Podstawy lotów kosmicznych. Część 5

Podstawy lotów kosmicznych

Rozdział 5.

Orbity planetarne

Cele: Po ukończeniu tego rozdziału będziesz w stanie opisać w ogólnych zarysach cechy różnych rodzajów orbit planetarnych. Będziesz także w stanie opisać ogólne koncepcje i zalety orbity geosynchronicznej, orbity polarnej, orbity precesyjnej, heliosynchronicznej, oraz niektóre wymagania dotyczące ich osiągania.

Elementy i parametry orbit

Określenia okres orbitalny, perycentrum i apocentrum zostały wprowadzone w rozdziale 3. Kierunek ruchu satelity lub innego ciała niebieskiego, który porusza się po orbicie, może być określany jako kierunek zgodny w przypadku, kiedy porusza się w tym samym kierunku co rotująca wokół własnej osi planeta, lub kierunek wsteczny, w przypadku kierunku przeciwnym do kierunku rotacji planety.

Prawdziwa anomalia, jest terminem używanym do opisania lokalizacji różnych punktów na orbicie. Jest to odległość kątowa, mierzona w stopniach wybranego punktu na orbicie a punktem znajdującym się w perycentrum orbity. Na przykład, sonda może przekroczyć równik planety w jego 10 ° stopniu prawdziwej anomalii.

Węzły są punktami, w których orbita przecina płaszczyznę odniesienia, taką jak ekliptyka czy równik niebieski. W przypadku, kiedy orbitujące ciało przecina płaszczyznę odniesienia zmierzając ku północy, węzeł jest określany jako węzeł wstępujący, natomiast gdy orbitujące ciało zmierza na południe, taki węzeł przecięcia nazywamy węzłem zstępującym. Każde ciało na swojej orbicie posiada dwa wymienione węzły.

Płaszczyzna odniesienia (obserwacji) wykorzystywana w określaniu węzłów, będzie zależeć od przypadku jaki chcemy opisać. Jeśli chcesz ustalić ruch statku kosmicznego względem ciała niebieskiego po którym statek orbituje, należy użyć lokalnej płaszczyzny tego ciała. Przykładowo na orbicie Ziemi możemy użyć równika niebieskiego, który jest przedłużeniem płaszczyzny równikowej Ziemi. Natomiast okrążającą Słońce sondę, najlepiej opisać wybierając płaszczyznę ekliptyki, tym samym dla sondy znajdującej się na orbicie Wenus, najlepiej jest używać przedłużenie płaszczyzny równikowej Wenus, jak miało to miejsce w przypadku Ziemi.

Aby w pełni opisać orbitę w sposób matematyczny, należy podać sześć parametrów. Są one nazywane elementami orbitalnymi lub elementy Keplerowskimi, na cześć Johannes Kepler’a.

Są to:

  • Półoś wielka

  • Mimośród (ekscentryczność), które razem z półosią wielką są podstawowymi parametrami opisującymi wielkość i kształt orbity (opisane w rozdziale 3, mimośród równy zeru, opisuje orbitę kołową).

  • Nachylenie jest odległością kątową płaszczyzny orbity, do płaszczyzny równika planety (lub do płaszczyzny ekliptyki, jeśli mówimy o orbicie heliocentrycznej), liczoną w stopniach. Nachylenie 0° stopni oznacza, że statek kosmiczny okrąża planetę na jej równiku, poruszając się w tym samym kierunku, w którym rotuje planeta. Nachylenie 90 ° stopni wskazuje na orbitę polarną, po której sonda przelatuje nad północnym i południowym biegunem planety. Nachylenie 180 ° stopni oznacza wsteczną, równikową orbitę. Sonda porusza się w takim przypadku w kierunku przeciwnym do rotującej planety.

  • Argument perycentrum jest to kąt pozycyjny mierzony w płaszczyźnie orbity między kierunkami od ciała centralnego do węzła wstępującego i do perycentrum. Kąt liczony jest w kierunku ruchu ciała.

  • Czas przejścia obiektu w perycentrum.

