Orbita synchroniczna ze słońcem - Sun-synchronous orbit

Schemat przedstawiający orientację orbity synchronicznej ze Słońcem (zielony) w czterech punktach w roku. Orbita niezsynchronizowana ze Słońcem (magenta) jest również pokazana jako odniesienie. Daty są pokazane na biało: dzień/miesiąc.

Orbita Heliosynchroniczna ( SSO ), zwany także heliosynchronous orbita , jest prawie polarny orbicie wokół planety, w której satelita przechodzi nad danym punkcie na powierzchni planety w tej samej lokalnej średniego czasu słonecznego . Mówiąc bardziej technicznie, jest to orbita ułożona tak, że przechodzi przez jeden pełny obrót każdego roku, więc zawsze utrzymuje tę samą relację ze Słońcem. Orbita synchroniczna ze słońcem jest przydatna do obrazowania , satelity rozpoznawczego i satelitów pogodowych , ponieważ za każdym razem, gdy satelita znajduje się nad głową, kąt oświetlenia powierzchni na planecie pod nią będzie prawie tak samo.

Aplikacje

Orbita synchroniczna ze Słońcem jest przydatna do obrazowania , satelity rozpoznawczego i satelitów pogodowych , ponieważ za każdym razem, gdy satelita znajduje się nad głową, kąt oświetlenia powierzchni planety pod nim będzie prawie taki sam. To stałe oświetlenie jest użyteczną cechą satelitów, które obrazują powierzchnię Ziemi w zakresie widzialnym lub podczerwonym , takich jak satelity pogodowe i szpiegowskie; oraz dla innych satelitów teledetekcyjnych, takich jak satelity wyposażone w instrumenty teledetekcji oceanicznej i atmosferycznej, które wymagają światła słonecznego. Na przykład satelita na orbicie synchronicznej do Słońca może wznosić się nad równikiem dwanaście razy dziennie za każdym razem o około 15:00 średniego czasu lokalnego.

Schemat przedstawiający orbitę synchroniczną do Słońca z widoku z góry płaszczyzny ekliptyki ze strefami lokalnego czasu słonecznego (LST) dla odniesienia i węzłem zstępującym o godzinie 10:30. Strefy LST pokazują, jak czas lokalny pod satelitą zmienia się na różnych szerokościach geograficznych iw różnych punktach jego orbity.

Szczególnymi przypadkami orbity synchronicznej ze Słońcem są orbita południe/północ , gdzie lokalny średni słoneczny czas przejścia dla równikowych szerokości geograficznych wynosi około południa lub północy, oraz orbita świt/zmierzchu , gdzie lokalny średni słoneczny czas przejścia dla równikowych szerokości geograficznych jest około wschodu lub zachodu słońca, więc satelita jedzie na terminatorze między dniem a nocą. Jazda terminatorem jest przydatna w przypadku aktywnych satelitów radarowych, ponieważ panele słoneczne satelitów zawsze widzą Słońce, bez cienia Ziemi. Przydaje się również w przypadku niektórych satelitów z instrumentami pasywnymi, które muszą ograniczać wpływ Słońca na pomiary, ponieważ możliwe jest zawsze skierowanie instrumentów na nocną stronę Ziemi. Orbita świt/zmierzch była wykorzystywana do obserwacji Słońca przez satelity naukowe, takie jak Yohkoh , TRACE , Hinode i PROBA-2 , zapewniając im niemal ciągły widok Słońca.

Precesja orbitalna

Sun-synchroniczny orbita uzyskuje się poprzez posiadanie osculating orbitalny samolot precesji (Obróć) około jeden stopień w kierunku wschodnim każdego dnia w odniesieniu do sfery niebieskiej , aby nadążyć z ruchu Ziemi wokół Słońca . Precesja ta jest osiągana przez dostrojenie nachylenia do wysokości orbity (patrz Szczegóły techniczne ) tak, że wybrzuszenie równikowe Ziemi , które zaburza nachylone orbity, powoduje preces płaszczyzny orbity statku kosmicznego z pożądaną szybkością. Płaszczyzna orbity nie jest ustalona w przestrzeni względem odległych gwiazd, ale powoli obraca się wokół osi Ziemi.

