Saat ini, umat manusia menggunakan beberapa orbit yang berbeda untuk mengakomodasi satelit. Perhatian terbesar tertuju pada orbit geostasioner, yang dapat digunakan untuk penempatan satelit "stasioner" di atas titik tertentu di Bumi. Orbit yang dipilih untuk pengoperasian satelit tergantung pada tujuannya. Misalnya, satelit yang digunakan untuk menyiarkan program televisi langsung ditempatkan di orbit geostasioner. Banyak satelit komunikasi juga berada di orbit geostasioner. Sistem satelit lainnya, khususnya yang digunakan untuk komunikasi antar telepon satelit, berada di orbit Bumi yang rendah. Demikian pula, sistem satelit yang digunakan untuk sistem navigasi seperti Navstar atau Global Positioning System (GPS) juga berada di orbit bumi yang relatif rendah. Ada banyak satelit lain - meteorologi, penelitian, dan sebagainya. Dan masing-masing dari mereka, tergantung pada tujuannya, menerima "izin pendaftaran" di orbit tertentu.
Baca juga:
Orbit spesifik yang dipilih untuk pengoperasian satelit tergantung pada banyak faktor, di antaranya adalah fungsi satelit, serta wilayah yang dilayaninya. Dalam beberapa kasus, ini mungkin orbit Bumi yang sangat rendah (LEO), yang terletak di ketinggian hanya 160 kilometer di atas Bumi, dalam kasus lain, satelit itu terletak di ketinggian lebih dari 36.000 kilometer di atas Bumi - yaitu , di orbit geostasioner GEO. Apalagi, sejumlah satelit tidak menggunakan orbit melingkar, melainkan elips.
Gravitasi bumi dan orbit satelit
Saat satelit berputar di orbit Bumi, mereka perlahan-lahan tergeser darinya karena gaya gravitasi Bumi. Jika satelit tidak mengorbit, mereka secara bertahap akan jatuh ke Bumi dan terbakar di bagian atas atmosfer. Namun, rotasi satelit di sekitar Bumi menciptakan kekuatan yang mengusir mereka dari planet kita. Setiap orbit memiliki kecepatan yang dihitung sendiri, yang memungkinkan Anda untuk menyeimbangkan gravitasi bumi dan gaya sentrifugal, menjaga perangkat dalam orbit yang konstan dan mencegahnya naik atau turun ketinggian.
Cukup jelas bahwa semakin rendah orbit satelit, semakin kuat gravitasi bumi mempengaruhinya dan semakin besar kecepatan yang dibutuhkan untuk mengatasi gaya ini. Semakin jauh jarak dari permukaan bumi ke satelit, semakin rendah kecepatan yang diperlukan untuk menjaga orbitnya tetap konstan. Sebuah peralatan yang mengorbit pada jarak sekitar 160 km di atas permukaan bumi membutuhkan kecepatan sekitar 28.164 km / jam, yang berarti bahwa satelit tersebut menyelesaikan orbitnya mengelilingi bumi dalam waktu sekitar 90 menit. Pada jarak 36.000 km di atas permukaan bumi, satelit membutuhkan kecepatan sedikit kurang dari 11.266 km/jam untuk mengorbit permanen, yang memungkinkan satelit tersebut mengorbit Bumi dalam waktu sekitar 24 jam.
Definisi orbit lingkaran dan elips
Semua satelit berputar mengelilingi Bumi menggunakan salah satu dari dua tipe dasar orbit.
- Orbit satelit melingkar: ketika pesawat ruang angkasa berputar mengelilingi Bumi dalam orbit melingkar, jaraknya di atas permukaan bumi selalu tetap sama.
- Orbit Satelit Elips: Memutar satelit dalam orbit elips berarti mengubah jarak ke permukaan bumi pada waktu yang berbeda selama satu orbit.
Baca juga:
orbit satelit
Ada banyak definisi berbeda yang terkait dengan berbagai jenis orbit satelit:
- Pusat Bumi: Ketika satelit mengorbit bumi - dalam orbit melingkar atau elips - orbit satelit membentuk bidang yang melewati pusat gravitasi bumi, atau pusat bumi.