  • Długość węzła wstępującego.

 

Okres orbitalny również jest elementem pomocnym przy opisywaniu ruchu ciała po orbicie, niemniej jednak nie jest on niezbędny do określenia wybranej orbity. Ogólnie rzecz biorąc, wystarczające są trzy astronomiczne lub radiometryczne obserwacje obiektu na orbicie, by określić wszystkie sześć powyższych Keplerowskich elementów orbity. Poniższa tabela daje przykład poziomu precyzji z jaką mamy do czynienia w czasie międzyplanetarnych misji. Elementy te są ustalane w oparciu o analizę danych zwrotnych, podczas rutynowego śledzenia sondy przez Deep Space Network.

Elementy sondy Magellan’a na orbicie Wenus
10 sierpnia 1990

1. Półoś wiksza: 10434.162 km
2. Ekscentryczność: 0.2918967
3. Nachylenie: 85.69613°
4. Argument perycentrum: 170.10651°
5. Czas przejścia w perycentrum: 1990 DOY 222 19:54 UTC ERT
6. Długość węzła wstępującego: -61.41017°
7. Okres orbitalny: 3.26375 godziny

 

Rodzaje orbit

Orbita geosynchroniczna

Orbita geosynchroniczna (GEO) jest orbitą, po której obiekty poruszają się zgodnie z ruchem obrotowym planety, niska inklinacja orbity względem Ziemi, powoduje obieg obiektu z okresem 23 godzin 56 minut 4 sekund. Statek kosmiczny na orbicie geosynchronicznej, pozostaje na tej samej długości geograficznej, choć może poruszać się w kierunkach północnym i południowym. Sonda powraca do tego samego punktu na niebie w tym samym czasie każdego dnia.

Orbita geostacjonarna

Aby osiągnąć orbitę geostacjonarną, wybiera się orbitę geosynchroniczną z ekscentrycznością wynoszącą zero i inklinacją (nachyleniu) zero, tuż nad równikiem, na tyle niską orbitę, aby sonda mogła używać własnego napędu, w celu ograniczenia ruchu statku kosmicznego, tak aby unosił się na pozór nieruchomo nad Ziemią. Każdy manewr na orbicie wykonywany przez satelitę, lub dokonanie innych zmian w celu utrzymania satelity na jego orbicie, to proces zwany prowadzeniem stacji.) Po spełnieniu wyżej wymienionych warunków, orbita taka może być nazwana geostacjonarną. Orbita taka, jest idealnym rozwiązaniem dla niektórych rodzajów satelitów komunikacyjnych i satelitów meteorologicznych. Pomysł takiej orbity geostacjonarnej dla komunikacyjnych, został po raz pierwszy spopularyzowany przez pisarza science fiction Sir Arthur C. Clarke w 1945 roku i czasami nazywamy ją orbitą Clarke’a.

Mała GTO

Aby osiągnąć geosynchroniczną (a także geostacjonarną) orbitę Ziemi, sonda jest najpierw wprowadzana na eliptyczną orbitę o wysokości apocentrum w okolicach 37.000 km. Manewr ten nazywamy geosynchronicznym transferem orbitalnym (GTO). Sonda następnie krąży po orbicie równolegle do równika, następnie w chwili gdy znajdzie się w apocentrum, odpala silniki rakietowe. Silniki te zwyczajowo nazywane są silnikami apogeum. Możemy dokonać porównania możliwości różnych pojazdów nośnych, w zależności od masy jaką mogą wynieść na GTO.