Typowe orbity synchroniczne ze Słońcem wokół Ziemi mają wysokość około 600-800 km, z okresami w zakresie 96-100 minut i nachyleniem około 98°. Jest to nieco wsteczne w porównaniu z kierunkiem obrotu Ziemi: 0° reprezentuje orbitę równikową, a 90° reprezentuje orbitę biegunową.

Orbity synchroniczne ze słońcem są możliwe wokół innych spłaszczonych planet, takich jak Mars . Satelita krążący wokół planety takiej jak Wenus, która jest prawie sferyczna, będzie potrzebował zewnętrznego impulsu, aby utrzymać orbitę synchroniczną ze Słońcem.

Szczegóły techniczne

Precesja kątowa na orbitę dla satelity krążącego wokół Ziemi jest dana przez

{\ Displaystyle \ Delta \ Omega = -3 \ pi {\ Frac {J_ {2} R_ {E} ^ {2}} {p ^ {2}}} \ cos ja}

gdzie

J 2

to współczynnik dla drugiego członu strefowego (1,082 63 × 10 ⁻³ ) związane ze spłaszczeniem Ziemi

R E

to średni promień Ziemi, około 6378 km

p

jest półlatusem odbytnicy orbity

i

jest nachyleniem orbity do równika

Orbita będzie synchroniczna ze Słońcem, gdy tempo precesji $ρ$ jest równe średniemu ruchowi Ziemi wokół Słońca, który wynosi 360° na rok gwiezdny (1.990 968 71 × 10 ^-7 rad /s ), więc musimy ustawić $.mw-parser-output .sfrac{white-space:nowrap}.mw-parser-output .sfrac.tion,.mw-parser-output .sfrac .tion{display:inline-block;vertical-align:-0.5em;font-size:85%;text-align:center}.mw-parser-output .sfrac .num,.mw-parser-output .sfrac .den{display:block;line-height:1em;margin:0 0.1em}.mw-parser-output .sfrac .den{border-top:1px solid}.mw-parser-output .sr-only{border:0;clip:rect(0,0,0,0);height:1px;margin:-1px;overflow:hidden;padding:0;position:absolute;width:1px} Æ Ohm/T= ρ$ , gdzie $T$ jest okresem orbitalnym.

Ponieważ okres orbitalny statku kosmicznego wynosi

2\pi {\sqrt {\frac {a^{3}}{\mu}}}

gdzie $a$ jest wielką półosią orbity, a $μ$ jest standardowym parametrem grawitacyjnym planety (398 600 0,440 km ³ /s ² dla Ziemi); jako $p \approx a$ dla orbity kołowej lub prawie kołowej, wynika z tego, że

{\ Displaystyle {\ zacząć {wyrównany} \ rho i \ około - {\ Frac {3J_ {2} R_ {\ tekst {E}} ^ {2} {\ sqrt {\ mu}} \ cos i {2a ^ {\frac {7}{2}}}}&=-\left(360^{\circ }{\text{ rocznie}}\right)\times \left({\frac {a}{12\, 352{\text{ km}}}}\right)^{-{\frac {7}{2}}}\cos i&=-\left(360^{\circ }{\text{ rocznie}}\ po prawej)\times \left({\frac {T}{3.795{\text{ h}}}}\right)^{-{\frac {7}{3}}}\cos i,\end{wyrównany} }}

lub gdy $ρ$ wynosi 360° na rok,

{\ Displaystyle \ cos ja \ około - {\ Frac {2 \ rho} {3J_ {2} R_ {\ tekst {E}} ^ {2} {\ sqrt {\ mu}}}} a ^ {\ Frac { 7}{2}}=-\lewo({\frac {a}{12\,352{\text{ km}}}}\prawo)^{\frac {7}{2}}=-\lewo( {\frac {T}{3,795{\text{h}}}\prawo)^{\frac {7}{3}}}

Na przykład dla $a$ =7200 km (statek kosmiczny około 800 km nad powierzchnią Ziemi) otrzymujemy za pomocą tego wzoru synchroniczne nachylenie Słońca wynoszące 98,696°.

