Солнечно-синхронная орбита

Солнечно -синхронная орбита ( ССО ), также называемая гелиосинхронной орбитой , ^[1] Это почти полярная орбита 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 одно и то же соотношение с Солнцем.

Приложения

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.

Орбитальная прецессия

Солнечно-синхронная орбита достигается за счет (поворота) соприкасающейся орбитальной плоскости прецессии 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 подробности Земли ) так, что экваториальная выпуклость , 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 оси Земли.

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.

Технические детали

Угловая прецессия на орбиту спутника, вращающегося вокруг Земли, приблизительно определяется выражением

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

где

Дж 2 = 1,082 63 \times 10 -3

– коэффициент для второго зонального члена, связанного со сжатием Земли,

R E \approx 6378 км

— средний радиус Земли,

p

— полурасширенная прямая кишка орбиты,

i

— наклонение орбиты к экватору.

Орбита будет солнечно-синхронной, если скорость прецессии $ρ = .mw-parser-output .sfrac{white-space:nowrap}.mw-parser-output .sfrac.tion,.mw-parser-output .sfrac .tion{display:inline-block;vertical-align:-0.5em;font-size:85%;text-align:center}.mw-parser-output .sfrac .num{display:block;line-height:1em;margin:0.0em 0.1em;border-bottom:1px solid}.mw-parser-output .sfrac .den{display:block;line-height:1em;margin:0.1em 0.1em}.mw-parser-output .sr-only{border:0;clip:rect(0,0,0,0);clip-path:polygon(0px 0px,0px 0px,0px 0px);height:1px;margin:-1px;overflow:hidden;padding:0;position:absolute;width:1px}⁠ d Ω / d t ⁠$ 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 $n E = ⁠ D Ω E / T E ⁠ = ρ = ⁠ Δ Ω / T ⁠$ , где $TE T$ — период обращения вокруг Земли, а $—$ период обращения космического корабля вокруг Земли.

Так как период обращения космического корабля

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

где $а$ – большая полуось орбиты, а $ц$ – стандартный гравитационный параметр планеты ( 398 600 , 440 км ³/с ² для Земли); поскольку $p \approx a$ для круговой или почти круговой орбиты, отсюда 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, при $a$ = 7200 км , т. е. при высоте $a - R E$ ≈ 800 км над поверхностью Земли эта формула дает солнечно-синхронное наклонение 98,7°.

Обратите внимание, что согласно этому приближению $cos i$ равен −1, когда большая полуось равна 12 352 км , а это означает, что только нижние орбиты могут быть солнечно-синхронными. Период может находиться в диапазоне от 88 минут для очень низкой орбиты ( $a$ = 6554 км , $i$ =96°) до 3,8 часов ( $a$ = 12 352 км , но эта орбита будет экваториальной, с $i$ =180°). Период более 3,8 часов может быть возможен при использовании эксцентричной орбиты с $p$ < 12 352 км , но $a$ > 12 352 км .

Если кто-то хочет, чтобы спутник пролетал над некоторой заданной 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 около ⁠ 365 / 364 ⁠ ≈ в 1,0027 раза больше времени между путепроводами. Для неэкваториальных орбит коэффициент ближе к 1.)

Орбиты в день	Период ( ч )		Высота (км)	Максимальный широта	наклон- ация
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°

проходит над точкой на Земле в одно и то же местное время Когда говорят, что солнечно-синхронная орбита каждый раз , 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 ).

в основном выбираются солнечно-синхронные орбиты Для спутников наблюдения Земли с высотой обычно от 600 до 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 положения 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 MetOp космические аппараты EUMETSAT и RADARSAT-2 Канадского космического агентства . ^[7]

См. также

Ссылки

^ Щербакова Н.Н.; Белецкий В.В.; Сазонов В.В. (1999). «Стабилизация гелиосинхронных орбит искусственного спутника Земли солнечным давлением» . Космические исследования . 37 (4): 393–403. Бибкод : 1999KosIs..37..417S . Архивировано из оригинала 3 марта 2016 года . Проверено 19 мая 2015 г.
^ «СПУТНИКИ И ОРБИТЫ» (PDF) .
^ «Типы орбит» . Marine.rutgers.edu . Архивировано из оригинала 22 августа 2019 года . Проверено 24 июня 2017 г.
^ Наша меняющаяся планета: вид из космоса (1-е изд.). Издательство Кембриджского университета. 2007. с. 339 . ISBN 978-0521828703 .
^ Jump up to: ^а ^б Розенгрен, М. (ноябрь 1992 г.). «ERS-1 - наблюдатель Земли, который точно следует выбранному пути». Бюллетень ЕКА . 72 (72). Европейское космическое агентство: 76. Бибкод : 1992ESABu..72...76R .
^ Лоу, Сэмюэл Ю.В. (январь 2022 г.). «Проектирование эталонной траектории для замороженных повторных околоэкваториальных низких околоземных орбит». Журнал AIAA космических аппаратов и ракет . 59 (1): 84–93. Бибкод : 2022JSpRo..59...84L . дои : 10.2514/1.A34934 . S2CID 236275629 .
^ Розенгрен, Матс (1989). «Улучшенная методика пассивного контроля эксцентриситета (AAS 89-155)». Достижения астронавтики . Том. 69. ААС/НАСА. Бибкод : 1989ommd.proc...49R .

Дальнейшее чтение

Сандвелл, Дэвид Т., Гравитационное поле Земли - Часть 1 (2002) (стр. 8)
Статья из словаря по солнечно-синхронной орбите из Комиссии по празднованию столетия полетов США.
НАСА: вопросы и ответы
Боэн, Рональд Дж. (февраль 2004 г.). «Азбука проектирования солнечно-синхронной орбиты» (PDF) . Конференция по механике космического полета. Архивировано из оригинала (PDF) 25 октября 2007 года.

Внешние ссылки

Список спутников на солнечно-синхронной орбите

[shcherbakova-1] Щербакова Н.Н.; Белецкий В.В.; Сазонов В.В. (1999). «Стабилизация гелиосинхронных орбит искусственного спутника Земли солнечным давлением» . Космические исследования . 37 (4): 393–403. Бибкод : 1999KosIs..37..417S . Архивировано из оригинала 3 марта 2016 года . Проверено 19 мая 2015 г.

[2] «СПУТНИКИ И ОРБИТЫ» (PDF) .

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

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

[me-5] Jump up to: ^а ^б Розенгрен, М. (ноябрь 1992 г.). «ERS-1 - наблюдатель Земли, который точно следует выбранному пути». Бюллетень ЕКА . 72 (72). Европейское космическое агентство: 76. Бибкод : 1992ESABu..72...76R .

[6] Лоу, Сэмюэл Ю.В. (январь 2022 г.). «Проектирование эталонной траектории для замороженных повторных околоэкваториальных низких околоземных орбит». Журнал AIAA космических аппаратов и ракет . 59 (1): 84–93. Бибкод : 2022JSpRo..59...84L . дои : 10.2514/1.A34934 . S2CID 236275629 .

[7] Розенгрен, Матс (1989). «Улучшенная методика пассивного контроля эксцентриситета (AAS 89-155)». Достижения астронавтики . Том. 69. ААС/НАСА. Бибкод : 1989ommd.proc...49R .

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]