Орбита спутника синхронная

Рис. 28.2. Экономия массы А для различных летательных аппаратов (ЛА) А — малые гражданские самолеты Б — вертолеты В — транспортные самолеты Г — гражданские коммерческие самолеты Д — двигатели ЛА Е — самолет Боинг 747 Ж — самолет-истребитель 3 — самолет вертикального или короткого взлета и посадки И — сверхзвуковой транспортный самолет К — спутник с околоземной орбитой Л — синхронный спутник (со стационарной орбитой) М — космический корабль Шаттл

В состав орбитального сегмента системы ERS входит один ИСЗ на круговой солнечно-синхронной орбите. Местное время пересечения экватора в восходящем узле орбиты спутника составляет 10 ч 30 мин, а в нисходящем — 22 ч 30 мин. На время орбитальных испытаний (первые три месяца [c.129]

В состав орбитального сегмента системы входят 1—2 оперативных космических аппарата на круговых солнечно-синхронных орбитах. Расчетный срок активного существования индийских спутников на орбите составляет 3 года. [c.99]

К 1997 г. по программе MOS были изготовлены и выведены на орбиту два аналогичных спутника типа Mos-1, рассчитанные как на одновременное, так и на независимое использование. Спутники выводились на солнечно-синхронные орбиты высотой 909 км, с наклонением 99.1 и местным временем пересечения экватора 10.00—11.00. Повторный пролет каждого ИСЗ над одним и тем же участком на поверхности Земли обеспечивался каждые 17 суток. [c.242]

Гравитационные системы стабилизации имеют неоспоримые преимущества при использовании их на спутниках связи и метеорологических спутниках, так как для последних очень важно, чтобы в течение длительного времени одна сторона спутника была бы постоянно обращена к Земле. На синхронных орбитах гравитационная стабилизация становится почти нео-бходимым требованием для обеспечения эффективной двусторонней связи со спутником. Некоторые научные эксперименты по исследованию элементарных частиц и электромагнитного излучения могут быть успешно выполнены на космических аппаратах, также ориентированных по местной вертикали. [c.38]

Момент Му может быть использован как управляющий момент только в том случае, если его среднее значение заведомо больше суммарного возмущающего момента диссипативных сил. Такое соотношение моментов характерно для КА с высокими орбитами, например для стационарных или синхронных спутников Земли. [c.163]

Спутник связи, а также спутник для исследования земной поверхности часто запускаются на кратно-периодические орбиты (их иногда называют также синхронными), т. е. орбиты с периодом обращения, почти соизмеримым со временем одного оборота Земли вокруг оси (звездные сутки 23 ч 56 мин 4 с). Почти объясняется прецессией орбиты если бы поле тяготения Земли было центральным, то выбирался бы период, в точности соизмеримый звездным суткам. Трассы таких спутников представляют собой замкнутые [c.108]

Частным случаем синхронного спутника является суточный спутник — с периодом обращения, равным звездным суткам. В случае, если его орбита круговая, ее средняя высота (Земля сплюснута у полюсов ) должна составлять 35 793 км (радиус орбиты 42 164 км). Круговая скорость на этой высоте 3075 м/с. [c.109]

Поэтому для решения многих задач могут использоваться суточные (синхронные) спутники на круговых и эллиптических орбитах, плоскость движения которых наклонена под большим углом к плоскости экватора. За счет выбора элементов орбиты суточного спутника можно добиться наибольшего эффекта в его использовании для целей связи или наблюдения. На рис. 4.12 построены трассы суточных спутников Земли с наклонением I = 60°, эксцентриситетом е = 0,6 и различными положениями перигея, обозначенного буквой П [66]. [c.133]

