Orbita Ziemi

Orbicie Ziemi jest orbity następnie przedmiot, krążące po ziemi . Od początku ery kosmicznej (1957) na orbicie wokół naszej planety umieszczono kilka tysięcy satelitów. Orbity statków kosmicznych mają różne cechy, aby spełnić cele ich misji. Wokół Ziemi krążą również miliony śmieci kosmicznych wszelkich rozmiarów, które powstały w wyniku aktywności kosmicznej. Oprócz obiektów stworzonych przez człowieka, obiekt naturalny, Księżyc krążący wokół Ziemi.

Parametry orbitalne satelity wokół Ziemi

Orbita eliptyczna satelity wokół Ziemi jest opisana za pomocą dwóch płaszczyzn - płaszczyzny orbity ( płaszczyzny orbity ) i płaszczyzny równikowej (płaszczyzny przechodzącej przez równik Ziemi) - oraz sześciu parametrów (elementów ): półoś wielka , mimośród , nachylenie , długość węzła wstępującego , argument perygeum i pozycja obiektu na jego orbicie. Dwa z tych parametrów - mimośród i półoś wielka - definiują trajektorię w płaszczyźnie, trzy inne - nachylenie, długość węzła wstępującego i argument pericentrum - określają orientację płaszczyzny w przestrzeni i ostatni - moment przejścia w perycentrum - określa położenie obiektu.

Satelita porusza się po elipsie (orbita kołowa jest szczególnym przypadkiem elipsy. Półoś wielka $w$ to połowa odległości między perygeum ( dolny punkt elipsy) a apogeum ( górny punkt elipsy). ) Ten parametr określa bezwzględny rozmiar orbity.
Mimośród mi{\ styl wyświetlania e} $mi$ : elipsa jest miejscem położenia punktów, których suma odległości do dwóch stałych punktów, ognisk (ina diagramie), jest stała. Mimośród mierzy przesunięcie ognisk od środka elipsy (na schemacie); jest to stosunek odległości od centrum do wielkiej półosi. Rodzaj trajektorii zależy od mimośrodowości: S{\ styl wyświetlania S} $S$ S'{\ styl wyświetlania S '} $S '$ VS{\ styl wyświetlania C} $VS$
- $e = 0$ : orbita kołowa
- $0 <e <1$ : orbita eliptyczna
- $e = 1$ : trajektoria paraboliczna: satelita nie pozostaje na orbicie i spada z powrotem na Ziemię.
- $e> 1$ : trajektoria hiperboliczna: satelita opuszcza orbitę ziemską i ustawia się na orbicie heliocentrycznej.

Parametry orbity satelity wokół Ziemi
Parametry orbitalne sztucznego satelity: rektascensja węzła wstępującego ☊, nachylenie i, argument perygeum ω.
Widok prostopadły do płaszczyzny orbity: półoś wielka a, argument perygeum ω, prawdziwa anomalia ν.

Płaszczyzna odniesienia lub płaszczyzna odniesienia jest dla orbit ziemskich płaszczyzną przechodzącą przez równik. Płaszczyzna odniesienia i płaszczyzna orbity są zatem dwiema przecinającymi się płaszczyznami. Ich przecięcie to linia prosta zwana linią węzłów. Orbita przecina płaszczyznę odniesienia w dwóch punktach, zwanych węzłami. Węzeł wstępujący to ten, przez który ciało przechodzi na ścieżce wstępującej; drugi to węzeł zstępujący.

Przejście pomiędzy płaszczyzną orbity a płaszczyzną odniesienia jest opisane przez trzy elementy, które odpowiadają kątom Eulera :

Nachylenia zauważył , co odpowiada nutacji kąta : nachylenie (pomiędzy 0 i 180 stopni) jest kątem, że płaszczyzna orbity tworzy z płaszczyzną przechodzącą przez równik. ja{\ styl wyświetlania i} $ja$
- 90 ° satelita leci nad biegunami. Orbity o nachyleniu bliskim 0 ° są orbitami biegunowymi . Orbita słoneczno-
synchroniczna jest podtypem orbity polarnej.
0 °: satelita jest stale nad równikiem. Orbity o nachyleniu bliskim 0 ° są orbitami quasi-równikowymi .

