Сонечна-сінхронная арбіта

Сонечна-сінхронная арбіта (ССА), ці геліясінхронная арбіта^[1] — гэта амаль палярная арбіта вакол планеты, на якой спадарожнік праходзіць над любой кропкай паверхні планеты ў адзін і той жа сярэдні сонечны час.^[2]^[3] Кажучы іначай, гэта арбіта, уладкаваная так, што кожны год яна здзяйсняе адзін поўны абарот, таму яна заўсёды падтрымлівае аднолькавае адношанне да Сонца.

Прымяненне[правіць | правіць зыходнік]

Сонечна-сінхронная арбіта карысная для спадарожнікаў здымкі, разведкі і метэаралогіі^[4], таму што падчас кожнага пралёту спадарожніка, кут асвятлення паверхні планеты пад ім амаль аднолькавы. Нязменнае асвятленне з’яўляецца карыснай характарыстыкай для спадарожнікаў, якія здымаюць зямную паверхню ў бачным або інфрачырвоным дыяпазоне даўжынь хваль, такіх як спадарожнікі надвор’я і спадарожнікі-шпіёны, а таксама для іншых спадарожнікаў дыстанцыйнага зандзіравання, такіх як тыя, якія нясуць прыборы дыстанцыйнага зандзіравання акіяна і атмасферы, якім патрабуецца сонечнае святло.

Асаблівымі выпадкамі сонечна-сінхроннай арбіты з’яўляюцца арбіты поўдзень/паўноч, дзе мясцовы сярэдні сонечны час праходжання для экватарыяльных шырот складае каля поўдня або поўначы, і арбіты світанак/змрок, дзе лакальны сярэдні сонечны час праходжання для экватарыяльных шырот блізкі ўзыходу або заходу сонца, так што спадарожнік пралятае па тэрмінатары паміж днём і ноччу. Пралёт па тэрмінатары карысны для актыўных радыёлакацыйных спадарожнікаў, бо сонечныя панэлі спадарожнікаў заўсёды могуць быць наведзены на Сонца, не трапляючы ў цень ад Зямлі. Таксама такая арбіта можа быць карысна для некаторых спадарожнікаў з пасіўнымі прыборамі, якім неабходна абмежаваць уплыў Сонца на вымярэнні, і ў названым варыянце арбіты мажліва каб прыборы былі заўсёды накіраваны на начны бок Зямлі. Арбіта світання/змроку выкарыстоўвалася для навуковых спадарожнікаў для назірання за Сонцам, такіх як TRACE, Хінодэ і PROBA-2, бо забяспечвае амаль бесперапынныя назіранні Сонца.

Арбітальная прэцэсія[правіць | правіць зыходнік]

Сонечна-сінхронная арбіта дасягаецца тым, што аскулюючая арбітальная плоскасць кожны дзень паварочваецца прыблізна на адзін градус на ўсход адносна нябеснай сферы, кампенсуючы рух Зямлі вакол Сонца.^[5] Працэсія адбываецца за кошт узаемадзеяння спадарожніка з нешарападобнай Зямлёй. Хуткасць прэцэсіі залежыць ад радыусу і нахілу арбіты. Патрабаваная хуткасць прэцэсіі можа быць дасягнута толькі для пэўнага дыяпазону вышыні арбіт (звычайна выбіраюцца значэнні 600–800 км з перыядамі 96-100 хвілін), патрабаваны нахіл для названага дыяпазону вышынь складае каля 98°.^[5] Для арбіт з вялікімі вышынямі патрабуюцца досыць вялікія значэння нахілу, з-за чаго ў зону назіранняў спадарожніка перастаюць трапляць палярныя раёны.

Сонечна-сінхронныя арбіты магчымыя вакол іншых сплюшчаных планет, такіх як Марс. Ў іншым выпадку, спадарожніку вакол Венеры, якая мае амаль сферычную форму, спатрэбіцца дадатковае ўздзеянне каб падтрымліваць сінхронную з Сонцам арбіту.

Тэхнічныя дэталі[правіць | правіць зыходнік]

Вуглавая прэцэсія за адну арбіту спадарожніка Зямлі, вызначаецца як:

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

дзе

J₂ = 1,08263e-3 — каэфіцыент для другога занальнага члена, звязанага са сплюшчанасцю Зямлі,

R_E ≈ 6378 км — сярэдні радыус Зямлі,

p — факальны параметр арбіты,

i — нахіленне арбіты да экватара.