- Arah gerakan mengelilingi bumi: Cara satelit berputar mengelilingi planet kita dapat dibagi menjadi dua kategori menurut arah pembalikan ini:
1. Orbit penguat:
Revolusi satelit di sekitar Bumi disebut percepatan jika satelit berputar ke arah yang sama dengan rotasi Bumi;
2. Orbit mundur:
Putaran satelit mengelilingi bumi disebut retrograde jika satelit berputar berlawanan dengan arah rotasi bumi.
- Jalur orbit: jalur orbit satelit adalah titik di permukaan bumi, ketika terbang di mana satelit berada tepat di atas kepala dalam proses mengorbit di sekitar bumi. Lintasan membentuk lingkaran, di tengahnya adalah Pusat Bumi. Perlu dicatat bahwa satelit geostasioner adalah kasus khusus karena mereka selalu berada di atas titik yang sama di atas permukaan bumi. Ini berarti jejak orbit mereka terdiri dari satu titik yang terletak di ekuator Bumi. Dapat juga ditambahkan bahwa jalur orbit satelit yang berputar ketat di atas khatulistiwa membentang di sepanjang khatulistiwa ini.
Orbit ini biasanya dicirikan oleh pergeseran ke arah barat di setiap lintasan orbit satelit saat Bumi di bawah satelit berputar ke arah timur.
- Node orbit: Ini adalah titik-titik di mana jejak orbit berpindah dari satu belahan bumi ke belahan bumi lainnya. Untuk orbit non-khatulistiwa, ada dua simpul seperti itu:
1. Node naik:
Ini adalah simpul di mana jejak orbit melintas dari belahan bumi selatan ke utara.
2. Node Turun:
Ini adalah simpul di mana jejak orbit melintas dari belahan bumi utara ke selatan.
- Tinggi satelit: Saat menghitung banyak orbit, perlu memperhitungkan ketinggian satelit di atas pusat Bumi. Indikator ini mencakup jarak dari satelit ke permukaan bumi ditambah radius planet kita. Sebagai aturan, dianggap sama dengan 6370 kilometer.
- Kecepatan orbit: Untuk orbit melingkar, selalu sama. Namun, dalam kasus orbit elips, semuanya berbeda: kecepatan satelit di orbit berubah tergantung pada posisinya di orbit ini. Mencapai maksimum pada pendekatan terdekat ke Bumi, di mana satelit akan memiliki oposisi maksimum terhadap gravitasi planet, dan menurun ke minimum ketika mencapai titik jarak terbesar dari Bumi.
- Sudut pendakian: Sudut elevasi satelit adalah sudut di mana satelit berada di atas cakrawala. Jika sudutnya terlalu kecil, sinyal mungkin terhalang oleh objek terdekat jika antena penerima tidak dinaikkan cukup tinggi. Namun, untuk antena yang ditinggikan di atas penghalang, ada juga masalah saat menerima sinyal dari satelit yang memiliki sudut elevasi rendah. Alasan untuk ini adalah bahwa sinyal satelit kemudian harus menempuh jarak yang lebih jauh melalui atmosfer bumi dan sebagai akibatnya mengalami lebih banyak atenuasi. Sudut elevasi minimum yang diizinkan untuk penerimaan yang kurang lebih memuaskan dianggap sebagai sudut lima derajat.
- Sudut kemiringan: Tidak semua orbit satelit mengikuti garis khatulistiwa - kenyataannya, sebagian besar orbit bumi yang rendah tidak mengikuti garis ini. Oleh karena itu, perlu ditentukan sudut kemiringan orbit satelit. Diagram di bawah menggambarkan proses ini.
Kemiringan orbit satelit Indikator lain yang terkait dengan orbit satelit
Agar satelit dapat digunakan untuk menyediakan layanan komunikasi, stasiun bumi harus dapat "memantau" untuk menerima sinyal darinya dan mengirim sinyal ke sana. Jelas bahwa komunikasi dengan satelit hanya mungkin jika berada di zona visibilitas stasiun bumi, dan, tergantung pada jenis orbitnya, dapat berada di zona visibilitas hanya untuk waktu yang singkat. Untuk memastikan bahwa komunikasi dengan satelit dimungkinkan untuk jumlah waktu maksimum, ada beberapa opsi yang dapat digunakan:
- Pilihan pertama terdiri dari penggunaan orbit elips, titik puncaknya tepat di atas penempatan stasiun bumi yang direncanakan, yang memungkinkan satelit untuk tetap berada di bidang pandang stasiun ini untuk jangka waktu maksimum.
