Солнечная синхронная орбита

Солнечная синхронная орбита ( SSO ), также называемая гелиосинхронной орбитой , ^{[ 1 ]} является почти полярной орбитой вокруг планеты, в которой спутник проходит по любой заданной точке поверхности планеты в то же место локального среднего солнечного времени . ^{[ 2 ]}^{[ 3 ]} Более технически, это орбита, организованная так, что она предшествует одной полной революции каждый год, поэтому она всегда сохраняет одну и ту же отношения с Солнцем.

Приложения

Солнечная синхронная орбита полезна для визуализации , разведки и погодных спутников , ^{[ 4 ]} Поскольку каждый раз, когда спутник находится наверху, угол освещения поверхности на планете под ним почти одинаково. Это последовательное освещение является полезной характеристикой для спутников , которые изображают поверхность Земли на видимых или инфракрасных длинах волн, таких как погода и спутники шпиона, и для других спутников с отдаленным чувством, таких как те, которые несут в океане и атмосферном отдаленном инструментах, которые требуют солнечного света. Например, спутник на солнечной синхронной орбите может подняться по экватору двенадцать раз в день, каждый раз в 15:00 в среднем по местному времени.

Особые случаи солнечной синхронной орбиты-это орбита в полдень/полуночная , где локальное среднее время солнечного прохождения для экваториальных широт составляет около полудня или полуночи, а орбита рассвета/сумерека , где локальное среднее время солнечного периода для экваториальных латитудов вокруг восхода солнца или заката, так что спутник ездит на терминаторе между днем и ночью. Поездка на терминаторе полезна для активных радиолокационных спутников, так как солнечные панели спутников всегда могут видеть солнце, не будучи затененным на землю. Это также полезно для некоторых спутников с пассивными инструментами, которые необходимо ограничить влияние солнца на измерения, поскольку можно всегда указывать на инструменты на ночную сторону земли. Орбита Dawn/Dusk использовалась для научных спутников, поддерживающих солнечную энергию, такие как трассировка , Hinode и Proba-2 , что дает им почти непрерывный взгляд на Солнце.

Орбитальная прецессия

Солнечная синхронная орбита достигается путем преодоления орбитальной орбитальной плоскости преобразования (вращения) примерно на один градус на восток каждый день по отношению к небесной сфере, чтобы идти в ногу с движением Земли вокруг Солнца . ^{[ 5 ]} Эта прецессия достигается путем настройки наклона на высоту орбиты (см. Технические детали Земли ), так что экваториальная выпуклость , которая нарушает наклонные орбиты, приводит к тому, что орбитальная плоскость космического корабля преодолевает желаемую скорость. Плана орбиты не закреплена в пространстве относительно отдаленных звезд, но медленно вращается по оси Земли.

Типичные солнечные синхронные орбиты вокруг Земли составляют около 600–800 км (370–500 миль) на высоте, с периодами в диапазоне 96–100 минут и склонностями около 98 °. Это слегка ретроградно по сравнению с направлением вращения Земли: 0 ° представляет экваториальную орбиту, а 90 ° представляет собой полярную орбиту. ^{[ 5 ]}

Солнечные синхронные орбиты возможны вокруг других сбатных планет, таких как Марс . Спутник, вращающийся на планете, такой как почти сферическая Венера , потребуется внешний толчок для поддержания солнечной синхронной орбиты.

Технические детали

Угловая прецессия на орбиту для земного сателлита приблизительно дается

\Delta \Omega =-3\pi {\frac {J_{2}R_{\text{E}}^{2}}{p^{2}}}\cos i,

где

J 2 = 1,082 63 \times 10 -3

является коэффициентом для второго зонального термина, связанного с недостатком Земли,

R E \approx 6378 км

является средним радиусом земли,

P

- полу-латус прямая кишка орбиты,

Я

наклонен орбиты к экватору.

Орбита будет солнечной синхронной, когда скорость прецессии $ρ = .mw-parser-output .sfrac{white-space:nowrap}.mw-parser-output .sfrac.tion,.mw-parser-output .sfrac .tion{display:inline-block;vertical-align:-0.5em;font-size:85%;text-align:center}.mw-parser-output .sfrac .num{display:block;line-height:1em;margin:0.0em 0.1em;border-bottom:1px solid}.mw-parser-output .sfrac .den{display:block;line-height:1em;margin:0.1em 0.1em}.mw-parser-output .sr-only{border:0;clip:rect(0,0,0,0);clip-path:polygon(0px 0px,0px 0px,0px 0px);height:1px;margin:-1px;overflow:hidden;padding:0;position:absolute;width:1px}⁠ D ω / d T ⁠$ равняется среднему движению Земли вокруг Солнца $N E$ , которое составляет 360 ° на год ( 1,990 968 71 × 10 ⁻⁷ rad /s ), so we must set $n E = Δ Δ ω e / t E ⁠ = p = ⁠ Δ ω / t ⁠$ , где $t e$ - период орбитального периода Земли, в то время как $t$ - период космического корабля вокруг Земли.

