¿Qué es Órbita de satélite terrestre artificial?

La trayectoria del centro de masa del satélite terrestre artificial desde que cesa el empuje del cohete de la última etapa hasta antes de que el satélite artificial caiga (o regrese al suelo). Depende de la posición del punto orbital y de la velocidad orbital.

La órbita es una curva compleja con una pequeña diferencia con la elipse de Kepler (ver el problema de los dos cuerpos). La órbita elíptica de Kepler se usa a menudo para describir el movimiento aproximado de un satélite.

Sobre esta base, el método de perturbación orbital se puede utilizar para obtener la solución precisa de la órbita y obtener el pronóstico preciso de la posición y velocidad del satélite para satisfacer las necesidades de la ingeniería de satélites.

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Cuando la órbita elíptica de Kepler, elsatélite se mueve en la órbita elíptica de Kepler, satisface la ley de movimiento del problema de dos cuerpos. Siempre que se conozcan las seis constantes (elementos orbitales), se puede determinar el movimiento del satélite.

El tiempo que tarda un satélite en moverse un círculo en una órbita elíptica se denomina período orbital, y la duración del período está relacionada con el semieje mayor. Las órbitas con el mismo semieje mayor tienen el mismo período.

Cuando se mueve en una órbita elíptica, la distancia geocéntrica y la velocidad del satélite están cambiando. El punto P más cercano al centro de la Tierra es el perigeo, y el punto A más lejano es el apogeo. El perigeo y el apogeo se denominan colectivamente arcos.

La suma de la distancia geocéntrica entre el perigeo y el apogeo es el doble del eje semi-mayor. La velocidad del satélite solo está relacionada con la distancia al centro de la Tierra, lo que satisface la fórmula de vitalidad (ver velocidad orbital de la nave espacial). La velocidad es más alta en el perigeo y la más baja en el apogeo.

La tierra también gira cuando el satélite está en órbita. Cuando el satélite regresa al mismo punto de la órbita, no necesariamente regresa a la misma área de la tierra (ver la trayectoria del punto sub-satélite).

Debido a la forma irregular de la Tierra y la distribución de masa desigual del campo gravitacional de la Tierra , la atracción de los satélites no se puede describir con expresiones simples y, a menudo, se describe mediante una expansión en serie infinita.

Esta serie converge muy lentamente, lo que indica que la gravedad terrestre es muy complicada.

Esta fuerza solo está relacionada con la posición del satélite y es una fuerza conservadora. La aceleración gravitacional recibida por el satélite es la derivada direccional de la función potencial. La expresión de la función bit es:

En la fórmula, r , y son la distancia al centro de la Tierra, la longitud del centro de la Tierra y la latitud del centro de la Tierra en las coordenadas esféricas que describen la posición del satélite; R e es el radio promedio del ecuador terrestre; es la constante gravitacional de la tierra; P n ( sin ) es El polinomio de Legendre de orden n de la variable independiente sin , P n m ( sin ) es la m - ésima orden n- polinomio de Legendre de orden; J n , J nm , nm son constantes relacionadas con la forma y densidad de la Tierra.

J 2 es × 1.08263 10 - . 3 , los otros coeficientes son 10 - . 6 órdenes de magnitud. Los términos de la función de bits se pueden dividir en tres categorías:

Es el término gravitacional de la tierra esférica. Si solo hay este elemento, la órbita del satélite es la órbita elíptica de Kepler.

El término polinomial de Legendre se denomina término armónico. El término armónico solo está relacionado con la latitud del satélite y refleja la simetría rotacional de la tierra. El término J 2 indica que la Tierra es un esferoide y su radio ecuatorial es 21,4 kilómetros más largo que el radio polar.

El término J 2 es el término principal y a menudo se le llama la perturbación del achatamiento de la tierra. El término J 3 refleja la asimetría del norte-sur de la Tierra El hemisferio sur es más grande que el hemisferio norte.

El término polinomial de Legendre asociado se denomina término armónico. El término de campo está relacionado con la longitud y latitud del satélite. Para el movimiento de satélites generales, el valor de longitud cambia periódicamente y los efectos se anulan entre sí.

Para los satélites geoestacionarios, especialmente los satélites geoestacionarios, la longitud cambia muy poco y la influencia del término armónico de campo es más obvia. El ítem J 22 refleja que el ecuador de la Tierra también es una elipse, y el eje mayor de esta elipse es sólo 138 metros más largo que el eje menor.

El eje largo tiene unos 162 ° de longitud este y 18 ° de longitud oeste, y el eje corto tiene unos 72 ° de longitud este y 108 ° de longitud oeste. No se puede ignorar la perturbación de este elemento en la órbita del satélite geoestacionario.