Długość węzła wstępującego , oznaczona ☊, odpowiada kątowi precesji : jest to kąt pomiędzy kierunkiem punktu wiosennego a linią węzłów, w płaszczyźnie ekliptyki. Kierunek punktu wiosennego to linia łącząca Słońce i punkt wiosenny (astronomiczny punkt odniesienia odpowiadający położeniu Słońca w czasie równonocy wiosennej ). Linia węzłów to linia, do której należą węzły wstępujące (punkt na orbicie, w którym obiekt przechodzi na północ od płaszczyzny równika) i opadające (punkt na orbicie, w którym obiekt przechodzi na południe od niego).

Dla orbit równikowych (zerowe nachylenie orbity) parametr ten nie ma znaczenia. Umownie jest wyceniany na 0.

Argument perygeum , znany jest kąt utworzony przez linię węzłów i kierunku perygeum (na linii przechodzącej przez ziemię i perygeum orbity) w płaszczyźnie orbitalnej. Długość perygeum jest sumą długości węzła wstępującego i argumentu perygeum.

\omega

Argument 0 ° perygeum oznacza, że satelita znajduje się najbliżej Ziemi, a jednocześnie przecina płaszczyznę równikową z południa na północ.
Argument o 90 ° perygeum wskazuje, że perygeum osiąga się, gdy ciało znajduje się w maksymalnej odległości nad płaszczyzną równikową.

Szósty parametr to pozycja ciała krążącego na orbicie w określonym czasie. Trzeba umieć to zdefiniować w przyszłości. Można to wyrazić na kilka sposobów:

Natychmiastowe τ przejścia do perygeum .
Średnia anomalii M obiektu dla konwencjonalnego chwili (The epoka oczodołu). Przeciętna anomalia nie jest kątem fizycznym, ale określa ułamek powierzchni orbity przemiatanej przez linię łączącą ognisko z obiektem od czasu jego ostatniego przejścia w perygeum, wyrażoną w formie kątowej. Na przykład, jeśli linia łącząca ognisko z obiektem przeszła jedną czwartą powierzchni orbity, średnia anomalia wynosi ° °. Średnia długość geograficzna obiektu jest sumą długości perygeum i średniej anomalii. $0,25 \ razy 360$ $= 90$
Prawdziwa anomalia .
Argument szerokości geograficznej.

Reprezentacja parametrów orbitalnych

Te parametry orbitalne obiektów na orbicie Ziemi są reprezentowane w standardzie jako parametrach orbitalnej w dwóch liniach (w języku angielskim dwuwierszowy Elements lub TLE). NORAD i NASA utrzymuje katalog tych parametrów nie tylko dla sztucznych satelitów , lecz również zanieczyszczeń przestrzeni większej niż 10 centymetrów LEO i 1 metr na orbicie geostacjonarnej (w tym rozmiar zanieczyszczeń nie może być śledzone indywidualnie fotoradarów). Dane zawarte w tym katalogu umożliwiają obliczenie pozycji obiektów na orbicie w dowolnym momencie. Ze względu na wiele zaburzeń, do których są one przedmiotem (wpływy przyciągania na Księżycu i Słońcu , hamowanie atmosferyczne , wiatr słoneczny , fotonicznych ciśnienia itp ale także manewry orbitalne , parametry te muszą jednak być regularnie aktualizowana, a nie są tylko ważne na czas określony.