Как орбитальный период космического корабля

T=2\pi {\sqrt {\frac {a^{3}}{\mu }}},

где $a$ -это полуосная ось орбиты, а $μ$ - стандартный гравитационный параметр планеты ( 398 600 .440 км ³/с ² для земли); как $p \approx a$ для круглой или почти круговой орбиты, из этого следует, что

{\begin{aligned}\rho &\approx -{\frac {3J_{2}R_{\text{E}}^{2}{\sqrt {\mu }}\cos i}{2a^{7/2}}}\\&=-(360^{\circ }{\text{ per year}})\times \left({\frac {a}{12\,352{\text{ km}}}}\right)^{-7/2}\cos i\\&=-(360^{\circ }{\text{ per year}})\times \left({\frac {T}{3.795{\text{ h}}}}\right)^{-7/3}\cos i,\end{aligned}}

или когда $ρ$ составляет 360 ° в год,

\cos i\approx -{\frac {2\rho }{3J_{2}R_{\text{E}}^{2}{\sqrt {\mu }}}}a^{7/2}=-\left({\frac {a}{12\,352{\text{ km}}}}\right)^{7/2}=-\left({\frac {T}{3.795{\text{ h}}}}\right)^{7/3}.

Например, с $A$ = 7200 км , т. Е. Для высоты $A - R E$ ≈ 800 км космического корабля над поверхностью Земли, эта формула дает солнечный синхронный наклон 98,7 °.

Обратите внимание, что в соответствии с этим приближением, $потому что I$ равен −1, когда полу-мажорная ось равна 12 352 км , что означает, что только более низкие орбиты могут быть солнечными синхронными. Период может быть в диапазоне от 88 минут для очень низкой орбиты ( $A$ = 6554 км , $I$ = 96 °) до 3,8 часа ( $A$ = 12 352 км , но эта орбита будет экваториальной, с $I$ = 180 °). Период более чем 3,8 часа может быть возможен с использованием эксцентричной орбиты с $р$ < 12 352 км но $>$ , 12 352 км .

Если кто -то хочет, чтобы спутник пролетел над каким -то данным местом на земле каждый день в один и тот же час, спутник должен заполнять целое количество орбит в день. Предполагая круглую орбиту, это составляет от 7 до 16 орбит в день, поскольку для выполнения менее 7 орбит потребуется высота выше максимума для солнечной синхронной орбиты, и для более чем 16 потребуется орбита внутри атмосферы Земли или поверхность. Полученные допустимые орбиты показаны в следующей таблице. (Таблица была рассчитана, предполагая указанные периоды. Орбитальный период, который следует использовать, на самом деле немного длиннее. ⁠ 365 / 364 ⁠ ≈ 1,0027 раза дольше, чем время между эстакадами. Для неэкваториальных орбит фактор ближе к 1.)

Орбиты в день	Период ( h )		Высота (км)	Максимальный широта	Наклон- атмосфера
16	⁠1 + 1 / 2 ⁠	= 1:30	274	83.4°	96.6°
15	⁠1 + 3 / 5 ⁠	= 1:36	567	82.3°	97.7°
14	⁠1 + 5 / 7 ⁠	≈ 1:43	894	81.0°	99.0°
13	⁠1 + 11 / 13 ⁠	≈ 1:51	1262	79.3°	100.7°
12	2		1681	77.0°	103.0°
11	⁠2 + 2 / 11 ⁠	≈ 2:11	2162	74.0°	106.0°
10	⁠2 + 2 / 5 ⁠	= 2:24	2722	69.9°	110.1°
9	⁠2 + 2 / 3 ⁠	= 2:40	3385	64.0°	116.0°
8	3		4182	54.7°	125.3°
7	⁠3 + 3 / 7 ⁠	≈ 3:26	5165	37.9°	142.1°

Когда кто-то говорит, что солнечная синхронная орбита проходит через место на земле в одно и то же время в одно и то же время, это означает, что это означает солнечное время , а не очевидное солнечное время . Солнце не будет точно в той же позиции в небе в течение года (см. Уравнение времени и аналеммы ).

