Parameter orbit

Kita juga menghadapi gaya ini hampir terus-menerus, karena bumi merupakan kerangka acuan yang berputar, dan segera setelah kita mulai bergerak di sepanjang permukaannya, F K . Namun karena kecepatan gerak kita dan kecepatan sudut rotasi bumi relatif kecil, kita tidak merasakannya secara fisik.

Gaya Coriolis juga menimbulkan efek fisik yang sangat menarik.

ü Saat benda jatuh bebas F K menyebabkan tubuh menyimpang ke timur garis tegak lurus. Gaya ini mencapai maksimum di ekuator dan hilang di kutub.

ü Sebuah proyektil yang terbang juga mengalami defleksi yang disebabkan oleh gaya inersia Coriolis. Ketika ditembakkan dari senjata yang diarahkan ke utara, proyektil akan membelok ke timur di belahan bumi utara dan ke barat di belahan bumi selatan. Saat memotret sepanjang meridian ke selatan, arah penyimpangannya akan berlawanan. Saat menembak di sepanjang ekuator, gaya Coriolis akan menekan proyektil ke arah Bumi jika tembakan ditembakkan ke arah barat, dan mengangkatnya ke atas; jika tembakan dilepaskan ke arah timur.

ü Dampak ini menyebabkan tepi kanan sungai selalu tersapu di belahan bumi utara dan tepi kiri sungai di belahan bumi selatan. Alasan yang sama menjelaskan keausan rel yang tidak merata selama lalu lintas jalur ganda.

ü Pergerakan massa udara di atmosfer dipengaruhi oleh gaya Coriolis dan oleh karena itu selalu berubah menjadi pusaran atmosfer yang berputar searah jarum jam dan berlawanan arah jarum jam, tergantung di belahan bumi mana (utara atau selatan) massa udara tertentu bergerak dan berapa tekanan di zona pusaran atmosfer ini. Siklon, antisiklon, angin topan, topan - ini semua adalah pergerakan pusaran udara di atmosfer bumi.

ü Aksi gaya Coriolis juga menjelaskan terjadinya angin seperti angin pasat. Angin pasat (dari bahasa Spanyol viento de pasada - angin yang mendukung perjalanan, pergerakan) adalah angin yang bertiup di antara daerah tropis sepanjang tahun, di belahan bumi utara dari timur laut, di belahan bumi selatan - dari tenggara, dipisahkan satu sama lain oleh jalur yang tidak berangin. Karena aksi sinar matahari di zona khatulistiwa, lapisan bawah atmosfer, semakin memanas, naik ke atas dan cenderung ke arah kutub, sementara arus udara baru yang lebih dingin datang ke bawah dari utara dan selatan; Akibat perputaran harian bumi menurut gaya Coriolis, arus udara ini mengambil arah ke arah barat daya (angin pasat timur laut) di belahan bumi utara, dan arah barat laut (angin pasat tenggara) di belahan bumi selatan.

Parameter orbit

Setiap orbit sepenuhnya dicirikan oleh apa yang disebut elemen Keplerian, yang menentukan orientasi bidang orbit di ruang angkasa, dimensi dan bentuknya, serta posisi titik tertentu dalam orbit yang dilalui pesawat ruang angkasa pada titik tertentu. titik waktu, atau momen waktu perjalanannya melalui titik tertentu.