Parametry zarządzane w katalogu są następujące:

Czas pomiaru (ostatnie dwie cyfry roku) 21
Epoka czasu pomiaru (dzień w roku i ułamkowa część dnia) 264.51782528
Pierwsza pochodna ruchu średniego podzielona przez 2 6 -, 00002182
Druga pochodna średniego ruchu podzielona przez 6 (po przecinku) 00000-0
Współczynnik oporu BSTAR na przykład 7
Nachylenie orbitalne np. 51.6416 °
Długość węzła wstępującego np. 247,4627 °
Mimośród np. 0.0006703
Argument perycentrum na przykład 130.5360 °
Średnia anomalia na przykład 325.0288 °
Liczba obrotów dziennie na przykład 15.72125391
Liczba obrotów wykonanych w danym czasie, np. 56 353

Katalog obiektów na orbicie

W katalogu w połowie 2019 r. wymieniono około 44 000 obiektów, w tym 8558 satelitów wystrzelonych od 1957 r. 17480 jest regularnie monitorowanych W styczniu 2019 r. Europejska Agencja Kosmiczna oszacowała, że amerykańska organizacja była w stanie wyśledzić 34 000 kosmicznych śmieci. Miliony mniejszych szczątków nie są wymienione.

W tym katalogu każdy obiekt na orbicie ma dwa identyfikatory przypisane do wystrzelenia satelity lub pojawienia się nowych szczątków: identyfikator COSPAR i identyfikator NORAD . Identyfikator COSPAR to międzynarodowy identyfikator nadawany każdemu obiektowi umieszczonemu na orbicie o niezależnej trajektorii. Jego struktura jest następująca: rok wystrzelenia, numer zamówienia wystrzelenia, litera umożliwiająca rozróżnienie poszczególnych wystrzelonych satelitów. 2021-05C oznacza zatem satelitę umieszczonego na orbicie w 2021 r. podczas piątego wystrzelenia w tym roku, w skład którego wchodzą co najmniej trzy satelity (ponieważ przypisano mu literę C). Identyfikator NORAD to numer seryjny nadawany przez amerykańską organizację w momencie wystrzelenia lub wykrycia śmieci kosmicznych.

Okres rewolucji

Okresu obrotu (okres orbitalny) satelity wokół Ziemi jest czas potrzebny do ukończenia pełnego obrotu wokół Ziemi. Jego wartość słabnie wraz z odległością Ziemi od satelity. Przechodzi od 90 minut na niskiej orbicie na wysokości 200 kilometrów do 23 godzin 56 minut na orbicie geostacjonarnej. Na tej ostatniej orbicie zbiega się z okresem rewolucji Ziemi. Satelita pozostaje zatem na stałe nad tym samym regionem naziemnym. Okres obiegu Księżyca wynosi 27,27 dnia.

Prędkość orbitalna

Prędkość orbitalna wokół Ziemi jest tym niższa, ponieważ orbita satelity powoduje odejście w znacznej odległości od Ziemi. Na orbicie kołowej Ziemi prędkość ta wynosi 7,9 km/s na 200 km i 3,1 km/s na poziomie orbity geostacjonarnej. Księżyc porusza się z prędkością orbitalną oscylującą między 0,97 a 1,08 km/s, ponieważ jest lekko eliptyczny. W rzeczywistości, gdy orbita jest eliptyczna, prędkość zmienia się na całej orbicie: osiąga maksimum w perygeum, a minimum w apogeum . W ten sposób satelita umieszczony na orbicie Molni, którego perygeum znajduje się 500 km od powierzchni Ziemi, a jego apogeum na 39 900 km, zwiększa swoją prędkość z 10 km/sw pobliżu Ziemi do 1,5 km/sw szczycie.