- Opsi kedua terdiri dari meluncurkan beberapa satelit ke dalam satu orbit, dan dengan demikian, pada saat salah satu dari mereka menghilang dari pandangan dan komunikasi dengannya terputus, yang lain menggantikannya. Sebagai aturan, untuk mengatur komunikasi yang kurang lebih tidak terputus, diperlukan untuk meluncurkan tiga satelit ke orbit. Namun, proses mengubah satu satelit "tugas" ke satelit lain menimbulkan kesulitan tambahan ke dalam sistem, serta sejumlah persyaratan untuk setidaknya tiga satelit.
Definisi orbit lingkaran
Orbit melingkar dapat diklasifikasikan menurut beberapa parameter. Istilah-istilah seperti Orbit Bumi Rendah, Orbit Geostasioner (dan sejenisnya) menunjukkan identitas orbit tertentu. Gambaran singkat tentang definisi orbit lingkaran diberikan dalam tabel di bawah ini.
Lintasan satelit bumi buatan (AES) disebut orbitnya.
Orbit adalah kurva datar orde 2 (lingkaran atau elips), di salah satu fokus yang merupakan pusat massa yang menarik tubuh. Satelit bergerak dalam bidang yang mempertahankan orientasi spasialnya.
Dua bidang (bidang orbit, bidang ekuator), elips
G adalah fokus sebenarnya di mana pusat massa (Bumi) berada.
G' - fokus imajiner.
S - satelit (di suatu tempat di orbit)
r adalah vektor radius satelit (GS)
|r| - jarak geosentris (angka)
Sistem koordinat X,Y,Z adalah sistem koordinat absolut (bintang) - ini adalah sistem koordinat Cartesian, relatif tetap terhadap bintang-bintang.
Sumbu Z diarahkan sepanjang sumbu rotasi bumi dan menunjuk ke utara.
Bidang OXY bertepatan dengan bidang ekuator.
P - perigee - titik orbit yang paling dekat dengan pusat massa yang menarik.
A - apogee - titik orbit terjauh dari pusat massa yang menarik.
AP adalah garis apsides - garis yang melewati fokus dan menghubungkan apogee dan perigee
Sudut v adalah anomali sebenarnya - sudut antara garis apsides dan vektor jari-jari
VN adalah garis simpul – garis perpotongan bidang orbit dengan bidang ekuator.
B - simpul menaik dari orbit - ini adalah titik di mana orbit melintasi bidang khatulistiwa dalam pendekatan satelit dari selatan ke utara
H - simpul orbit yang menurun adalah titik di mana orbit memotong bidang ekuator dalam pendekatan satelit dari utara ke selatan.
i - kemiringan orbital - sudut antara bidang orbit dan bidang ekuator.
omega - bujur dari simpul menaik - sudut antara arah positif absis (sumbu x) dan garis sudut menuju simpul menaik.
u adalah argumen garis lintang satelit - ini adalah sudut antara garis simpul dan vektor radius
omegasmall - argumen perigee - ini adalah sudut antara garis simpul dan garis apses ke arah perigee.
O - membagi apse menjadi dua, tegak lurus terhadap orbit - C.
AO = a adalah sumbu semi mayor dari elips.
CO = b adalah semiaxis minor dari elips.
e – eksentrisitas elips – menunjukkan tingkat kompresi elips.
e=sqrt(1-(a2/b2)) – rasio kompresi. 0 = lingkaran.
T - periode revolusi - waktu antara dua lintasan berturut-turut oleh satelit dari titik orbit yang sama.
Jenis orbit satelit
1. Orbit kutub, i~90o; satelit semacam itu dapat digunakan untuk menangkap titik mana pun di planet ini, tetapi menempatkan satelit ke orbit seperti itu sulit dan sangat mahal
2. Orbit ekuator i~0o; bidang orbit dan khatulistiwa praktis bertepatan. Kutub dan garis lintang tengah tidak dapat disingkirkan.
3. Orbit melingkar. e=0. Ketinggian penerbangan yang sama, akan ada satu skala.
4. Orbit stasioner. i~0, e=0; Khatulistiwa dan melingkar. Periode revolusi satelit tersebut sama dengan periode revolusi bumi. Stasioner relatif terhadap permukaan bumi.
