Спутниковая орбита

Сравнение орбит спутников: радиус и высота, период обращения и скорость.

Спутниковая орбита ( латинская Orbis «круговая траектория», «круговое движение», из этого Орбита « дорожки ») является орбитой с спутником вокруг центрального тела (солнце, планеты, луна и т.д.). В этой статье рассматриваются спутники на орбите и их высота. Для точного описания траектории требуются дополнительные параметры, которые описаны в статьях « Орбитальные элементы» и « Спутниковые орбитальные элементы» .

Большинство космических полетов совершается на низких орбитах (высота несколько 100 км, время обращения около 90 минут) вокруг Земли (например, миссии космических челноков ). Орбиты многих навигационных спутников находятся на средних высотах (23 000 км, орбитальное время 12 ч) . Геостационарная орбита на высоте 35 800 км (23 ч 56 мин 4,09 с орбитальное время) с наклонением орбиты  0 ° также имеет особое значение . Если смотреть с Земли, спутники на этой орбите кажутся зафиксированными над точкой на экваторе . Это особенно полезно для спутников связи и телевидения, потому что антеннытолько один раз прочно выровняйте и больше не нужно регулировать. Однако из-за расположения над экватором использование в полярных регионах строго ограничено или вообще невозможно.

Противоположные требования предъявляются к спутникам наблюдения Земли или спутникам-шпионам . Если возможно, они должны иметь возможность наблюдать за местоположениями на всей поверхности земли, каждое в течение 10–15 минут. В околоземном пространстве это работает только на орбитах, близких к полярным , при этом солнечно-синхронная орбита (SSE) более выгодна, чем прямая орбита полюс-полюс. При использовании орбит SSE постоянный угол солнечного света в зоне наблюдения облегчает оценку и классификацию полученных данных наблюдения Земли. Относительно низкая орбита также упрощает получение детальных изображений. Элементы орбиты спутников подвержены быстрым изменениям, особенно на низких орбитах, из-за уплощения Земли .

разновидность

Орбиты от экватора

Перевод спутника с орбиты на орбиту

Если орбита не проходит точно над экватором (как в случае с геосинхронными орбитами, см. Ниже), в простейшем случае она образует круг, центр которого совпадает с центром Земли. (Следующее соображение также применимо к эллиптическим орбитам, которые не слишком эксцентричны.) В первом приближении (без релятивистских эффектов и внешних возмущений ) эта орбитальная плоскость зафиксирована в пространстве, в то время как Земля вращается под ней со своим суточным вращением. Таким образом, « наземный след » спутника проходит по характерной волновой траектории вокруг Земли, которая меняется от одного вращения к другому. На орбитах, близких к поверхности (также на НОО, см. Ниже), орбитальное время составляет около 100 минут, так что орбита (лучше всего читаемая на двух пересечениях эллипса орбиты с экваториальной плоскостью) смещается от одного оборота к другому примерно на 25. ° в западном направлении (земля продолжала поворачиваться на восток внизу). Результирующая волновая картина с параллельными смещенными кольцевыми дорожками пола видна на рисунке. В случае кругового пути этот узор всегда симметричен экваториальной линии.

Чем круче орбита наклонена к экватору, тем выше широты к полюсам достигаются в крайних точках.

Парк-лейн

Высота: от 150 до 200 км, возможно, также эллиптические орбиты, которые достигают большей или меньшей высоты.

Как правило, стоянка представляет собой круговую траекторию, до которой можно добраться без малой потребности в двигателе, и на которую большинство ракет-носителей нацелены в первую очередь во время запуска космического зонда. Отсюда ракета часто может более легко попасть в плоскость пути эвакуации. После замера неточностей, возникших при въезде на парковочную полосу, рассчитывается зажигание в направлении пункта назначения. Затем ракета снова покидает неустойчивую парковочную полосу в расчетной точке, часто во время первого витка. Некоторые типы ракет также используют парковочные или промежуточные орбиты при выводе спутников на более высокие орбиты Земли.