Klasyfikacja orbit ziemskich

Klasyfikacja według wysokości

Orbit Low Earth : Low Earth Orbit lub LEO ( Low Earth Orbit w języku angielskim ) to orbita okołoziemska na wysokości do 2000 kilometrów. Istnieją satelity obserwacyjne Ziemi (meteorologia, badania klimatu, zarządzanie katastrofami, monitorowanie upraw, oceanografia, geodezja itp.), niektóre satelity telekomunikacyjne, a także statki kosmiczne przewożące zespoły, a także stacje kosmiczne , w tym Międzynarodowa Stacja Kosmiczna . Jest to orbita o pierwszorzędnym znaczeniu dla zastosowań kosmicznych. Jest to obszar o największej gęstości zaludnienia i operatorzy satelitarni muszą zmagać się z rozprzestrzenianiem się śmieci kosmicznych i ryzykiem kolizji. Poniżej 90 kilometrów atmosfera jest zbyt gęsta, aby utrzymać statek kosmiczny na orbicie nawet przy użyciu napędu. Poniżej 400 kilometrów szczątkowa atmosfera powoduje ponowne wejście do atmosfery statku kosmicznego po kilku godzinach (dla najniższych wysokości) do kilku lat.

Medium-Earth Orbit : Medium Earth Orbit lub MEO ( Medium Earth Orbit ) to obszar przestrzeni wokół Ziemi między 2000 a 35 786 km wysokości lub powyżej orbity Ziemi, nisko i poniżej orbity geostacjonarnej.

Orbita geosynchroniczna : Orbita geosynchroniczna, w skrócie GEO ( Orbita geosynchroniczna ), to orbita, na której satelita porusza się w tym samym kierunku co planeta (z zachodu na wschód dla Ziemi) i której okres orbitalny jest równy okresowi obrotu gwiazdowego Ziemi (około 23 godz. 56 min 4,1 s). Orbita ta ma półoś wielką o długości około 42 200 km.

Wysoka orbita Ziemi : Wysoka orbita Ziemi lub HEO ( High Earth Orbit ) to orbita Ziemi, której apogeum znajduje się powyżej orbity geosynchronicznej, czyli około 35 786 km.

Klasyfikacja według nachylenia

Skłonni orbita jest orbita nachylona względem równikowej płaszczyźnie .

Orbita polarna : satelita na orbicie polarnej leci nad biegunami planety (lub innego ciała niebieskiego) z każdym obrotem . Krąży wokół gwiazdy o dużym nachyleniu, znajdującej się blisko 90 stopni, co czyni ją interesującą do obserwacji Ziemi. Jej wysokość, na ogół dość niska, wynosi około 700 kilometrów.

Orbita synchroniczna ze słońcem: Orbita synchroniczna ze słońcem oznacza orbitę, której wysokość i nachylenie są tak dobrane, aby kąt między płaszczyzną a kierunkiem Słońca pozostawał w przybliżeniu stały. Satelita umieszczony na takiej orbicie przelatuje nad danym punktem na powierzchni Ziemi w tym samym lokalnym czasie słonecznym.

Klasyfikacja według ekscentryczności

Orbita kołowa : jest to orbita, której mimośród wynosi zero. Perygeum jest równa apogeum .
Orbita eliptyczna
- Orbita Hohmanna to trajektoria, która umożliwia przejście z jednej orbity kołowej na inną orbitę kołową znajdującą się w tej samej płaszczyźnie, przy użyciu tylko dwóch manewrów impulsowych. Ograniczając się do dwóch manewrów, ta trajektoria zużywa najmniej energii, aby ją osiągnąć.
- Orbita geostacjonarna to orbita eliptyczna, która służy do przeniesienia satelity na orbitę geostacjonarną. Apogeum znajduje się na wysokości 35 786 km (wysokość orbity geostacjonarnej), podczas gdy perygeum wynosi na ogół 200 km.
- Molniya orbity jest klasa bardzo eliptycznej nachylona 63,4 ° w stosunku do płaszczyzny równika i na okres 12 godzin. Jej szczyt to blisko 40 000 km, a perygeum blisko 1000 km. Satelita umieszczony na tej orbicie spędza większość czasu nad regionami polarnymi. Uzupełnia zasięg satelitów na orbicie geostacjonarnej, które nie są odbierane w tych regionach. Po raz pierwszy został wdrożony przez Sowietów, których znaczna część terytorium znajduje się na dużych szerokościach geograficznych.
- Orbity tundry jest typem bardzo eliptycznej orbicie geostacjonarnej w ciągu 24 godzin. Jest to związane z orbitą Molni, która ma okres 12 godzin. Był używany przez niektóre satelity telekomunikacyjne do pokrycia obszarów słabo obsługiwanych przez orbitę geostacjonarną, w szczególności biegunów. Ta orbita została również wykorzystana po raz pierwszy przez Sowietów.