Арбіта будзе сінхроннай з Сонцам, калі хуткасць прэцэсіі ρ = dΩdt роўная сярэдняму руху Зямлі вакол Сонца, які складае 360° за зорны год (1.99096871e-7рад/с) такім чынам ΔΩT = ρ, дзе T — арбітальны перыяд.

Арбітальны перыяд касмічнага апарата:

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

дзе a — вялікая паўвось арбіты, а μ - гравітацыйны параметр планеты (398600,440 км³/с² для Зямлі); так як p ≈ a для кругавой або амаль кругавой арбіты, вынікае, што

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

ці калі ρ складае 360° у год,

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

Напрыклад, з a = 7200 км, то бок для вышыні касмічнага карабля над зямной паверхняй a − R_E ≈ 800 км, гэтая формула дае сонечна-сінхронны нахіл 98,7°.

Варта звярнуць увагу, што ў адпаведнасці з гэтым набліжэннем cos i роўны −1 калі вялікая паўвось роўная 12352 км, што азначае, што толькі ніжэйшыя арбіты могуць быць сонечна-сінхроннымі. Перыяд можа быць у дыяпазоне ад 88 хвілін для вельмі нізкай арбіты (a = 6554 км, i = 96°) да 3,8 гадзін (a = 12352 км, але гэтая арбіта была б экватарыяльнай, з i = 180°). Перыяд большы за 3,8 гадзін можа быць магчымы пры выкарыстанні эксцэнтрычнай арбіты з p < 12352 км, але a > 12352 км.

Калі неабходна, каб спадарожнік пралятаў над некаторым месцам на Зямлі кожны дзень у адну і тую ж гадзіну, спадарожнік павінен пралятаць некалькі арбіт за дзень. Калі браць кругавую арбіту, то будзе атрымлівацца ад 7 да 16 арбіт за дзень, паколькі выкананне менш за 7 арбіт патрабуе вышыні вышэйшай за максімальную для сонечна-сінхроннай арбіты, а выкананне больш за 16 патрабуе арбіты ніжэй за мяжу космаса над Зямлёй. Мажлівыя арбіты паказаны ў наступнай табліцы. (Табліца была разлічана з улікам прыведзеных перыядаў. Арбітальны перыяд, які трэба выкарыстоўваць, на самай справе крыху большы. Напрыклад, рэтраградная экватарыяльная арбіта, якая праходзіць над тым жа месцам кожныя 24 гадзін мае сапраўдны перыяд прыблізна ў 365364 ≈ 1,0027 разоў большы, чым час паміж пралётамі. Для неэкватарыяльных арбіт каэфіцыент бліжэй да 1.):

Арбіт за суткі	Перыяд(г)		Вышыня (км)	Макс. шырата	Нахіл
16	1 12	= 1:30	274	83.4°	96.6°
15	1 35	= 1:36	567	82.3°	97.7°
14	1 57	≈ 1:43	894	81.0°	99.0°
13	1 1113	≈ 1:51	1262	79.3°	100.7°
12	2		1681	77.0°	103.0°
11	2 211	≈ 2:11	2162	74.0°	106.0°
10	2 25	= 2:24	2722	69.9°	110.1°
9	2 23	= 2:40	3385	64.0°	116.0°
8	3		4182	54.7°	125.3°
7	3 37	≈ 3:26	5165	37.9°	142.1°

Калі кажуць, што сонечна-сінхронная арбіта праходзіць над кропкай на Зямлі кожны раз у адзін і той жа мясцовы час, гэта адносіцца да сярэдняга сонечнага часу, а не да бачнага сонечнага часу. Сонца не будзе ў адной і той жа кропке на небе на працягу года (гл. Ураўненне часу).

