Солнечно-синхронная орбита - Sun-synchronous orbit

Диаграмма, показывающая ориентацию солнечно-синхронной орбиты (зеленая) в четырех точках года. Не синхронная с Солнцем орбита (пурпурный) также показана для справки. Даты показаны белым цветом: день / месяц.

А Солнечно-синхронная орбита (SSO), также называемый гелиосинхронная орбита,^[1] это почти полярная орбита вокруг планеты, в которой спутник проходит над любой заданной точкой поверхности планеты в той же локальной среднее солнечное время.^[2]^[3] С технической точки зрения, это орбита, устроенная так, что прецессы совершает один полный оборот каждый год, поэтому всегда поддерживает те же отношения с Солнцем.

Приложения

Солнечно-синхронная орбита полезна для визуализация, шпион, и метеорологические спутники,^[4] потому что каждый раз, когда спутник находится над головой, поверхность угол освещения на планете внизу будет почти то же самое. Такое постоянное освещение - полезная характеристика для спутники это изображение поверхности Земли в видимом или инфракрасный длины волн, такие как метеорологические и шпионские спутники; и для других спутников дистанционного зондирования, например спутников с приборами дистанционного зондирования океана и атмосферы, которым требуется солнечный свет. Например, спутник на солнечно-синхронной орбите может подниматься над экватором двенадцать раз в день каждый раз примерно в 15:00 по среднему местному времени.

Диаграмма, показывающая солнечно-синхронную орбиту на виде сверху плоскость эклиптики с Местное солнечное время (LST) зоны для справки и нисходящий узел 10:30 утра. Зоны LST показывают, как местное время под спутником меняется на разных широтах и в разных точках его орбиты.

Частными случаями солнечно-синхронной орбиты являются полдень / полночь по орбите, где местное среднее солнечное время прохождения для экваториальных широт составляет около полудня или полуночи, а орбита рассвета / заката, где местное среднее солнечное время прохождения для экваториальных широт приходится на восход или закат, так что спутник движется на терминаторе между днем и ночью. Езда на терминаторе полезна для активных радарных спутников, поскольку солнечные панели спутников всегда могут видеть Солнце, не будучи затененными Землей. Это также полезно для некоторых спутников с пассивными инструментами, которым необходимо ограничить влияние Солнца на измерения, поскольку можно всегда направлять инструменты на ночную сторону Земли. Орбита рассвета и заката использовалась для наблюдения за Солнцем. научные спутники Такие как Йохко, СЛЕД, Hinode и PROBA2, давая им почти непрерывный обзор Солнца.

Орбитальная прецессия

Солнечно-синхронная орбита достигается за счет наличия ласкать орбитальный самолет прецессия (поворачивайте) примерно на один градус к востоку каждый день по отношению к небесная сфера идти в ногу с движением Земли вокруг солнце.^[5] Эта прецессия достигается за счет настройки наклона на высоту орбиты (см. Технические детали ) такие, что экваториальная выпуклость, который нарушает наклонные орбиты, заставляет плоскость орбиты космического корабля прецессировать с желаемой скоростью. Плоскость орбиты не фиксируется в пространстве относительно далеких звезд, а медленно вращается вокруг оси Земли.

Типичные солнечно-синхронные орбиты вокруг Земли имеют высоту около 600-800 км с периодами в 96-100 км.минута диапазон и наклон около 98 °. Это немного ретроградный по сравнению с направлением вращения Земли: 0 ° представляет экваториальную орбиту, а 90 ° представляет полярную орбиту.^[5]

Солнечно-синхронные орбиты могут происходить вокруг других сплюснутый планеты, такие как Марс. Спутник вокруг почти сферической Венера, например, потребуется внешний толчок для поддержания солнечно-синхронной орбиты.

Технические детали

Угловая прецессия на орбиту для спутника на околоземной орбите определяется выражением

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

куда

J 2

- коэффициент при втором зональном члене (1.08263×10⁻³) связанный с сжатие Земли (см. геопотенциальная модель ),

р E

средний радиус Земли, примерно 6378 км

п

это полу-латусная прямая кишка орбиты,

я

- наклон орбиты к экватору.

Орбита будет солнечно-синхронной, когда скорость прецессии $ρ$ равно среднему движению Земли вокруг Солнца, которое составляет 360 ° на звездный год (1.99096871×10⁻⁷ рад / с), поэтому мы должны установить $Δ Ω / Т = ρ$ , куда $Т$ орбитальный период.