Солнечные синхронные орбиты в основном выбираются для спутников наблюдения за землей , с высотой, как правило, между 600 и 1000 км по поверхности Земли. Однако даже если орбита остается солнечной синхронной, другие орбитальные параметры, такие как аргумент периапсиса и орбитальный эксцентриситет , развиваются 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 через одно и то же место. Тщательный отбор эксцентриситета и расположения перигея выявляет конкретные комбинации, когда скорость изменения возмущений сводится к минимуму, и, следовательно, орбита относительно стабильная - замороженная орбита , где движение положения периапсиса является стабильной. ^{[ 6 ]} ERS -1, ERS-2 и Envisat Европейского космического агентства , а также Metop космический корабль Eumetsat и Radarsat-2 Канадского космического агентства работают на таких солнечных синхронных замороженных орбитах. ^{[ 7 ]}

Смотрите также

Ссылки

^ Цшербакова, NN; Beletskii, VV; Sazonov, VV (1999). «Стабилизация гелиосинхронных орбит искусственного спутника Земли с помощью солнечного давления» . Космические исследования . 37 (4): 393–403. Bibcode : 1999kosis..37..417s . Архивировано с оригинала 3 марта 2016 года . Получено 19 мая 2015 года .
^ «Спутники и орбиты» (PDF) .
^ «Типы орбит» . Marine.rutgers.edu . Архивировано из оригинала 22 августа 2019 года . Получено 24 июня 2017 года .
^ Наша изменяющаяся планета: вид с космоса (1 -е изд.). Издательство Кембриджского университета. 2007. с. 339 . ISBN 978-0521828703 .
^ Jump up to: ^а ^{беременный} Розенгрен, М. (ноябрь 1992). «ERS -1 - наблюдатель Земли, который точно следует за его выбранным путем». ЭКА Бюллетень . 72 (72). Европейское космическое агентство: 76. Bibcode : 1992esabu..72 ... 76r .
^ Низкий, Самуэль Ю.В. (январь 2022 г.). «Проектирование эталонной траектории для замороженных повторных орбит на низких значениях». AIAA Journal of Spacecraft и Rockets . 59 (1): 84–93. Bibcode : 2022jspro..59 ... 84L . doi : 10.2514/1.A34934 . S2CID 236275629 .
^ Розенгрен, Матс (1989). «Улучшенная техника для контроля пассивного эксцентриситета (AAS 89-155)». Достижения в астронавтических науках . Тол. 69. AAS/NASA. Bibcode : 1989mommd.proc ... 49r .

Дальнейшее чтение

Сандвелл, Дэвид Т., гравитационное поле Земли - Часть 1 (2002) (стр. 8)
Солнечная синхронная вход на орбиту , из Centennial of Flight Commission
НАСА Q & A.
Boain, Ronald J. (февраль 2004 г.). «AB-CS Sun Synchronous Orbit Design» (PDF) . Конференция механиков космических полетов. Архивировано из оригинала (PDF) 25 октября 2007 года.

Внешние ссылки

Список спутников на солнечной синхронной орбите

[shcherbakova-1] Цшербакова, NN; Beletskii, VV; Sazonov, VV (1999). «Стабилизация гелиосинхронных орбит искусственного спутника Земли с помощью солнечного давления» . Космические исследования . 37 (4): 393–403. Bibcode : 1999kosis..37..417s . Архивировано с оригинала 3 марта 2016 года . Получено 19 мая 2015 года .

[2] «Спутники и орбиты» (PDF) .

[3] «Типы орбит» . Marine.rutgers.edu . Архивировано из оригинала 22 августа 2019 года . Получено 24 июня 2017 года .

[:0-4] Наша изменяющаяся планета: вид с космоса (1 -е изд.). Издательство Кембриджского университета. 2007. с. 339 . ISBN 978-0521828703 .

[me-5] Jump up to: ^а ^{беременный} Розенгрен, М. (ноябрь 1992). «ERS -1 - наблюдатель Земли, который точно следует за его выбранным путем». ЭКА Бюллетень . 72 (72). Европейское космическое агентство: 76. Bibcode : 1992esabu..72 ... 76r .

[6] Низкий, Самуэль Ю.В. (январь 2022 г.). «Проектирование эталонной траектории для замороженных повторных орбит на низких значениях». AIAA Journal of Spacecraft и Rockets . 59 (1): 84–93. Bibcode : 2022jspro..59 ... 84L . doi : 10.2514/1.A34934 . S2CID 236275629 .

[7] Розенгрен, Матс (1989). «Улучшенная техника для контроля пассивного эксцентриситета (AAS 89-155)». Достижения в астронавтических науках . Тол. 69. AAS/NASA. Bibcode : 1989mommd.proc ... 49r .

[ 1 ]

[ 2 ]

[ 3 ]

[ 4 ]

[ 5 ]

[ 6 ]

[ 7 ]