Gambar 3.1. Elemen orbit satelit:

Saya- kemiringan orbit; A - sumbu semimayor orbital; Ω - garis bujur dari simpul menaik;

ω - jarak sudut perigee dari simpul menaik; 1 - arah ke titik balik musim semi; 2 - pusat orbit; 3 - garis simpul; simpul 4 menurun; 5 - Bumi;

6- perigee orbit (titik orbit paling dekat dengan permukaan bumi); 7 - bidang orbit; 8 - bidang ekuator bumi; 9 - simpul menaik; 10 - fokus orbit;

11 - puncak orbit (titik orbit terjauh dari permukaan bumi)

Elemen (parameter) orbit tersebut (Gbr. 3.1) adalah: kemiringan Saya, garis bujur titik menaik Ω, jarak sudut perigee dari titik menaik ω, sumbu semimayor A, keanehan e(perbandingan jarak antara pusat orbit dan fokusnya terhadap sumbu semimayor) dan momen melewati perigee T. Elemen Saya dan Ω mencirikan posisi bidang orbit (kemiringannya relatif terhadap bidang ekuator dan orientasi relatif terhadap arah konstan dalam ruang), elemen ω – posisi orbit (orientasinya) pada bidang lokasinya, elemen-elemen A Dan e - dimensi, bentuk (lingkaran, elips, parabola, hiperbola) dan periode revolusi (waktu yang diperlukan untuk melakukan revolusi penuh mengelilingi benda pusat dalam gerakan tanpa gangguan), elemen T - posisi benda di orbit pada momen waktu awal.

Ketika satelit bergerak dalam orbit elips, ketinggiannya di atas permukaan bumi adalah H perubahan. Jika ketinggian apogee dan perigee sama, maka orbitnya berbentuk lingkaran dan ketinggian satelit di atas permukaan bumi tetap konstan. Derajat pemanjangan orbit dapat dicirikan oleh eksentrisitasnya. Eksentrisitas - sumbu semimayor orbit, jarak perigee dan apogee dihubungkan satu sama lain melalui hubungan

Dari hubungan tersebut dapat disimpulkan bahwa sumbu semimayor sama dengan jarak rata-rata satelit dari pusat bumi

Konstanta gravitasi bumi dan nilai sumbu semi-mayor = 2.6560031*10^7 orbit elips dalam meter menentukan periode orbit satelit T dalam hitungan detik (T/3600 - dalam jam):

4.30778135*10^4.

Dari persamaan percepatan sentripetal dengan percepatan gravitasi, hubungan perhitungan untuk parameter orbital utama dapat dengan mudah diperoleh:

kecepatan linier

Mari kita hitung kecepatan linier satelit

3.873956985*10^3.

Jarak maksimum visibilitas radio langsung (antara kapal dan satelit di dekat cakrawala) ditentukan oleh rumus

2.578457546*10^7 ,

dimana adalah jari-jari model bumi bulat.

Tunjukkan bahwa visibilitas radio langsung suatu satelit terjadi dari titik-titik di permukaan bumi yang membentuk segmen bola, yang lebar sudut geosentris maksimumnya sama dengan

Membuat sketsa orbit dan posisi satelit

Sketsa tersebut sesuai dengan gambar lokasi orbit, Bumi dan satelit, yang terlihat oleh pengamat dari titik jauh “tak terhingga” di ujung utara sumbu rotasi Bumi. Semua satelit dan orbit berada pada bola berjari-jari a. Pada sketsa a=6-8cm. Jari-jari bumi kira-kira 4 kali lebih kecil. Bagian ekuator orbit dan Bumi ditunjukkan pada Gambar 2. Biarkan ujung bawah garis vertikal yang melewati pusat bumi diarahkan ke titik ekuinoks musim semi (rasi bintang Aries). Misalkan titik perpotongan bawah vertikal ini dan lingkaran luar mewakili simpul menaik dari orbit pertama (nol) (maka titik perpotongan atas adalah simpul menurun).

Untuk sketsanya, kita asumsikan sudut kemiringan orbit (antara bidang orbit dan bidang ekuator) adalah 60; maka semua jarak terpendek dari titik orbit ke sumbu simpul bila diproyeksikan ke bidang ekuator akan “berkurang” setengahnya, karena cos(60)=0,5.