Для спадарожнікаў назірання за Зямлёй у асноўным абіраюцца сонечна-сінхронныя арбіты з вышынёй ад 600 да 1000 км над паверхняй Зямлі. Нават калі арбіта застаецца сінхроннай з Сонцам, іншыя арбітальныя параметры, такія як аргумент перыцэнтра і эксцэнтрысітэт арбіты, змяняюцца з-за пертурбацый вышэйшага парадку ў гравітацыйным полі Зямлі, ціску сонечнага святла і іншых прычын. Для спадарожнікаў назірання за Зямлёй прывабнейшыя арбіты з пастаяннай вышынёй пры праходжанні над адным і тым жа месцам. Пільны выбар эксцэнтрысітэту і размяшчэння перыгея дазваляе спецыфічныя камбінацыі, дзе хуткасць змен праз пертурбацыі мінімізаваная, і, такім чынам, арбіта атрымліваецца адносна стабільная – замарожаная арбіта (англ.) (бел., дзе рух палажэння перыцэнтра стабільны.^[6] ERS-1, ERS-2 і Envisat Еўрапейскага касмічнага агенцтва, а таксама спадарожнікі MetOp EUMETSAT і RADARSAT-2 Канадскага касмічнага агенцтва працуюць на такіх сонечна-сінхронных замарожаных арбітах.^[7]

Зноскі[правіць | правіць зыходнік]

↑ Tscherbakova, N. N.; Beletskii, V. V.; Sazonov, V. V. (1999). "Stabilization of heliosynchronous orbits of an Earth's artificial satellite by solar pressure". Cosmic Research. 37 (4): 393–403. Bibcode:1999KosIs..37..417S. Архівавана з арыгінала 3 March 2016. Праверана 19 May 2015.
↑ SATELLITES AND ORBITS (нявызн.).
↑ Types of Orbits (нявызн.). marine.rutgers.edu. Архівавана з першакрыніцы 22 August 2019. Праверана 24 чэрвеня 2017.
↑ Our Changing Planet: The View from Space (1st ed.). Cambridge University Press. 2007. p. 339. ISBN 978-0521828703.
↑ ^а ^б Rosengren, M. (November 1992). "ERS-1 - An Earth Observer that exactly follows its Chosen Path". ESA Bulletin. European Space Agency. 72 (72): 76. Bibcode:1992ESABu..72...76R.Rosengren, M. (November 1992). "ERS-1 - An Earth Observer that exactly follows its Chosen Path". ESA Bulletin. European Space Agency. 72 (72): 76. Bibcode:1992ESABu..72...76R.
↑ Low, Samuel Y. W. (January 2022). "Designing a Reference Trajectory for Frozen Repeat Near-Equatorial Low Earth Orbits". AIAA Journal of Spacecraft and Rockets. 59 (1): 84–93. Bibcode:2022JSpRo..59...84L. doi:10.2514/1.A34934.
↑ Improved technique for Passive Eccentricity Control (AAS 89-155). Vol. 69.

Знешнія спасылкі[правіць | правіць зыходнік]

Спіс спадарожнікаў на сонечна-сінхроннай арбіце

[shcherbakova-1] Tscherbakova, N. N.; Beletskii, V. V.; Sazonov, V. V. (1999). "Stabilization of heliosynchronous orbits of an Earth's artificial satellite by solar pressure". Cosmic Research. 37 (4): 393–403. Bibcode:1999KosIs..37..417S. Архівавана з арыгінала 3 March 2016. Праверана 19 May 2015.

[2] SATELLITES AND ORBITS (нявызн.).

[3] Types of Orbits (нявызн.). marine.rutgers.edu. Архівавана з першакрыніцы 22 August 2019. Праверана 24 чэрвеня 2017.

[:0-4] Our Changing Planet: The View from Space (1st ed.). Cambridge University Press. 2007. p. 339. ISBN 978-0521828703.

[me-5] а ^б Rosengren, M. (November 1992). "ERS-1 - An Earth Observer that exactly follows its Chosen Path". ESA Bulletin. European Space Agency. 72 (72): 76. Bibcode:1992ESABu..72...76R.Rosengren, M. (November 1992). "ERS-1 - An Earth Observer that exactly follows its Chosen Path". ESA Bulletin. European Space Agency. 72 (72): 76. Bibcode:1992ESABu..72...76R.

[6] Low, Samuel Y. W. (January 2022). "Designing a Reference Trajectory for Frozen Repeat Near-Equatorial Low Earth Orbits". AIAA Journal of Spacecraft and Rockets. 59 (1): 84–93. Bibcode:2022JSpRo..59...84L. doi:10.2514/1.A34934.

[7] Improved technique for Passive Eccentricity Control (AAS 89-155). Vol. 69.

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]