Поскольку период обращения космического корабля равен

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

куда $а$ это большая полуось орбиты и $μ$ это стандартный гравитационный параметр планеты (398600.440 км³/ с² для Земли); в качестве $п \approx а$ для круговой или почти круговой орбиты следует, что

{ displaystyle rho приблизительно - { гидроразрыва {3J_ {2} R_ {E} ^ {2} { sqrt { mu}} cos i} {2a ^ { frac {7} {2}}} } = - left (360 ^ { circ} { text {per year}} right) times left ({ frac {a} {12 , 352 { text {km}}}} right ) ^ {- { frac {7} {2}}} cos i = - left (360 ^ { circ} { text {per year}} right) times left ({ frac {T } {3.795 { text {h}}}} right) ^ {- { frac {7} {3}}} cos i,}

или когда $ρ$ 360 ° в год,

{ displaystyle cos я приблизительно - { frac {2 rho} {3J_ {2} R_ {E} ^ {2} { sqrt { mu}}}} a ^ { frac {7} {2 }} = - left ({ frac {a} {12 , 352 { text {km}}}} right) ^ { frac {7} {2}} = - left ({ frac { T} {3.795 { text {h}}}} right) ^ { frac {7} {3}}}

Например, для $а$ = 7200 км. (космический корабль на высоте около 800 км над поверхностью Земли) по этой формуле получается солнечно-синхронное наклонение 98,696 °.

Обратите внимание, что согласно этому приближению $потому что я$ равно −1, когда большая полуось равна 12352 км, что означает, что только меньшие орбиты могут быть солнечно-синхронными. Период может быть в диапазоне от 88 минут для очень низкой орбиты ( $а$ = 6554 км, $я$ = 96 °) до 3,8 часов ( $а$ = 12352 км, но эта орбита была бы экваториальной с $я$ = 180 °). Период более 3,8 часов может быть возможен при использовании эксцентрической орбиты с $п$ < 12352 км но $а$ > 12352 км.

Если кто-то хочет, чтобы спутник пролетал над определенным местом на Земле каждый день в один и тот же час, он может совершать от 7 до 16 витков в день, как показано в следующей таблице. (Таблица была рассчитана исходя из данных периодов. Орбитальный период, который следует использовать, на самом деле немного больше. Например, ретроградная экваториальная орбита, которая проходит над тем же местом через 24 часа, имеет истинный период около 365/364 ≈ 1,0027 раз больше, чем время между эстакадами. Для неэкваториальных орбит коэффициент ближе к 1.)

Орбиты на день	Период (час )		Высота выше поверхность Земли (км)	Максимальный широта	Incli- нация
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°

Когда говорят, что солнечно-синхронная орбита проходит над точкой на Земле в том же местное время каждый раз это относится к среднее солнечное время, а не кажущееся солнечное время. В течение года Солнце не будет находиться в одном и том же положении на небе (см. Уравнение времени и Аналемма ).

Солнечно-синхронные орбиты в основном выбираются для Спутники наблюдения Земли, обычно на высоте от 600 до 1000 км над земной поверхностью. Однако даже если орбита остается солнечно-синхронной, другие параметры орбиты, такие как аргумент перицентра и орбитальный эксцентриситет будет развиваться 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 позволяет выявить определенные комбинации, в которых возмущения в значительной степени нейтрализуются, и, следовательно, орбита относительно стабильна - замороженная орбита. В ERS-1, ERS-2 и Envisat из Европейское космическое агентство, так же хорошо как MetOp космический корабль ЕВМЕТСАТ и РАДАРСАТ-2 из Канадское космическое агентство, все работают на таких солнечно-синхронных замороженных орбитах.^[6]

Смотрите также

дальнейшее чтение

Сандвелл, Дэвид Т., Гравитационное поле Земли - Часть 1 (2002) (стр.8)
Словарь терминов Солнечная синхронная орбита, от US Centennial of Flight Commission
НАСА вопросы и ответы
Боэйн, Рональд Дж. (Февраль 2004 г.). "A-B-C конструкции солнечной синхронной орбиты" (PDF). Конференция по механике космического полета. Архивировано из оригинал (PDF) на 2007-10-25.

внешняя ссылка

Список спутников на солнечно-синхронной орбите

[shcherbakova-1] Щербакова, Н. Н .; Белецкий, В. В .; Сазонов, В. В. (1999). «Стабилизация гелиосинхронных орбит искусственного спутника Земли давлением Солнца». Космические исследования. 37 (4): 393–403. Bibcode:1999КосИс..37..417С.

[2] «СПУТНИКИ И ОРБИТЫ» (PDF).

[3] «Типы орбит». marine.rutgers.edu. Получено 2017-06-24.

[4] Наша изменяющаяся планета: взгляд из космоса (1-е изд.). Издательство Кембриджского университета. 2007. С.339. ISBN 978-0521828703.

[me-5] а ^б Розенгрен, М. (ноябрь 1992 г.). «ERS-1 - Земной наблюдатель, который точно следует по избранному пути». Бюллетень ЕКА (72). Bibcode:1992ESABu..72 ... 76R.

[6] Розенгрен, Матс (1989). «Улучшенная методика пассивного контроля эксцентриситета (AAS 89-155)». Успехи в астронавтических науках. 69. ААС / НАСА. Bibcode:1989ommd.proc ... 49R.

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]