Астрономический календарь. Постоянная часть (1981) (1246623), страница 17
Текст из файла (страница 17)
Зб. Эллиптическая орбита ИСЗ ГП = Гб а ГА = Ге а случае отклонения начальное 1 е, 1 е о 1 скорости Ре от горнаонтальяого Гдп В ЗиаЧЕННЕ ЭКСцситриСИ. направлении. е— тета для случая 3Р = О, определяемое согласно (1,101). Пернгейная высота Ь„меньше, чем начальная высота; приближенно Ь, — Ьп = г, (е — ва). пНа высоте 150 — 1бО км спутник тормозится в атмосфере настолько сильно, что он, не успевая сделать одного-двух оборотов ') Некоторые авторы называют первой космической скоростью круговую скорость Уяр у поверкиости Земли (при го яа и), равную приближенно 7,91 кмlа. рй вокруг Земли, снижается, попадает в еще более плотные слои атмосферы и «сгорает». Поэтому условие успешного запуска ИСЗ1 Ьп > 150 — 160 км.
При Ьь 200 — 300 км и ф- "1«имеем Ь— — Ьп = 100 км, поэтому при таком отклонении направления начальной скорости от строго горизонтального запуск окажется неудачным. Орбита, на которую выводится ИСЗ непосредственно ракетойиосителем, бывает иногда лишь промежуточной. На борту ИСЗ в этих случаях имеются ракетные двигатели, которые по команде с Земли автоматически включаются на короткое время в определенные моменты. ИСЗ получает дополнительный практический мгновенный толчок (импульс) и переходит на другую орбиту.
Например, советские спутники связи типа «Молния» движутся по орбитам с высотами перигея и апогея около 400 и 40 000 км соответственно. Такой ИСЗ сначала выводится на почти круговую орбиту с высотой около 400 км. Затем в некоторый момент ему сообщается импульс в горизонтальном направлении, после чего перигей остается на такой же высоте, а высота апогея увеличивается до требуемых 40000 км. Основные типы орбит запускавшихся ИСЗ: Круговые и близкие к круговым (высоты Ьа и Ьд совпадают или отличаются сравнительно очень мало), Можно выделить близкие спутники (Ьа и Ьд равны нескольким сотням км), спутники на среднем расстоянии.
(Ьа, Ьд — нескольким тысячам км) и далекие спутники (Ь„, Ьд 40000 км н более). Орбита с умеренным эксцентриситетом, е (0,2 (слабо эллиптические). Разность между Ьп и Ьд составляет от нескольких сотен до нескольких тысяч км. Например, Ьа = 230 км, Ь» ~ 1000 км или Ьп 300 км> Ьд 3000 км. Сильновллиптические орбиты, для которых Ьд превышает Ьп во много раз. Например, Ьп = 400 км, Ьд — — 40 000 км (е я О,?45) или Ьп — — 300 км, Ьд = 80 000 км (е = 0,856).
По расположению орбит в пространстве выделяют спутники~ Экваториальные и близкие к ним с малым наклоном 1 к экватору (до 20 — 30'); имеющие средний наклон (50 — 60'), полярные и близкие к ним (80' <1 < 95'). Орбиты с 1 > 90' наклонены к экватору под углом 90 — 1, ио спутники движутся по ним в обратном направлении, поэтому оии называются также спутниками с обратным движением, Спутники, имеющие период обращения Р, в ц е л о е число раз меньший или больший, чем период вращения Земли Р, = 23",56~4> (звездиые сутки), называются синхронными, Они интересны тем, что их видимое о Земли движение ежесуточно повторяется.
Частным случаем синхронного является суточный спутник с Р = Р,, Суточный экваториальный спутник, имеющий круговую орбиту, называется стационарным. Он расположен в пространстве всегда над одной и той же точкой экватора Земли. Примеры синхронных ИСЗ с Р = Р«)2 — советские спутники типа «Молния», стационарного — американский ИСЗ «Эрли Берд». ИСЗ испытывают отклонения от невозмущенного движения вследствие сопротивления земной атмосферы, сжатия Земли (отличия притяжения Земли от ньютонианского притяжения шара), светового давления солнечных лучей, притяжения Луны и Солнца и др.
Для ИСЗ с высотами перигея до 500 — 600 км основными источниками возмущений являются первые два фактора. Спутник, движущийся в земной атмосфере со скоростью У, испытывает торможение, определяемое приближенно формулой ба„р„— — 1,! р — У', (1.! 04) где р — плотность атмосферы, 5 — площадь поперечного сечения спутника, т — его масса. Например, для спутника с массой 100 кг при 5 = 1 м', движущегося на высоте Ь = 230 км (р а= 10 " г!см») со скоростью 8 км!с, имеем 6%' = 0,019 ему».
При одной и той же массе спутник большего размера тормозится сильнее. Для спутников обычной конструкции, т. е. аппаратов сравнительно небольших, но снабженных большим количеством аппаратуры и, следовательно, тяжелых, сопротивление атмосферы играет заметную роль до высоты 500 — 600 км. Однако для спутников-баллонов типа «Эхо», имеющих сравнительно очень большие размеры и малую массу, сопротивление атмосферы заметно сказывается и на высоте около 1500 км. Вследствие торможения ИСЗ постепенно теряет кинетическую энергию, снижается н в конце концов «сгорает» в плотных слоях атмосферы.
