(\mu )))\left(D_(f)+ (\frac (1)(3))D_(f)^(3)-D_(0)-(\frac (1)(3))D_(0)^(3)\direita).)
A equação pode ser escrita de forma diferente em termos da distância pericêntrica, no caso de uma trajetória parabólica r p = p/2:
T − T = 2 r p 3 μ (D + 1 3 D 3) . (\displaystyle t-T=(\sqrt (\frac (2r_(p)^(3))(\mu )))\left(D+(\frac (1)(3))D^(3)\right). )
A = 3 2 μ 2 r p 3 (t − T) , (\displaystyle A=(\frac (3)(2))(\sqrt (\frac (\mu )(2r_(p)^(3))) )(t-T),) uma trajetória radial na qual a velocidade relativa de dois objetos é sempre igual à velocidade de escape. Existem dois casos: os corpos se afastam ou se aproximam.
A dependência da posição em relação ao tempo tem uma forma bastante simples:
r = (4,5 μt 2) 1/3 , (\displaystyle r=(4,5\mu t^(2))^(1/3)\!\,)A qualquer momento, a velocidade média desde então é 1,5 vezes a velocidade atual.
Para fazer o momento t = 0 (\estilo de exibição t=0\!\,) corresponda ao contato do corpo em órbita com a superfície do corpo central, um deslocamento de tempo pode ser aplicado; por exemplo, para a Terra (e outros corpos esfericamente simétricos com a mesma densidade média) que o corpo central, é necessário aplicar uma mudança de tempo igual a 6 minutos e 20 segundos.