Orbita biegunowa

Orbity biegunowe, są nachylone pod kątem 90 ° stopni względem równika planety. Najczęściej są używane przez satelity używane w celu mapowania lub nadzoru powierzchni planety. Ze względu na właściwości takiej orbity biegunowej, obracająca się poniżej planeta, pozwala sondzie znajdującej się na niskiej wysokości, na dostęp do praktycznie każdego punktu na powierzchni planety. Sonda Magellan poruszała się po orbicie polarnej nad planetą Wenus. Każde przejście sondy przez perycentrum, powodowało mapowanie pasa powierzchni planety. Każdy obrót planety powodował, że kolejne mapowane połacie powierzchni znajdowały się obok siebie. Pełny obrót planety powodował, wystawienie całej szerokości geograficznej planety, pod nadzór Magellana. Aby osiągnąć polarną orbitę Ziemi, wymaga jest większa energia, a co za tym idzie, więcej materiału pędnego, niż ma to miejsce przy wprowadzaniu satelity na orbitę o niskiej inklinacji. Aby to osiągnąć, start realizowany jest typowo w pobliżu równika, gdzie prędkość obrotowa powierzchni Ziemi, przyczynia się w znacznej części, do końcowej, wymaganej prędkości na orbicie. Orbita polarna, nie jest w stanie w całości skorzystać z przewagi, jaką daje darmowa prędkość wynikającej z ruchu obrotowego Ziemi, tym samym startujący pojazdu musi dostarczyć całą pozostałą energię, niezbędna do osiągnięcia prędkości orbitalnej, niezbędnej do wprowadzenia sondy na orbitę polarną.

Orbita precesyjna

Planety nie są idealnie sferyczne, nie mają także równomiernie rozłożonej masy na ich powierzchni. Co więcej, nie znajdują się w grawitacyjnej pustce. Inne ciała niebieskie, takie jak Słońce, lub księżyce, oddziałują one grawitacyjnie na pojazd kosmiczny znajdujący się na orbicie planety. Możliwe jest, aby wybrane parametry orbity statku kosmicznego wykorzystać w celu zniwelowania lub przeciwdziałaniu, oddziałujących grawitacyjnie czynników, powodując tym samym pożądany ruch statku na orbicie. Rezultatem tych wpływów, jest nazwanie takiej orbity kroczącą lub precesyjną, ponieważ płaszczyzna takiej orbity, porusza się powoli w stosunku do ciała niebieskiego, wokół którego orbituje.

 

Orbita heliosynchroniczna (SSO)

Orbita precesyjna, której parametry są tak dobrane, aby precesja orbity sondy posiadała niemal ten sam okres, jaki posiada orbita słoneczna planety nad którą porusza się sonda, nazywamy orbitą heliosynchroniczną. Innymi słowy, kąt zawarty między płaszczyzną orbity a kierunkiem do Słońca jest zawsze taki sam w ciągu roku. W takim przypadku, sonda przecina perycentrum mniej więcej w tym samym czasie lokalnym. Taka orbita jest przydatna, jeśli instrumenty pokładowe sondy wymagają szczególnych warunków na powierzchni obserwowanego ciała niebieskiego, przykładowo od kąta padania światła słonecznego na powierzchnię Ziemi. Orbita sondy Mars Global Surveyor jest nachylona pod kątem 93 stopni, z czasem przejścia sondy w perycentrum o godzinie 14 czasu lokalnego. W tym przypadku, orbita heliosynchroniczna o takiej konfiguracji, umożliwia najlepszą możliwość obserwacji powierzchni Marsa, ze względu na stosunkowo nieduże cienie umożliwiają ce zaobserwowanie struktur powierzchni planety. Może się zdarzyć, że nie będzie możliwości polegania jedynie na grawitacji danego ciała lub układu ciał niebieskich, aby dokładnie utrzymać wybraną orbitę heliosynchroniczną. W takim przypadku niezbędne będzie dokonanie co jakiś czas korekt położenia satelity za pomocą jego silników.

Ten niezwykły obraz marsjańskiej warstwy wodonośnej uzyskano dzięki sondzie Mars Global Surveyor, podczas jej przebywania na orbicie heliosynchronicznej w styczniu 2000 roku. Widok północnej części planety.