Orbita prograde lub wsteczna

Kiedy satelita krąży wokół Ziemi z ruchem obrotowym identycznym jak Ziemia (zgodnie z ruchem wskazówek zegara patrząc od bieguna północnego), mówi się, że jego orbita jest prograde . Zdecydowana większość satelitów znajduje się na orbicie progresywnej, ponieważ umożliwia to wykorzystanie prędkości obrotu Ziemi (0,46 km/s na równiku). Wyjątkiem są izraelskie satelity, których nie można wystrzelić na zachód (= w kierunku obrotu Ziemi), ponieważ wyrzutnia przeleciałaby nad zamieszkaną ziemią. Krążą po orbicie wstecznej.

Wstawienie na orbitę ziemską

Aby pojazd kosmiczny znalazł się na orbicie okołoziemskiej, konieczne jest przekazanie mu minimalnej prędkości. Ta minimalna prędkość orbitowania wynosi około 7,9 km / s dla satelity na orbicie kołowej na wysokości 200 km (jest to prędkość pozioma, obiekt wystrzelony pionowo z tą prędkością lub z większą prędkością spadłby z powrotem na Ziemię).

Jeśli prędkość pozioma jest mniejsza niż 7,9 km/s, przed powrotem na Ziemię maszyna opisuje parabolę o różnej długości w zależności od prędkości. Jeśli prędkość jest większa niż prędkość uwalniania (11,2 km / s lub 40 320 km / h), jej trajektoria opisuje hiperbolę i opuszcza orbitę Ziemi, aby ustawić się na heliocentrycznej orbicie (wokół Słońca ).

Spadek orbity

Żywotność satelity na niskiej orbicie

Wysokość	Dożywotni
200 km	Parę dni
250 km	~ 60 dni
300 km	~ 220 dni
500 km	Kilka lat
1000 km	Kilka wieków (orientacyjnie)
1500 km	10 000 lat (orientacyjnie)

Orbita satelity wokół Ziemi nie jest stabilna. Poddaje się siłom, które stopniowo go modyfikują. W szczególności na niskiej orbicie okołoziemskiej atmosfera szczątkowa, chociaż bardzo cienka, oddziałuje na pojazd kosmiczny, generując siłę aerodynamiczną składającą się z dwóch elementów: siły nośnej prostopadłej do wektora prędkości, której wartość jest pomijalna, aż do momentu, gdy gęste warstwy osiągnięta zostaje atmosfera (na wysokości około 200 km i poniżej) oraz opór, który zmniejsza prędkość, a tym samym powoduje spadek wysokości. Wartość oporu wzrasta wraz ze spadkiem wysokości, ponieważ atmosfera staje się gęstsza. Gdy aktywność słoneczna jest bardziej intensywna, gęstość atmosfery na dużych wysokościach wzrasta, co zwiększa opór. Wreszcie opór zależy również od współczynnika balistycznego statku kosmicznego, to znaczy od stosunku jego przekroju, jaki pojawia się w kierunku przemieszczenia, do jego masy. Z powodu tej siły statek kosmiczny podróżujący na wysokości 200 kilometrów pozostanie na orbicie tylko przez kilka dni, zanim wniknie w grube warstwy atmosfery i zostanie zniszczony (lub wyląduje, jeśli został zaprojektowany tak, aby przetrwać wysokie temperatury). Jeśli podróżuje na wysokości 1500 kilometrów, zdarzenie to nastąpi dopiero po około 10 000 lat (patrz tabela).