Untuk menentukan proyeksi satelit yang sesuai dengan fase u (sudut antara vektor jari-jari satelit dan sudut menaik), cukup menggunakan busur derajat untuk memplot sudut ini pada lingkaran luar (dalam arah pergerakan satelit) dan dari titik yang dihasilkan turunkan garis tegak lurus terhadap sumbu node; titik tengah tegak lurus ini adalah proyeksi yang diinginkan. Dengan jumlah titik yang cukup, kita memperoleh proyeksi orbit - elips, yang sumbu semi minornya adalah setengah jari-jari a dari orbit lingkaran. Glonass dan Navstar masing-masing menggunakan 3 dan 6 orbit; sudut antara sudut menaik yang berdekatan masing-masing adalah 120 dan 60.

Lingkaran luar dibagi menjadi enam bagian yang identik (di Navstar, pasangan sumbu simpul digabungkan).

Dalam contoh pelatihan, kita asumsikan Glonass memiliki 24 satelit, Navstar memiliki 18 satelit, masing-masing 8 dan 3 di orbit. Nomor orbit sesuai dengan nomor node menaik, ditandai berlawanan arah jarum jam. Jika nomor satelit dinotasikan dengan “m” (masing-masing 1m24 dan 1m18), maka nomor orbit sama dengan hasil bagi bilangan bulat terbesar m-1 dibagi 8 dan 3.

Kesenjangan sudut antara satelit adalah sama - masing-masing 45 dan 120 Sketsa dibuat pada saat fase satelit pertama pada orbit pertama sama dengan h10. Saat berpindah dari orbit ke orbit yang berdekatan, fase tambahan masing-masing 15 dan 40 diperkenalkan. Di orbit, posisi satelit dapat ditunjukkan dengan titik besar, dari mana panah ditarik sesuai dengan arah pergerakan. . Nomor satelit ditunjukkan di dekat titik-titik ini; nomor tersebut digarisbawahi jika satelit terletak di atas bidang ekuator.

1. Gangguan parameter fokus orbit

2. Gangguan eksentrisitas orbit

hasil integrasinya berupa fungsi trigonometri dengan periode

3. Gangguan garis bujur simpul orbit menaik

4. Gangguan kemiringan orbit

5. Gangguan argumen periapsis orbit

6. Waktu pergerakan orbit

dengan asumsi j=1 maka periode drakonik sama dengan sidereal:

Di mana

Kesimpulan

1.Parameter fokus

Perubahan parameter fokus bersifat periodik. Ketika melewati titik awal integrasi (posisi awal pesawat ruang angkasa), parameter fokus mengembalikan nilai awal, dari situ kita dapat menyimpulkan bahwa periode perubahan parameter fokus sama dengan periode orbit pesawat ruang angkasa. Mengenai sifat sekuler, parameter fokusnya tidak memilikinya, hal ini terlihat dari grafik ketergantungan dan rumusnya (deviasi numerik disebabkan oleh kesalahan metode integrasi numerik).

Parameter periodik ini menyebabkan perubahan geometri elips orbital saat pesawat ruang angkasa bergerak sepanjang orbit, tetapi setelah mencapai putaran penuh terakhir, ia kembali ke keadaan semula. Hal ini menunjukkan bahwa bentuk orbit tetap tidak berubah seiring waktu.

2.Eksentrisitas

Eksentrisitasnya juga berubah secara berkala. Dari grafik dan ketergantungan teoritis terlihat jelas bahwa perubahannya digambarkan dengan menggunakan jumlah dan hasil kali fungsi trigonometri. Ketergantungan teoritis cukup menggambarkan ketergantungan yang diperoleh dengan metode numerik. Hal ini memberi kita hak untuk menentukan periode perubahan parameter ini sebagai periode rotasi pesawat ruang angkasa. Mengenai perubahan sekuler, tidak ada karena ketergantungan pada grafik dan integrasi ketergantungan teoritis, setelah integrasi kita memperoleh fungsi trigonometri dengan periode 2 (penyimpangan angka disebabkan oleh kesalahan metode integrasi numerik) .