 

Punkty Lagrange’a i orbity „halo”

Joseph Louis Lagrange (1736-1813) wykazał, w jaki sposób ciało o znikomej masie (powszechnie nazywane „cząsteczką”, ale odnosi się to określenie również do statku kosmicznego), może krążyć wraz ze znacznie masywniejszym od siebie obiektem, który krąży po niemal kołowej orbicie. W rotującym układzie odniesienia, który zawiera dwa masywne ciała, możemy wyróżnić pięć punktów, w których połączone siły grawitacji dwóch większych ciał, mogą utrzymać w stałym położeniu cząstkę (trzecie ciało), będącą w spoczynku względem dwóch masywniejszych ciał układu. Rozważmy układ składający się z dwóch masywnych ciał: Ziemi orbitującej wokół Słońca. Trzecim ciałem będzie przykładowo statek kosmiczny. Może on zajmować jeden z pięciu punktów Lagrange’a. Statek kosmiczny znajdujący się na linii przecięcia dwóch dużych ciał, czyli w punktach L1, L2 i L3, musi co jakiś czas korygować swoje położenie, aby móc pozostać w pobliżu tych punktów, albowiem są one niestabilne.

Wiodącym wierzchołkiem trójkąta, jest punkt L4, natomiast wierzchołkiem ciągniętym, jest punkt L5. Te dwa ostatnie punkty, nazywane są również punktami trojańskimi. Ciała niebieskie, takie jak asteroidy, można często znaleźć w punktach L4 i/lub L5 planet. Co więcej, można również doszukiwać się księżyców trojańskich, które także mogą orbitować wokół planety w układzie planeta – księżyc w punktach L4 i L5.

Przy minimalnym wykorzystaniu silników pozycyjnych, statek kosmiczny może orbitować w niestabilnym punkcie Lagrange’a. Taka orbita orbita nazywana jest orbitą halo, albowiem wydaje się, że jest orbitą eliptyczną pływającą nad planetą (punktem Lagrange’a ). Nie jest to orbita w klasycznym tego słowa znaczeniu, ponieważ niestabilny punkt L, nie wywiera sam z siebie żadnej siły przyciągania. W przypadku układu Ziemia – Słońce, hipotetyczna sonda porusza się po orbicie równej orbicie Ziemi, co sprawia, że czas obiegu wokół Słońca, jest równy obiegowi Ziemi, czyli rok. Wyobraź sobie orbitę halo, jako proces kontrolowanego dryfowania sondy w przód i w tył w okolicach punktu L, podczas obiegu wokół Słońca. Większość manewrów korygujących, jest wykonywana w momencie skrajnego położenia sondy wokół halo, odwracając kierunek dryfu za każdym razem, przy użyciu delikatnej siły ciągu silników.

Orbita HALO sondy SOHO wokół punktu L1Sonda SOHO (Solar and Heliospheric Observatory) porusza się po orbicie halo, w układzie Ziemia – Słońce, wokół punktu L1, który znajduje się w odległości 1.53 x 106 km od Ziemi. Z tego punktu w przestrzeni, ma ciągły i niezakłócony widok tarczy Słonecznej. Tymczasem sonda WMAP (Wilkinson Microwave Anisotropy Probe), znajduje się w halo punktu L2 (w tej samej odległości od Ziemi jak L1), gdzie ma nieprzerwany wgląd w przestrzeń kosmiczną. Jego orbita o czasie obiegu 6 miesięcy wokół punktu L2, zapobiega zasłonięciu sondy przez cień Ziemi, tym samym umożliwiając nieprzerwane padanie promieni słonecznych na panele słoneczne sondy. Zobacz wizualizujący lot WMAP.

 

Reklamy

Skomentuj

Wprowadź swoje dane lub kliknij jedną z tych ikon, aby się zalogować:

Logo WordPress.com

Komentujesz korzystając z konta WordPress.com. Wyloguj / Zmień )

Zdjęcie z Twittera

Komentujesz korzystając z konta Twitter. Wyloguj / Zmień )

Zdjęcie na Facebooku

Komentujesz korzystając z konta Facebook. Wyloguj / Zmień )

Zdjęcie na Google+

Komentujesz korzystając z konta Google+. Wyloguj / Zmień )

Connecting to %s