Низкая околоземная орбита (НОО)

Текущие зоны видимости на земной поверхности на примере двух швейцарских спутников LEO

(Низкая околоземная орбита, околоземная орбита)

• Высота: от 200 до 2000 км
  • Теоретически возможны высоты от 1200 до 3000 км, но по возможности их следует избегать из-за сильного радиационного облучения пояса Ван Аллена .
  • Железные дороги LEO являются наиболее энергозатратными, и поэтому до них легче всего добраться. Корабли там движутся со скоростью около 7 км / с. Им нужно около 100 минут на один оборот вокруг Земли. Видимость и радиосвязь с наземной станции не должна превышать 15 минут в каждом раунде.
• Используется для:
  • Пилотируемые космические путешествия (например, МКС Международной космической станции ; кроме миссий Аполлон , которые только повернулись на орбиту парка перед их миссией на Луну )
  • Спутники-шпионы (например, американские спутники " замочная скважина" )
  • астрономические спутники (например, телескоп Хаббла )
  • Спутники исследования Земли и метеорологические спутники
  • Любительские радиоспутники
  • Глобальные спутниковые системы связи (например, Иридиум )
  • Спутники для исследований и технологических испытаний ( например, TUBSAT-N и TET-1 )

Солнечно-синхронная орбита (SSO)

На солнечно-синхронной орбите спутник проходит точку на поверхности почвы в то же истинное местное время (± 12 часов местного времени восходящего узла , англ. Местное время восходящего узла , LTAN ). Наблюдения в разные дни легче сравнивать, поскольку тени и отражение поверхностей не меняются при одинаковом угле падения солнечных лучей.

Средняя околоземная орбита (MEO)

(Средиземье орбита)

• Высота: от 2000 до 36000 км
• Особенности: высота пути между LEO и GEO
• Используется для:
  • Спутниковые системы глобальной связи, такие как Globalstar
  • Навигационные спутники, такие как GPS , Galileo или ГЛОНАСС

Полярная орбита

Полярные орбиты проходят над полярными областями , то есть наклонение орбиты близко к 90 °.

Геотрансферная орбита (ГТО)

• Высота: 200-800 км в перигее , 36000 км в апогее.
• Особенности: переход на орбиту для достижения ГСО (см. Также переход Хомана ). В большинстве случаев перигей поднимается самим спутником за счет зажигания ракетного двигателя в апогее.

Железные дороги ИГСО с уклоном 30 ° и 63,4 °

Геостационарная орбита (ГСО, ИГСО)

Орбита с орбитой 23h56min04s , орбита которой не обязательно круговая или в экваториальной плоскости. Если она наклонена , она называется наклонной геосинхронной орбитой (IGSO), а если она также сильно эллиптическая, то называется тундровой орбитой . Хотя спутник остается на средней постоянной географической долготе, его географическая широта сильно колеблется в течение дня, или, точнее, он совершает синусоидальные колебания вокруг экватора за один день. Из-за орбитальных возмущений, вызванных неравномерным распределением массы Земли, геостационарные спутники превращаются в IGSO, если не вносятся поправки на орбиту .

Геостационарная орбита (GEO)

• Высота: 35 786 км

Орбита геостационарного спутника всегда находится выше экватора Земли. Наклон орбиты к экватору составляет 0 градусов. В случае наклонения орбиты больше нуля, спутник, по-видимому, будет колебаться на величину наклона, перпендикулярного небесному экватору , так что истинная стационарная орбита возможна только над экватором.

• Используется для:
  • Метеорологические спутники
  • Спутники связи
  • Спутник для телевещания, такой как Astra или Eutelsat

Аббревиатура GEO происходит от английского G eostationary E arth O rbit от.

Некоторые ракеты, такие как российский Proton , американский Atlas V , Delta IV и Falcon Heavy, а также европейский Ariane 5 , могут запускать спутники непосредственно на геостационарной орбите.

