Траектория движения искусственного спутника Земли называется его орбитой

Тема 3. Комплекс ДЗЗ из космоса. Параметры полета космического летательного аппарата (КЛА) Элементы орбиты КЛА, их типы. Скорость КЛА.

Развитие космонавтики позволило создать летательные аппараты со свободным маневрированием в космическом пространстве. Параметры орбиты, время существования космического летательного аппарата, возможности его маневрирования на орбите, определяют методы космической съемки, способ передачи полученной информации на Землю.

Космические комплексы включают: спутниковые системы на орбите (центр управления полетами и съемкой), наземные пункты (прием информации), центры первичной обработки, архивы снимков (хранение и распространение данных) [Константиновская Л.В.].

Запуск космического летательного аппарата прием информации производится с помощью одноступенчатой или многоступенчатой ракеты-носителя. Участок выведения на орбиту определяет начальные условия полета и предназначен для вывода космического летательного аппарата в заданную точку пространства. На участке выведения происходит разгон космического летательного аппарата до определенной скорости и задается угол наклона орбиты. Ракетный комплекс стартует вертикально и на активном участке траектории полета происходит увеличение скорости и последовательное отделение первой, второй ступени на заданной высоте.

Активный участок – это выход на заданную орбиту и отделение космического отсека от ракеты –носителя.

На движение ИСЗ в околоземном пространстве оказывают влияние следующие факторы: притяжение Земли, Луны, Солнца и других планет Солнечной системы, атмосферное торможение, световое давление, магнитное поле Земли и др. При этом притяжение Земли является основным фактором, определяющим движение ИСЗ. Если Земля имеет форму шара с равномерным или сферическим распределением плотности вещества, масса спутника пренебрежимо мала по сравнению с массой Земли и система «Земля – ИСЗ» не расходует энергию и не получает ее извне, тогда движение ИСЗ будет подчиняться законам Кеплера, которые принято называть невозмущенным или кеплеровым.

Первый закон Кеплера. Невозмущенная орбита спутника есть плоская кривая второго порядка (окружность, эллипс, парабола, гипербола), в одном из фокусов которой находится притягивающее тело М.

На рис. для эллиптической орбиты ИСЗ: F ₁и F ₂ – фокусы эллипса; О – центр эллипса; SF ₁ = – радиус-вектор спутника; АО = ОП = а – большая полуось орбиты; OF ₁ = OF ₂ = c.

Числовой характеристикой эллиптичности орбиты, показывающей степень отличия эллипса от окружности, является величина е = с/а, называемая эксцентриситетом.

Второй закон Кеплера. За один и тот же промежуток времени спутник проходит разные по протяженности отрезки орбиты (ПS ₁> SS ₂), но при этом площади секторов ПS ₁ F ₁ и SS ₂ F ₁ равны (рис.3), т.е. радиус-вектор спутника за равные промежутки времени описывает равновеликие площади, т.е. секториальная скорость спутника постоянна.

Третий закон Кеплера. В эллиптическом невозмущенном движении отношение квадрата периода обращения ИСЗ T к кубу его большой полуоси a есть величина постоянная:

,

где – геоцентрическая гравитационная постоянная, = = 398600, 44 км³/c².

Параметры, определяющие положение космического летательного аппарата в пространстве, называются элементами орбиты.

Рис. 2. Орбита ИСЗ

Слово «орбита» по латыни означает «колея» или «путь». К ним относят элементы, характеризующие положение плоскости орбиты в пространстве, ее форму и размеры, а также элементы, определяющие положение космического летательного аппарата на орбите.

Траектория движения искусственного спутника Земли называется его орбитой.

Элементы орбиты определим в инерциальной системе координат OXYZ c началом О в центре Земли, на рис.3 P_N и P_S - северный и южный полюсы мира;

NS- соответствует небесному экватору;

- проекция точки весеннего равноденствия на небесную сферу;

О - центр небесной сферы, совпадающий с одним из фокусов орбиты.

Орбита пересекает небесный экватор в точках Ω и , которые называются восходящими и нисходящими узламиорбиты.

Нисходящий узел- это точка пересечения орбиты спутника с плоскостью экватора при движении спутника с севера на юг.

Восходящий узел- это точка, в которой орбита пересекает плоскость экватора при движении спутника с юга на север. Линия Ω O , называется линией узлов.

Перигей ( П) - ближайшая к Земле точка орбиты Луны или ИСЗ.

Апогей (А) - наиболее удаленная от Земли точка орбиты Луны или ИСЗ.

Линия, соединяющая точки А и П, – линия апсид.

Элементами орбиты являются [1 Назаров]:

Орбита пересекает экватор в точке Ω ( рис.3 ). Угловое расстояние точки Ω от точки весеннего равноденствия называется прямым восхождением узла орбиты и обозначается α _Ω. Угол наклона плоскости орбиты к плоскости экватора обозначается i. Элементы α _Ω и i определяют ориентацию орбиты в пространстве.

Форма орбиты характеризуется эксцентриситетом е ( мера сплюснотости эллипса), который вычисляется по формуле е=с/а, где с – расстояние между центром эллипса и точкой его фокуса.

В зависимости от значений эксцентриситета орбита может быть:

е=0 – окружностью; 0<e<l – эллипсом; е=1 – параболой; e>l – гиперболой.

Дуга ΩП_о – угловое расстояние перицентра от узла, называется долготой пер и обозначается ω.

Положение спутника на орбите характеризуется временем τ, прошедшим с момента прохождения спутника через перигей до данного момента.

Положение спутника в пространстве определяется шестью элементами: α _Ω, i, а, е, ω, τ, которые соответствуют некоторому моменту времени t, называемому эпохой элементов.