Zauważ, że zgodnie z tym przybliżeniem $cos i$ wynosi -1, gdy wielka półoś równa się12 352 km , co oznacza, że tylko mniejsze orbity mogą być synchroniczne ze Słońcem. Okres może mieścić się w zakresie od 88 minut dla bardzo niskiej orbity ( $a$ =6554 km , $i$ = 96°) do 3,8 godziny ( $a$ =12 352 km , ale ta orbita byłaby równikowa z $i$ = 180°). Okres dłuższy niż 3,8 godziny może być możliwy przy użyciu orbity mimośrodowej z $p$ <12 352 km na południowy ale >12 352 km .

Jeśli ktoś chce, aby satelita przelatywał nad danym miejscem na Ziemi codziennie o tej samej godzinie, może wykonać od 7 do 16 orbit dziennie, jak pokazano w poniższej tabeli. (Tabela została obliczona przy założeniu podanych okresów. Okres orbitalny, który należy zastosować, jest w rzeczywistości nieco dłuższy. Na przykład wsteczna orbita równikowa, która przechodzi przez to samo miejsce po 24 godzinach, ma prawdziwy okres około365/364≈ 1,0027 razy dłuższy niż czas między wiaduktami. Dla orbit nierównikowych współczynnik jest bliższy 1.)

Orbity dziennie	Okres ( h )		Wysokość (km)	Maksymalna szerokość geograficzna	Inclin- acji
16	1+1/2	= 1:30	000274	83,4°	096,6°
15	1+3/5	= 1:36	000567	82,3°	097,7°
14	1+5/7	1:43	000894	81,0°	099,0°
13	1+11/13	1:51	001262	79,3°	100,7°
12	2		001681	77,0°	103,0°
11	2+2/11	≈ 2:11	002162	74,0°	106,0°
10	2+2/5	= 2:24	002722	69,9°	110,1°
09	2+2/3	= 2:40	003385	64,0°	116,0°
08	3		004182	54,7°	125,3°
07	3+3/7	≈ 3:26	005165	37,9°	142,1°

Kiedy mówi się, że orbita synchroniczna ze Słońcem przechodzi nad punktem na Ziemi za każdym razem w tym samym czasie lokalnym , odnosi się to do średniego czasu słonecznego , a nie do pozornego czasu słonecznego . Słońce nie będzie dokładnie w tej samej pozycji na niebie w ciągu roku (patrz Równanie czasu i Analemma ).

Orbity synchroniczne ze słońcem są najczęściej wybierane dla satelitów obserwacyjnych Ziemi , których wysokość wynosi zwykle od 600 do1000 km nad powierzchnią Ziemi. Nawet jeśli orbita pozostaje synchroniczna ze Słońcem, inne parametry orbity, takie jak argument perycentrum i ekscentryczność orbity, będą ewoluować z powodu zaburzeń wyższego rzędu w polu grawitacyjnym Ziemi, ciśnienia światła słonecznego i innych przyczyn. W szczególności satelity obserwacyjne Ziemi preferują orbity o stałej wysokości podczas przechodzenia nad tym samym miejscem. Staranny dobór ekscentryczności i lokalizacji perygeum ujawnia specyficzne kombinacje, w których perturbacje w dużej mierze się znoszą, a co za tym idzie orbita jest względnie stabilna – orbita zamrożona . W ERS-1, ERS-2 i Envisat z Europejskiej Agencji Kosmicznej , a także Metop statek kosmiczny z EUMETSAT i RADARSAT-2 z Kanadyjskiej Agencji Kosmicznej , są eksploatowane w taki Sun-synchronicznych zamrożonych orbitach.

Zobacz też

Bibliografia

Dalsza lektura

Sandwell, David T., Pole grawitacyjne Ziemi - część 1 (2002) (s. 8)
Wpis słownikowy Sun-Synchronous Orbit , z amerykańskiej Komisji Stulecia Lotów
NASA — pytania i odpowiedzi
Boain, Ronald J. (luty 2004). „AB-Cs of Sun Synchronous Orbit Design” (PDF) . Konferencja Mechaników Lotów Kosmicznych. Zarchiwizowane z oryginału (PDF) w dniu 25 października 2007 r.

Zewnętrzne linki

Lista satelitów na orbicie synchronicznej do Słońca

Languages

In other projects