5. Orbitnya sinkron matahari. Mereka cenderung memberikan penerangan yang sama dari permukaan bumi di sepanjang jalur penerbangan pesawat ruang angkasa. Parameter orbit dipilih sedemikian rupa sehingga bidang orbit berputar di sekitar sumbu bumi, dan sudut belok satelit sama tanda dan besarnya dengan perpindahan sudut bumi mengelilingi matahari.
6. Terbuka, mis. parabola atau hiperbola bukan elips. Digunakan untuk meluncurkan pesawat luar angkasa.
Jenis gambar
Gambar adalah fungsi dari dua variabel f(x,y) yang didefinisikan di beberapa wilayah C bidang Oxy dan memiliki himpunan nilainya yang diketahui.
Foto hitam putih: f(x,y)>=0; 0<=x<=a; 0<=y<=b; где f(x,y) – яркость изображения в точке x,y; a – ширина кадра, b – высота.
Dengan mempertimbangkan fitur fungsi f, kelas gambar berikut dibedakan:
1. Halftone (abu-abu) - B/W (grayscale) photography - himpunan nilai fungsi di area C dapat diskrit f e (f0,f1,…,fn, n>1) atau kontinu (0<=f<=fmax}. Цветные изображения относятся сюда же, т.к. несколько монохромных цветовых компонент задают цвет (аналоговые, цифровые)
2. Gambar biner (dua tingkat). fe(0.1);
3. Linear - gambar adalah kurva tunggal atau satu set dari mereka.
4. Bitmaps - gambar adalah k titik dengan koordinat (xi,yi), dan kecerahannya fi e ;
| 2 | | |
1. Gangguan parameter fokus orbit
2. Gangguan eksentrisitas orbital
hasil integrasi adalah fungsi trigonometri dengan periode
3. Gangguan bujur dari node menaik dari orbit
4. Gangguan kemiringan orbit
5. Gangguan argumen periapsis orbit
6. Waktu gerak orbit
dengan asumsi bahwa j=1, maka periode kejam sama dengan sidereal:
di mana
temuan
1. Parameter fokus
Perubahan parameter fokus bersifat periodik. Saat melewati titik awal integrasi (posisi awal pesawat ruang angkasa), parameter fokus mengembalikan nilai awal, yang darinya dapat disimpulkan bahwa periode perubahan parameter fokus sama dengan periode orbit pesawat ruang angkasa. Dengan mengorbankan properti sekuler, parameter fokus tidak memilikinya, ini dapat dilihat dari grafik ketergantungan dan dari rumus (deviasi numerik disebabkan oleh kesalahan metode integrasi numerik).
Parameter periodik ini menyebabkan perubahan geometri elips orbit dengan pergerakan pesawat ruang angkasa di sepanjang orbit, tetapi ketika revolusi lengkap terakhir tercapai, ia kembali ke keadaan semula. Ini menunjukkan invarian bentuk orbit dari waktu ke waktu.
2.Eksentrisitas
Eksentrisitas juga berubah secara berkala. Dapat dilihat dari grafik dan ketergantungan teoritis bahwa perubahannya dijelaskan menggunakan jumlah dan produk fungsi trigonometri. Ketergantungan teoretis cukup menggambarkan ketergantungan yang diperoleh dengan metode numerik. Ini memberi kita hak untuk menentukan periode perubahan parameter ini sebagai periode orbit pesawat ruang angkasa. Mengenai perubahan sekuler, mereka tidak ada karena ketergantungan pada grafik dan integrasi ketergantungan teoritis setelah integrasi, kami memperoleh fungsi trigonometri dengan periode 2 (penyimpangan angka disebabkan oleh kesalahan metode integrasi numerik).
Eksentrisitas, sebagai parameter bentuk orbit, terkait dengan parameter fokus, dan ini menunjukkan bahwa parameter ini menegaskan bahwa bentuk orbit tidak berubah seiring waktu.
