Параметры орбиты

Любая орбита полностью характеризуется так называемы­ми кеплеровскими элементами, определяющими ориентацию плоскости орбиты в пространстве, ее размеры и форму, а так­же либо положение некоторой точки на орбите, через которую проходит КА в заданный момент времени, либо момент времени прохождения его через эту заданную точку.

Рисунок 3.1. Элементы орбиты ИСЗ:

i — наклонение орбиты; а — большая полуось орбиты; Ω — долгота восходящего узла;

ω — угловое расстояние перигея от восходящего узла; 1 — направление на точку весен­него равноденствия; 2 — центр орбиты; 3 — линия узлов; 4— нисходящий узел; 5 — Зем­ля;

6— перигей орбиты (точка орбиты, ближайшая к поверхности Земли); 7 — плоскость ор­биты; 8 —плоскость экватора Земли; 9 — восходящий узел; 10 — фокус орбиты;

11 — апогей орбиты (точка орбиты, наиболее удаленная от поверхности Земли)

Такими элементами (параметрами) орбиты (рис. 3.1) являются: наклонение i, долгота восходящего узла Ω, угловое расстояние перигея от восходящего узла ω, большая полуось а, эксцентриситет е (отношение расстояния между центром орбиты и ее фокусом к большой полуоси) и момент прохожде­ния через перигей Т. Элементы i и Ω характеризуют положение плоскости орбиты (ее наклон по отношению к плоскости эквато­ра и ориентацию по отношению к постоянному направлению в пространстве), элемент ω – положение орбиты (ее ориентацию) в плоскости ее расположения, элементы а и е — размеры, форму (окружность, эллипс, парабола, гипербола) и период обращения (время, в течение которого совершается полный оборот вокруг центрального тела в невозмущенном движении), элемент Т — положение тела, находящегося на орбите, в начальный момент времени.

Когда ИСЗ движется по эллиптической орбите, высота его над поверхностью Земли h изменяется. Если высота апогея и перигея одинаковы, орбита является круговой, и высота спутника над поверхнос­тью Земли все время остается постоянной. Степень вытянутости орбиты может быть охарактеризована ее эксцентриситетом. Эксцентриситет – большая полуось орбиты, перигейное и апогейное расстояния связаны между собой соотношениями

Из этих соотношений следует, что большая полуось равна среднему расстоянию спутника от центра Земли

а эксцентриситет орбиты зависит от разности высот апогея и перигея:

Если большая полуось эллиптической орбиты равна среднему расстоянию спутника от центра Земли, то период обращения спутника вокруг Земли зависит в соответствии с формулой для периода обращения по эллиптической орбите от средней высоты его полета (табл. 3.1):

Из данных табл. 3.1 видно, что при средней высоте полета в несколько сот километров период обращения спутника составляет примерно 1,5 ч, при высоте полета 1690 км – 2 ч, а при высоте полета 35 800 км период обращения равен звездным суткам (периоду обращения Земли вокруг своей оси). Спутник, запущенный в восточном направлении и выведен­ный на круговую орбиту, лежащую в плоскости экватора на высоте 35 800 км, находился бы все время над одной и той же точкой земной поверхности.

Таблица 3.1