La principal perturbación de la órbita esque la órbita real del satélite terrestre artificial no es la órbita de Kepler. Debido a la influencia de la fuerza de perturbación, la órbita del satélite es más complicada. Según la teoría de la perturbación, el elemento orbital ya no es constante.

De acuerdo con las características de cambio de los elementos orbitales, la perturbación orbital se puede dividir en perturbación a largo plazo, perturbación de período largo y perturbación de período corto (ver perturbación orbital de la nave espacial).

La perturbación a largo plazo es directamente proporcional al tiempo, lo que llama la atención especial. Las principales perturbaciones a largo plazo de la órbita del satélite terrestre artificial son:

El achatamiento de la tierra hace que la superficie orbital gire uniformemente alrededor del eje de rotación de la tierra, lo que se denomina precesión de la superficie orbital.

Cuando el ángulo de inclinación orbital es menor de 90 °, la precesión es en el sentido de las agujas del reloj cuando se ve desde el polo norte; cuando es mayor de 90 °, la dirección de la precesión es en sentido antihorario; cuando es igual a 90 °, no gira. La velocidad angular de precesión está relacionada con el eje largo de la órbita, la excentricidad y la inclinación.

El achatamiento de la tierra hace que el eje mayor de la elipse gire uniformemente en el plano orbital. La tasa de rotación angular se expresa por la tasa de cambio del argumento del perigeo.

Cuando el ángulo de inclinación es menor de 63,4 ° o mayor de 116,6 °, el argumento del perigeo aumenta uniformemente. Cuando está entre 63,4 ° y 116,6 °, disminuye uniformemente. Cuando es igual a 63,4 ° o 116,6 °, no gira. 63,4 ° y 116,6 ° se denominan ángulos de inclinación críticos.

El achatamiento de la tierra provoca cambios a largo plazo en la anomalía plana. La velocidad angular promedio del satélite que se mueve sobre la elipse es 360 ° / T , y T es el período.

Anomalía media después del perigeo del satélite a la velocidad angular media del ángulo de movimiento rotado, con M representado. Este es un ángulo teórico, a menudo utilizado para reemplazar el momento del perigeo como uno de los elementos orbitales.

El cambio a largo plazo de la anomalía media está relacionado con el tamaño de la órbita, la excentricidad y la posición del perigeo, cuanto mayor es el tiempo de vuelo del satélite, mayor es el cambio.

El arrastre atmosférico hace que el semieje mayor orbital y la excentricidad se atenúen al mismo tiempo. Esta perturbación a largo plazo está relacionada con la vida orbital del satélite cercano a la Tierra.

La perturbación de período largo y la perturbación de período corto hacen que los elementos orbitales cambien periódicamente. También debe tenerse en cuenta al calcular la órbita con precisión. La perturbación orbital dificulta la medición del período orbital y, como resultado, hay varios períodos útiles diferentes.

Por ejemplo, el período del punto de intersección es el intervalo de tiempo desde el nodo ascendente hasta el paso del nodo ascendente nuevamente; el período de anomalía es el intervalo de tiempo entre el paso de la aeronave a través de dos perigeos adyacentes; el período sideral es el período calculado por utilizando el semieje largo de acuerdo con la tercera ley de Kepler.

Estos tres períodos son diferentes entre sí y se pueden convertir entre sí. La perturbación orbital complica los cálculos orbitales y es necesario evitar algunas perturbaciones.

Por ejemplo, el satélite de comunicaciones "Lightning" de la Unión Soviética fue seleccionado como el ángulo crítico para evitar el movimiento de la posición de apogeo, de modo que el apogeo fuera siempre sobre el territorio soviético, lo que podría mantener las comunicaciones internas de la Unión Soviética durante mucho tiempo.

A veces, las personas también utilizan la fuerza de perturbación para obtener los cambios orbitales necesarios.

Por ejemplo, la rotación a largo plazo de la superficie orbital se usa para diseñar una órbita sincrónica con el sol, y la resistencia atmosférica se usa para devolver el satélite al suelo. Elegir la órbita correcta de acuerdo con la misión del satélite es la principal tarea del diseño de la órbita.

De acuerdo con la ley del cambio de órbita, se pueden diseñar órbitas prácticas como la órbita sincrónica del sol, la órbita de los satélites geoestacionarios, la órbita polar y la órbita de regresión.

Para mantener la precisión de la órbita, el satélite debe estar equipado con un sistema de control de la órbita para superar el error en la órbita y compensar la influencia de la fuerza de perturbación (ver sistema de control de la órbita de la nave espacial).

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