Такие ИСЗ имеют, следовательно, ограниченный срок жизни. Длй ИСЗ, у которых апогейная высота ЬА превышает перигейную Ьп на несколько сотен и тысяч км, орбита постепенно «сокращается», становится все менее вытянутой; ЬА уменьшается гораздо быстрее, чем Ьп. Приближенные формулы для уменьшения а, е, Р, Ьп и ЬА за один оборот следующие: аа / 1 — =К(!+ — +2е — — — ) у а ~ Зр 4 ) У 5 К(1 з ! е) ~у 2" К=2,2рп — а, (1.105) и (1 — е) — бе аР 3 аа аа аа Р 2 а ' а Э а" А аа — = — (1 + е) + Ье, а а где рп — плотность атмосферы на высоте Ьп перигея, Н вЂ” шкала высот, характеризующая распределение плотности йо атмосферы в.зависимости от высоты (О 30 — ЬО км при Ьп -": 200 — 300 км).
Для спутников на круговой орбите Ьа — м К ° 2п. а Имеются формулы, позволяющие вычислить продолжительность «жизни» !с спутника. Например, с момента !„когда эксцентриситет и период равны еа и Р„ 3 ееРе !с т —— 4 ЬР' (1.107) ДЦ~ Ое 66( Я ') сае/ Д 0е 20/ Й ')~всае — 1 ~ а'/ (! — ее)е ' ' ~ а / (! — ее)е где й — экваториальный радиус Земли.
Положительные значения Л!(, Лез означают смещения узла и перигея в прямом направлении, отрицательные — в обратном. Для ИСЗ с высотой перигея от 500 — 600 до нескольких тысяч км основным возмущающим фактором остается сжатие Земли, действующее аналогичным образом, хотя его влияние уменьшается / Я х2 пропорционально ~ — е! .
Другая существенная причина — дава ление солнечного света (вместо сопротивления атмосферы). Величина этого давления на спутник (полностью отражающий нли 'Й! где /зР— суточное уменьшение периода, определяемое в момент !е. Фактически наблюдаемое изменение элементов орбиты ИСЗ обычно отличается от теоретического. Это происходит прежде всего по той причине, что атмосфера Земли находится в состоянии непрерывных изменений.
Ее плотность на данной высоте все время изменяется вследствие многих факторов. Основные из них— суточный эффект (ночью, т. е. в конусе земной тени, плотность на данной высоте меньше, чем днем) и влияние солнечной активности (потоков заряженных частиц, выбрасываемых Солнцем). Из-за этого спутник тормозится то слабее, то сильнее по сравнению с теорией. Именно наблюдения ИСЗ позволили впервые четко установить факт больших колебаний плотности атмосферы и определить их количественно.
Возмущающее ускорение 6(г" от сжатия Земли значительно болыпе по величине, чем торможение, в атмосфере. Например, для ИСЗ, движущегося на высоте 230 км, имеем 6Ф' = 1,40 см/с' (в 74 раза больше, чем 6%',„ра, приведенное выше). Однако изменений формы и размеров орбиты в среднем не происходит. Изменяется лишь положение орбиты в пространстве. Это выражается в постоянном смещении перигея орбиты и восходящего узла. За один оборот полностью иоглощакиций свет), находящийся на расстоянии Ь а. е.
от Солнца, равна приближенно Р 4,65 ° 10 'а~ — ) 3 Н/смв, (1,! 09) где 3 — площадь поперечного (миделева) сечения спутника в см'. Возмущающее ускорение спутника равно 6 йг„— см/с», где т— масса (вес) спутника, выраженная в граммах. Например, для шарообразного спутника-баллона «Эхо» (радиус = 15 м, лз = 68 кг) имеем — е 1 и 6%', 0,005 см/с'. Возмущающее же ускорение Ь от сжатия Земли для «Эхо» (а ~ 7900 км) составляет около 0,70 см/с'. Влияние давления солнечных лучей выражается в появлении дополнительных периодических возмущений элементов орбиты ИСЗ.
Если же спутник движется так, что регулярно попадает в конус земной тени, то имеют место также и небольшие вековые возмущения элементов. Для далеких ИСЗ на расстояниях в несколько десятков тыс. км основные возмущения возникают из-за притяжения Луной и Солнцем. Характер возмущений такой же, как и возмущений самой Луны от Солнца (см. 2 17, «Движение Луны»). Автоматические межпланетные станции (АМС). АМС имеют начальную (в момент выхода на орбиту) скорость Уе, не меньшую, чем параболическая скорость относительно Земли: (1.110) те (г, — начальное расстояние от центра Земли, /7 — ее экваториальный радиус). Такая скорость называется также второй космическом») (обозначается Уп). Невозмущенная орбита АМС относительно Земли является параболой (при Уз = У„р) или гиперболой (при 1', ) У„ар). Двигаясь по отрезку почти параболической или гиперболической орбиты, АМС удаляется от Земли настолько, что на дальнейшее ее движение влияет уже, главным образом, сила притяжения не Земли, а Солнца (если исключить АМС, направляемые к Луне), Говорят, что тогда АМС покидает сферу действия Земли.
Радиус этой сферы около 930 тыс. км. Скорость АМС относительно Земли (геоцентрическая) внутри этой сферы уменьшается по мере удаления АМС от Земли. На расстоянии г скорость равна в соответствии с интегралом энергии для геоцентрического движения Р'-е + А (1.111) ') Иногда второй космической скоростью называют параболкческунз скорость у воверкностк Земли, равную примерна 11,2 км/с. 62 где постоянная й вычкслйется по начальным значениям е и в момент выхода АМС на орбиту. После выхода АМС из сферы действия Земли рассматривается движение АМС относительно Солнца (гйлиояенлтрическое движение).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