3.Bujur simpul naik
Bujur dari node menaik memiliki karakter non-periodik, karena pesawat ruang angkasa tidak mengembalikan nilai awal saat membuat revolusi penuh. Ia memiliki periodisitas bergelombang yang sama dengan periode revolusi pesawat ruang angkasa, tetapi turun per revolusi. Adanya gelombang yang berulang secara periodik disebabkan oleh adanya rumus fungsi trigonometri dengan periode 2. Parameter ini, pada kenyataannya, sekuler. Setelah mengintegrasikan ketergantungan teoretis, kami mendapatkan 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 saat pesawat ruang angkasa bergerak di sepanjang itu; pada akhir revolusi, ia tidak kembali ke posisi awalnya, tetapi datang ke yang lain dengan pergeseran.
4. Kemiringan orbit
Kemiringan bidang orbit adalah periodik. Kesimpulan ini dapat ditarik berdasarkan model data dan ketergantungan analitis. Kecukupan data numerik dan analitis terbukti. 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 secara berkala berputar relatif terhadap bidang ekuator.
5. Argumen Pericenter
Argumen periapsis berperilaku baik sebagai parameter periodik dan sebagai parameter sekuler. Periodisitas disebabkan oleh adanya fungsi trigonometri dalam rumus, dan fungsi sekuler disebabkan oleh fakta bahwa ketika KA melewati satu putaran penuh, nilai sebelum lintasan tidak sesuai dengan nilai sesudahnya. Ketergantungan teoretis dengan jelas menunjukkan fakta perubahan sekuler, karena setelah integrasinya, muncul ekspresi yang bergantung pada jumlah putaran.
Dari sudut pandang orbit, ketika orbit diputar relatif terhadap titik Aries (GMT), orbit juga berputar pada bidangnya sendiri (presesi garis apsides). Apalagi jika inklinasinya kurang dari 63,4 0, maka terjadi presesi yang berlawanan dengan arah gerak pesawat ruang angkasa. Parameter ini harus diperhitungkan terutama dari sudut pandang komunikasi radio, jika tidak pada titik tertentu, ketika zona komunikasi radio diharapkan, pesawat ruang angkasa hanya akan masuk ke bayangan planet.
6. Waktu pergerakan orbit
Waktu tergantung secara linier pada argumen garis lintang. Ini adalah parameter independen yang tumbuh sepanjang waktu. Kami lebih mementingkan periode sirkulasi.
Periode revolusi adalah waktu revolusi penuh pesawat ruang angkasa di orbitnya.
Non-pusat medan gravitasi bumi tidak menyebabkan semiaxes berubah dalam gaya sekuler, seratus parameter j kira-kira sama dengan 1 dan dari sini dapat disimpulkan berdasarkan rumus teoretis dan grafik metode numerik kira-kira satu, dari mana dapat disimpulkan bahwa periode revolusi yang kejam sama dengan sidereal.
hukum Kepler
Hukum Kepler adalah tiga hubungan empiris yang dipilih secara intuitif oleh Johannes Kepler berdasarkan analisis pengamatan astronomi Tycho Brahe. Jelaskan orbit heliosentris ideal dari planet ini. Dalam kerangka mekanika klasik, mereka diturunkan dari solusi masalah dua benda dengan melewati batas / → 0, di mana,,
Massa planet dan matahari, masing-masing.
Hukum pertama Kepler (hukum elips):
Setiap planet di tata surya berputar mengelilingi elips dengan matahari di salah satu fokusnya. Bentuk elips dan derajat kemiripannya dengan lingkaran dicirikan oleh rasio, di mana jarak dari pusat elips ke fokusnya (setengah jarak interfokal), adalah sumbu semi-mayor. Besaran tersebut disebut eksentrisitas elips. Di, dan, oleh karena itu, elips berubah menjadi lingkaran.
Bukti hukum pertama Kepler
Hukum gravitasi universal Newton menyatakan bahwa "setiap benda di alam semesta menarik setiap benda lain sepanjang garis yang menghubungkan pusat-pusat massa benda, sebanding dengan massa setiap benda, dan berbanding terbalik dengan kuadrat jarak antar benda." Ini mengasumsikan bahwa percepatan a memiliki bentuk.
Ingatlah bahwa dalam koordinat kutub:
Kami menulis dalam bentuk koordinat:
Substitusi dan ke persamaan kedua, kita dapatkan
yang disederhanakan
Setelah integrasi, kami menulis ekspresi
untuk beberapa konstanta, yang merupakan momentum sudut spesifik ().