Kiedy wysokość satelity powoduje, że penetruje on gęstsze warstwy atmosfery, ciepło wytwarzane przez opór z powodu jego prędkości rzędu 8 km/s osiąga kilka tysięcy stopni. Jeśli statek kosmiczny nie został zaprojektowany do przetrwania ponownego wejścia w atmosferę, płonie, rozpadając się na kilka kawałków, z których część może dosięgnąć ziemi. Z powodu oporu atmosferyczne, najniższa wysokość nad Ziemią , w której obiekt w orbicie kołowej można zrobić co najmniej jeden pełny obrót bez napędu wynosi około 150 km , natomiast najniższy perygeum o eliptycznej orbity wynosi około 90 km .

Ślad naziemny

Tor naziemny o sztucznym satelicie jest wyimaginowana linia składa się z wszystkich punktów położonych na pionową, która przechodzi przez środek Ziemi i satelity. Ślad umożliwia wyznaczenie miejsc widoczności satelity z ziemi i odwrotnie, wyznaczenie fragmentów powierzchni pokrytych przez satelitę. Jego charakterystyka jest określona przez parametry orbity. Cele misji realizowane przez satelitę, położenie stacji naziemnych komunikujących się z satelitą pomagają ustalić kształt toru naziemnego, a tym samym w zamian zachować parametry orbity.

Podsumowanie: wysokość, energia, okres i prędkość orbitalna

Historia uruchamiania

Typ orbity	Wysokość nad powierzchnią	Odległość od środka ziemi	Prędkość orbitalna	Okres orbitalny	Energia orbitalna
Powierzchnia Ziemi (dla porównania, to nie jest orbita)	0 km	6 378 km	465 m/s (1674 km/h)	23:56 min 4,09 s.	-62,6 Mj / kg
Orbita na poziomie powierzchni (teoretyczna)	0 km	6 378 km	7,9 km/s (28 440 km/h)	1h24 min 18s.	-31,2 Mj / kg
Niska orbita	200 do 2000 km km	6600 do 8400 km	7,8 do 6,9 km/s	1h29min do 2h8min	-29,8 Mj / kg
Orbita geostacjonarna	35 786 km	42 000 km	3,1 km / s	23h56m. 4s.	-4,6 Mj/kg
Orbita Księżyca	357 000 - 399 000 km	363 000 - 406 000 km	0,97-1,08 km / s	27,27 dni	-0,5 Mj / kg
Orbita Molni	500–39 900 km	6900–46300 km	0,97-1,08 km / s	11:58.	-4,7 Mj / kg

Uwagi i referencje

(fr) Luc Duriez, „Ponowny problem dwóch ciał”, w: Daniel Benest i Claude Froeschle (red.), Nowoczesne metody mechaniki nieba , Gif-sur-Yvette, Frontières, wyd. 2, 1992, s . 18 ( ISBN 2-86332-091-2 )
(w) TS Kelso, „ SATCAT Boxscore ” , CelesTrak (dostęp 23 czerwca 2019 )
(w) TS Kelso, „ TLE History Statistics ” , CelesTrak (dostęp 23 czerwca 2019 )
(w) " Kosmiczne śmieci w liczbach " , ESA ,styczeń 2019
Mechanika kosmiczna - B - Zaburzenia orbitalne - Rozdział 3 - Hamowanie atmosferyczne - Żywotność , s. 123-128

Bibliografia

(pl) Robert Guiziou, Kurs Mechaniki Kosmicznej (DESS in Space Techniques) , UNIWERSYTET ŚRÓDZIEMNOMORSKI - AIX-Marseille II,2000, 184 s. ( przeczytaj online )
Michel Capderou, satelity Kepler do GPS , Springer,2012( ISBN 978-2-287-99049-6 )

Zobacz również

Powiązane artykuły

Linki zewnętrzne