Суперсинхронная орбита

• Высота: больше геостационарной орбиты

Спутник на суперсинхронной орбите вращается вокруг Земли медленнее, чем он вращается с апогеем выше 35 786 км. В случае большого наклона пули может быть более выгодным первоначально разместить геостационарный спутник на сверхсинхронной переходной орбите (SSTO), а не на орбиту GTO.

Высокоэллиптическая орбита (HEO)

Наземный след со спутника "Молния"

Спутники с высокоэллиптической орбитой (HEO, «спутник с высокоэллиптической орбитой») движутся по эллиптическим орбитам с большим эксцентриситетом, то есть с большим соотношением перигея и апогея . Типичные значения составляют от 200 до 15 000 км или от 50 000 до 400 000 км. Сильноэллиптические околоземные орбиты подходят для исследовательских, телекоммуникационных и военных приложений. Примеры:

• Очень эллиптические орбиты для космических телескопов , которые должны находиться над радиационными поясами Ван Аллена в течение очень долгого времени на орбите ( Integral , EXOSAT или IBEX ).
• Переход на орбиту космического корабля, идущего на Луну.
• Переходная орбита космического корабля к точкам Лагранжа L1 или L2 .
• Молния орбиты : это ВЭО с наклонением 63,4 ° (арктангенс 2) и орбитальным временем около 12 часов. Наклонение, орбитальное время, перигей и апогей для спутников российской серии «Молния» составляют: 63,4 °, 718 мин, 450–600 км, 40 000 км (апогей над северным полушарием). При таком наклоне исчезает вращение перигея орбиты, вызванное экваториальной выпуклостью Земли , так что желаемое положение апогея сохраняется в течение более длительного периода времени. Спутники на орбитах "Молния" идеальны для снабжения полярных регионов. Геостационарные спутники плохи из-за небольшой высоты в этих областях и вообще не могут быть приняты выше 82 °. Спутник с орбитальным временем 24 часа находится в тени Земли от 2 до 4 часов, для круглосуточного покрытия требуется три спутника.

Орбита кладбища

С Орбита называются орбиты, маневрировать на спутниках после того, как в конце своей жизни.

• z. Б. орбита примерно на 300 км выше орбиты ГСО

Другие орбиты

Очень редко спутники используют орбиты, которые не могут быть классифицированы в этой схеме. Например, Vela бежала, чтобы отслеживать наземные испытания ядерного оружия на очень высоких орбитах, имеющих лишь слегка эллиптическую форму, на высоте от 101 000 до 112 000 км. Это слишком высоко для орбиты MEO и слишком мало для орбиты HEO.

Так называемый период Шулера в 84,4 минуты представляет теоретический интерес . Это наименьшее возможное время обращения спутника по орбите Земли на уровне моря, но он работал бы только в том случае, если бы не было ни гор, ни земной атмосферы.

Упрощенный обзор орбит

Орбитальное время

Скорость движения как функция высоты железной дороги ( Clarke 1945).

Орбитальное время и эквивалентная орбитальная скорость на орбите вокруг центрального тела определяются законами Кеплера и могут быть получены из ${\ displaystyle T}$ ${\ displaystyle v}$

(1) ${\ displaystyle T = {\ sqrt {\ frac {4 \ pi ^ {2} a ^ {3}} {G \ left (M_ {1} + M_ {2} \ right)}}}}$

(2) ${\ displaystyle v = {\ frac {2 \ pi a} {T}} \,}$

рассчитываться. Укажите здесь

• ${\ displaystyle T}$ время цикла,
• ${\ displaystyle v}$ эквивалентная орбитальная скорость круговой орбиты,
• ${\ displaystyle a}$большая полуось ,
• ${\ displaystyle M_ {1}}$и массы центрального тела и спутника,${\ displaystyle M_ {2}}$
• ${\ displaystyle G}$гравитационная постоянная .

Следует отметить, что период обращения не зависит от эксцентриситета и, следовательно, от малой полуоси орбиты. Все эллиптические орбиты в одной системе с одной и той же большой полуосью требуют одинакового орбитального времени.