Persamaan gerak dalam arah menjadi
Hukum gravitasi universal Newton menghubungkan gaya per satuan massa dengan
jarak sebagai
di mana G adalah konstanta gravitasi universal dan M adalah massa bintang.
Hasil dari
Persamaan diferensial ini memiliki solusi umum:
untuk konstanta integrasi arbitrer e dan 0.
Mengganti u dengan 1/r dan menyetel 0 = 0, kita peroleh:
Kami telah memperoleh persamaan bagian kerucut dengan eksentrisitas e dan asal sistem koordinat di salah satu fokus. Jadi, hukum pertama Kepler mengikuti langsung dari hukum gravitasi universal Newton dan hukum kedua Newton.
Hukum kedua Kepler (hukum luas):
Setiap planet bergerak dalam bidang yang melewati pusat Matahari, dan untuk periode waktu yang sama, vektor radius yang menghubungkan Matahari dan planet menggambarkan luas yang sama.
Seperti yang diterapkan pada tata surya kita, dua konsep terkait dengan hukum ini: perihelion - titik orbit yang paling dekat dengan Matahari, dan aphelion - titik orbit yang paling jauh. Jadi, dari hukum kedua Kepler berikut bahwa planet bergerak mengelilingi Matahari tidak merata, memiliki kecepatan linier lebih besar di perihelion daripada di aphelion.
Setiap tahun di awal Januari, Bumi bergerak lebih cepat saat melewati perihelion, sehingga pergerakan Matahari yang tampak ke timur di sepanjang ekliptika juga lebih cepat daripada rata-rata tahunan. Pada awal Juli, Bumi, melewati aphelion, bergerak lebih lambat, oleh karena itu, pergerakan Matahari di sepanjang ekliptika melambat. Hukum luas menunjukkan bahwa gaya yang mengontrol gerakan orbit planet-planet diarahkan ke Matahari.
Bukti hukum kedua Kepler
Menurut definisi, momentum sudut L dari partikel titik dengan massa m dan kecepatan v ditulis sebagai:
di mana adalah vektor jari-jari partikel dan momentum partikel. Luas daerah yang disapu oleh vektor jari-jari r dalam waktu dt dari pertimbangan geometri adalah
di mana adalah sudut antara r dan v arah.
Prioritas-A
Akibatnya kita memiliki
Bedakan kedua ruas persamaan terhadap waktu
karena perkalian silang dari vektor-vektor paralel adalah nol. Perhatikan bahwa F selalu sejajar dengan r karena gayanya radial, dan p selalu sejajar dengan v menurut definisi. Dengan demikian, dapat dikatakan bahwa L , dan karenanya juga
kecepatan menyapu daerah sebanding dengan itu adalah konstan.
Hukum ketiga Kepler (hukum harmonik)^
Kuadrat periode revolusi planet-planet mengelilingi Matahari terkait sebagai pangkat tiga dari sumbu semi-besar orbit planet-planet. Ini benar tidak hanya untuk planet-planet, tetapi juga untuk satelit-satelitnya.
di mana T1 dan T2 adalah periode revolusi dua planet mengelilingi Matahari, aa1 dan a2 adalah panjang sumbu semi-mayor orbitnya.
Newton menemukan bahwa tarikan gravitasi sebuah planet dengan massa tertentu hanya bergantung pada jaraknya, dan bukan pada sifat-sifat lain seperti komposisi atau suhu. Dia juga menunjukkan bahwa hukum ketiga Kepler tidak sepenuhnya akurat - bahkan, itu juga mencakup massa planet /
di mana M adalah massa Matahari, am1 dan m2 adalah massa planet-planet.
Karena gerak dan massa saling berhubungan, kombinasi hukum harmonik Kepler dan hukum gravitasi Newton ini digunakan untuk menentukan massa planet dan satelit jika orbit dan periode orbitnya diketahui.
Parameter orbit di pesawat:
Dalam mekanika langit, ini adalah lintasan benda langit di medan gravitasi benda lain dengan massa yang jauh lebih besar (planet, komet, asteroid di bidang bintang). Dalam sistem koordinat persegi panjang, yang asalnya bertepatan dengan pusat massa, lintasannya dapat berbentuk bagian kerucut (lingkaran, elips, parabola, atau hiperbola). Dalam hal ini, fokusnya bertepatan dengan pusat massa sistem.