Eksentrisitas, sebagai parameter bentuk orbit, berkaitan dengan parameter fokus, dan hal ini menunjukkan bahwa parameter ini menegaskan bahwa bentuk orbit tidak berubah seiring waktu.

3.Bujur dari node menaik

Garis bujur dari simpul menaik adalah non-periodik, karena ketika menyelesaikan satu putaran penuh, pesawat ruang angkasa tidak mengembalikan nilai aslinya. Ia mempunyai periodisitas bergelombang yang sama dengan periode revolusi pesawat ruang angkasa, namun turun per revolusi. Adanya gelombang yang berulang secara periodik disebabkan oleh adanya rumus fungsi trigonometri dengan periode 2. Faktanya, parameter ini sudah kuno. Setelah mengintegrasikan ketergantungan teoretis, kita memperoleh nilai spesifik yang bergantung pada jumlah putaran. Sekali lagi, rumus teoritis cukup menggambarkan perubahan parameter ini.

Parameter sekuler ini menunjukkan bahwa orbit berputar mengelilingi Bumi ketika pesawat ruang angkasa bergerak di sepanjang orbitnya; pada akhir orbit, ia tidak kembali ke posisi semula, tetapi berpindah ke posisi lain dengan perpindahan.

4. Kecenderungan orbit

Kemiringan bidang orbit bersifat periodik. Kesimpulan ini dapat dibuat berdasarkan data model dan ketergantungan analitis. Kecukupan data numerik dan analitis terlihat. Rumus teoritis dan grafik ketergantungan memiliki ketergantungan trigonometri, yang menentukan periodisitas. Kecenderungan tidak memiliki sifat sekuler karena ketergantungan teoretis, setelah integrasi yang kita peroleh nol dan numerik, yang menunjukkan efek yang sama.

Dari sudut pandang fisik, parameter ini menunjukkan kepada kita bahwa bidang orbit berotasi secara berkala relatif terhadap bidang ekuator.

5.Argumen perisenter

Argumen periapsis berperilaku sebagai parameter periodik dan sekuler. Periodisitas ini disebabkan oleh adanya fungsi trigonometri dalam rumusnya, dan fungsi sekuler disebabkan oleh fakta bahwa ketika pesawat ruang angkasa melewati satu putaran penuh, nilai sebelum lintasan tidak sesuai dengan nilai setelahnya. Ketergantungan teoretis dengan jelas menunjukkan kepada kita fakta perubahan sekuler, karena setelah integrasinya muncul ekspresi yang bergantung pada jumlah revolusi.

Dari sudut pandang orbit, ketika orbit berputar relatif terhadap titik Aries (kemungkinan Greenwich), orbit juga berputar pada bidangnya (presesi garis apsidal). Apalagi jika kemiringannya kurang dari 63,4 0, maka presesi terjadi berlawanan arah dengan pergerakan pesawat ruang angkasa. Parameter ini harus diperhitungkan terutama dari sudut pandang komunikasi radio, jika tidak pada titik tertentu, ketika zona komunikasi radio pesawat ruang angkasa diharapkan, ia hanya akan masuk ke dalam bayangan planet.

6.Waktu orbit

Waktu bergantung secara linier pada argumen garis lintang. Ini adalah parameter independen yang terus berkembang setiap saat. Kami lebih memperhatikan periode peredarannya.

Periode orbit adalah waktu yang diperlukan pesawat ruang angkasa untuk menyelesaikan orbitnya.

Non-sentralitas medan gravitasi bumi tidak menyebabkan sumbu semi berubah gaya sekuler, seratus parameter J kira-kira sama dengan 1 dan dari sini kita dapat menyimpulkan berdasarkan rumus teoritis dan grafik metode numerik kira-kira sama dengan satu, yang berarti periode revolusi drakonik sama dengan periode sidereal.