При предполагаемом радиусе Земли 6371 км, массе Земли 5,974 · 10 ²⁴  кг и гравитационной постоянной 6,6742 · 10 ⁻¹¹  м ³ кг ⁻¹ с ⁻² , а также массе спутника, которая незначительна по сравнению с массой Земли, орбитальное время можно рассчитать по высоте орбиты h над поверхностью Земли, которую можно рассчитать следующим образом:

(1а) ${\ displaystyle T = 166 \ cdot 10 ^ {- 6} \ {\ text {min}} \ cdot {\ sqrt {\ left ({\ frac {h} {1 \ {\ text {km}}}} + 6371 \ справа) ^ {3}}}}$

Если не учитывать массу спутника, расчет орбитальной скорости упрощается (для расчета см. Орбиты у поверхности ):

(2а) ${\ displaystyle v = {\ sqrt {GM / a}}}$

с участием

${\ Displaystyle G \ cdot M = 3,987 \ cdot 10 ^ {14} \ {\ text {m}} ^ {3} / {\ text {s}} ^ {2}}$

Стартовое место

Для экваториальных или приэкваториальных орбит, таких как геостационарные орбиты, выгодно использовать начальную точку вблизи экватора. В этом случае требуется относительно небольшое количество топлива для маневров по коррекции орбиты, которые выводят спутник на желаемую орбиту. Кроме того, стартовая точка, расположенная близко к экватору, имеет то преимущество, что полезная нагрузка уже получает относительно высокую горизонтальную скорость от вращения Земли . В частности, здесь имеет преимущество «Ариан» с ее стартовой площадкой в Космическом центре Гвианы , а также компания « Морской старт» с ее озерной платформой недалеко от экватора.

срок жизни

Время нахождения спутника в зависимости от высоты орбиты

Низколетящие спутники лишь недолго остаются на орбите вокруг Земли. Трение с атмосферой замедляет их и заставляет упасть на землю. На высоте 200 км они остаются на орбите всего несколько дней. По этой причине низколетящие спутники-шпионы летают по высокоэллиптическим орбитам. Они сгорают только тогда, когда апогей также уменьшается примерно до 200 км.

Международная космическая станция вращается вокруг Земли на расстоянии около 400 км. И теряет от 50 до 150 м высоты в день. Без перезагрузки он сгорел бы через несколько лет. С высоты 800 км спутники остаются в космосе более 10 лет, высоколетающие спутники практически навсегда. При выводе из эксплуатации они вносят значительный вклад в космический мусор. На диаграмме показаны времена выдержки. Чем выше солнечная активность, тем дальше расширяется атмосфера и тем больше ее влияние на более высокие орбиты. Изгиб кривой показывает снижение солнечной активности каждые 11 лет.

Геометрия сателлита также влияет на трение. Чем меньше масса и больше поперечное сечение потока и скорость относительно атмосферы ( баллистический коэффициент ), тем больше трение и, следовательно, уменьшение скорости и, как следствие, уменьшение высоты орбиты. Во время полета через тень Земли Международная космическая станция выравнивает свои вращающиеся солнечные панели таким образом, чтобы среднее сопротивление снижалось на 30% (так называемый режим Night Glider ).

Наземный ход спутника ROSAT во время 5-часового наблюдения (февраль 2011 г.)

Предсказать место падения спутника на Земле практически невозможно. В качестве примера на снимке показан низколетящий спутник РОСАТ , потерпевший крушение в октябре 2011 года. За 5 часов наблюдения спутник преодолел расстояние, отмеченное красным наземным следом. Зона удара различных обломков всегда образует вытянутый эллипс в направлении пути. Чтобы ограничить место падения одним континентом, прогноз падения спутника должен быть точным до 15 минут. Даже за несколько дней до того, как он окончательно сгорит, возмущения орбиты и взаимодействие с атмосферой слишком велики, чтобы разумно ограничить время столкновения. Наклон спутниковой орбиты определяет, над какими широтами не будут летать и какие широты находятся за пределами зоны риска. Для полярного спутника с наклоном почти 90 ° это вся поверхность земли, для ROSAT с наклоном 53 ° это область между 53 ° северной широты и 53 ° южной широты.