Orbit Keplerian
Untuk waktu yang lama diyakini bahwa planet-planet harus memiliki orbit melingkar. Setelah upaya yang lama dan gagal untuk menemukan orbit melingkar untuk Mars, Kepler menolak pernyataan ini dan, kemudian, menggunakan data pengukuran yang dibuat oleh Tycho Brahe, merumuskan tiga hukum (lihat Hukum Kepler) yang menjelaskan gerakan orbit benda.
Unsur-unsur orbit Keplerian adalah:
parameter fokus, sumbu semi-mayor, radius periapsis, radius apoapsis - tentukan ukuran orbit,
eksentrisitas (e) - menentukan bentuk orbit,
kemiringan orbit (i),
bujur simpul menaik () - menentukan posisi bidang orbit benda angkasa di luar angkasa,
argumen periapsis () - mengatur orientasi perangkat di bidang orbit (sering kali mengatur arah ke periapsis),
momen perjalanan benda langit melalui periapsis (Ke) - menetapkan referensi waktu.
Elemen-elemen ini secara unik mendefinisikan orbit, terlepas dari bentuknya (elips, parabola, atau hiperbolik). Bidang koordinat utama dapat berupa bidang ekliptika, bidang galaksi, bidang ekuator bumi, dll. Kemudian elemen orbit ditetapkan relatif terhadap bidang yang dipilih.
Lokasi orbit di ruang angkasa dan lokasi benda langit di orbit.
Menentukan orbit benda langit adalah salah satu tugas mekanika langit. Untuk mengatur orbit satelit planet, asteroid atau Bumi, apa yang disebut "elemen orbit" digunakan. Elemen orbital bertanggung jawab untuk mengatur sistem koordinat dasar (titik referensi, sumbu koordinat), bentuk dan ukuran orbit, orientasinya dalam ruang dan waktu di mana benda langit berada pada titik tertentu di orbit. Pada dasarnya ada dua cara untuk mengatur orbit (dengan adanya sistem koordinat):
- menggunakan vektor posisi dan kecepatan;
- menggunakan elemen orbital.
Elemen keplerian dari orbit
Elemen lain dari orbit
anomali
Anomali(dalam mekanika langit) sudut yang digunakan untuk menggambarkan gerakan benda dalam orbit elips. Syarat " anomali" pertama kali diperkenalkan oleh Adelard Batsky ketika menerjemahkan tabel astronomi Al-Khawarizmi "Zij" ke dalam bahasa Latin untuk menyampaikan istilah Arab " al-heza" ("keanehan").
anomali sejati(ditandai pada gambar (\displaystyle \nu ), juga dilambangkan T , (\displaystyle \theta ) atau f) adalah sudut antara jari-jari vektor r tubuh dan arah ke periapsis.
Berarti anomali(biasa dilambangkan M) untuk sebuah benda yang bergerak di sepanjang orbit yang tidak terganggu, - produk dari gerakan tengah(kecepatan sudut rata-rata per putaran) dan selang waktu setelah melewati periapsis. Dengan kata lain, mean anomali adalah jarak sudut dari periapsis ke benda khayal yang bergerak dengan kecepatan sudut konstan yang sama dengan gerak rata-rata benda nyata dan melewati periapsis secara bersamaan dengan benda nyata.
Anomali eksentrik(dilambangkan E) adalah parameter yang digunakan untuk menyatakan panjang variabel dari vektor radius r .
Kecanduan r dari E dan (\displaystyle \nu ) dinyatakan dengan persamaan
r = a (1 e cos E) , (\displaystyle r=a(1-e\cdot \cos E),) r = a (1 e 2) 1 + e cos (\displaystyle r=(\frac (a(1-e^(2)))(1+e\cdot \cos \nu ))),- sebuah- sumbu semi-mayor dari orbit elips;
- e adalah eksentrisitas orbit elips.
Anomali rata-rata dan anomali eksentrik dihubungkan melalui persamaan Kepler.
Argumen garis lintang
Argumen garis lintang(dilambangkan kamu) adalah parameter sudut yang menentukan posisi benda yang bergerak di sepanjang orbit Keplerian. Ini adalah jumlah dari anomali sejati yang umum digunakan (lihat di atas) dan argumen periapsis, yang membentuk sudut antara vektor radius tubuh dan garis simpul. Dihitung dari simpul menaik ke arah perjalanan