Видимость невооруженным глазом

Спутники и другие низкоорбитальные объекты обычно сделаны из металла, поэтому они хорошо отражают свет. Если они освещены солнцем, отражается достаточно света, чтобы их можно было увидеть невооруженным глазом. Однако для этого необходимо выполнить несколько условий: на земле должно быть достаточно темно, чтобы световой рефлекс мог выделяться на фоне неба; однако спутник все еще должен быть полностью освещен солнцем. Эти два условия задаются только сразу после захода солнца или непосредственно перед восходом солнца, когда на земле ночь, но солнце находится над горизонтом на высоте спутника, если смотреть с него. Третье условие - в этот момент спутник также должен пересечь поле зрения наблюдателя, которое, как объяснялось выше, не слишком велико. Таким образом, спутник достигает определенной области, удаленной от экватора, только через большие временные интервалы в соответствующие моменты времени, упомянутые, см. Обсуждения на МКС в качестве примера . Четвертое условие - просто облака не должны закрывать обзор.

Для наблюдателя возникает проблема отличить такие отражения от спутников от самолетов. Спутники кажутся значительно более быстрыми и однородными в своем движении; обычно они находятся в поле зрения только в течение нескольких минут. Кроме того, у них нет мигалок, как у обычных самолетов.

Для МКС и многих других спутников есть веб-сайты с датами предстоящих наблюдений.

Особенностью являются так называемые вспышки Iridium , которые возникают, когда спутники спутниковой телефонной системы Iridium на мгновение отражают солнце точно в сторону наблюдателя. Эффект необычайно сильный, потому что эти спутники имеют очень большую плоскую отражающую поверхность. Из-за вывода из эксплуатации старых спутников Иридиум вспышки будут происходить редко и, вероятно, уйдут в прошлое к середине 2040-х годов.

литература

• Оливер Монтенбрук и др.: Спутниковые орбиты - модели, методы и приложения. Springer, Berlin 2001. ISBN 3-540-67280-X
• Байрон Д. Тэпли и др.: Статистическое определение орбиты. Elsevier Acad. Press, London 2004. ISBN 0-12-683630-2
• Гочан Сюй: Орбиты. Springer, Berlin 2008. ISBN 3-540-78521-3
• Ф. О. Вонбун и др.: Точность определения орбиты с использованием слежения со спутника на спутник. в: Транзакции IEEE по аэрокосмическим и электронным системам. AES-14, изд., Ноябрь, Нью-Йорк, 1978, стр. 834-842. bibcode : 1978ITAES..14..834V

веб ссылки

• Бернд Лейтенбергер: Орбиты
• AMSAT: программа для спутникового наблюдения (английский)
• Андреас Грис (Statista) / че: Инфографика о спутниках: Китай превосходит Россию по орбите , в Spiegel Online

Индивидуальные доказательства

1. ^ Бруно Станек: Raumfahrt Lexikon , Halwag Verlag, Берн, стр. 221, 1983, ISBN 3-444-10288-7
2. ↑ Что такого особенного в низкой околоземной орбите? wired.com, по состоянию на 15 февраля 2016 г.
3. ↑ Ханс-Мартин Фишер: Европейские новостные спутники от Intelsat до TV-Sat . Stedinger Verlag, Lemwerder 2006. ISBN 3-927697-44-3
4. ↑ Heavens-Above - всемирные возможности наблюдения за МКС, вспышками Iridium и другими спутниками
5. ↑ Информация о спутниковых наблюдениях - время и местонахождение МКС и шаттлов в ночном небе над Германией
6. ↑ Эра Иридиевых вспышек подходит к концу. В: Вселенная сегодня. 19 марта 2019, доступ к 30 июля 2019 .