Искусственный спутник Земли, сидерический период обращения которого равен одним звездным суткам, называется суточным. Если такой спутник движется в восточном направлении по экваториальной круговой орбите, радиус которой Го=42188 км, то он остается неподвижным относительно наземного наблюдателя (синодический период равен бесконечности) в называется стационарным. Если экваториальная орбита суточного ИСЗ эллиптическая, то вследствие изменения орбитальной скорости видимое для наземного наблюдателя движение ИСЗ будет колебательным с амплитудой вдоль экватора, зависящей от эксцентриситета орбиты. Такие спутники называются качающимися. Если спутник в течение звездных суток делает целое число оборотов, т. е, его период Гав кратен звездным суткам, то он будет периодически появляться над одной и той же местностью в одно и то же местное время. Такой спутник называется периодическим или синхронным, [c.65]

Прецессия плоскости орбиты спутника должна, естественно, учитываться при планировании научных экспериментов. Известно, что в начале космической эры важную роль играли визуальные наблюдения спутников. Если спутник запускался таким образом, что совершал первые витки примерно над линией разграничения дня и ночи, т. е. над полосой сумерек сумеречный или термина-торный спутник 12.2]), то условия его визуального наблюдения были особенно благоприятны ). Однако движение Земли вокруг Солнца заставляет повернуться в пространстве плоскость окружности разграничения дня и ночи, а сплюснутость Земли — повернуться плоскость орбиты. Вообще говоря, спутник при этом перестает быть сумеречным и начинает заходить в тень. Но если все точно рассчитать и подобрать такую орбиту, чтобы прецессия орбиты компенсировала эффект движения Земли вокруг Солнца, то спутник будет непрерывно купаться в солнечных лучах, что особенно важно, когда он оснащен солнечными батареями (плоскости солнечных элементов при этом должны быть ориентированы на Солнце). Подобная орбита называется солнечно-синхронной. Нетрудно сообразить, что она должна быть обратной (наклонение обычно 98-н100°) и настолько близкой к положению, при котором лучи Солнца падают на ее плоскость перпендикулярно, насколько позволяет необходимая скорость прецессии. Примером может служить астрономический спутник ТВ-1А, запущенный 12 марта 1972 г. Западноевропейской организацией по космическим исследованиям на орбиту высотой от 541 до 547 км, наклонением 97,5° и периодом обращения 97 мин в течение первых 230 сут своего движения он не заходил в тень. Другим примером служит американский космический аппарат Серт-2 , который не должен был [c.93]

Запуск ИСЗ Irs-1 А осуществлен 17 марта 1988 г. советской PH SL-3 Восток с полигона Тюратам. Спутник был выведен на околокруго-вую солнечно-синхронную орбиту высотой 867 х 913 км с наклонением 99.03° и местным временем пересечения экватора в нисходящем узле орбиты 10 ч 25 мин, причем после двух лет эксплуатации местное время пересечения экватора изменилось до 10 ч 10 мин. Пролет над одним и тем же участком поверхности происходит каждые 22 дня (307 витков), расстояние по экватору между двумя последовательными витками равняется 2872 км. [c.99]

Спутник выводится на круговую солнечно-синхронную орбиту высотой 817 км, с наклонением 98.69°. Пересечение экватора в нисходящем узле орбиты происходит в 10 ч 30 мин по местному времени, пбвторный пролет над одним и тем же районом для камеры LISS-3 осуществляется каждые 24 дня (341 виток), а для панхроматической и широкоугольной камер — каждые пять суток. [c.102]

Спутники серии Adeos выводятся на расчетную солнечно-синхронную орбиту высотой 797 км, наклонением 98.59° и местным временем пересечения экватора в нисходящем узле орбиты 10 ч 30 мин. Период повторного пролета над заданным участком на поверхности Земли составляет 41 сутки (585 витков). [c.111]

Космические аппараты дистанционного зондирования SSR (Satelites de Sensoriamento Remoto) выводятся на солнечно-синхронные орбиты высотой 640 км с наклонением 98". Спутник будет иметь массу 170 кг, из них 20 кг отведено на запас гидразина, необходимый для проведения коррекций орбиты. Разворачиваемые панели солнечных батарей обеспечат мощность бортовой энергетической установки не менее 135 Вт. [c.119]

Очередной спутник этой серии планируется вывести на орбиту в 1998-1999 гг. Орбитальный сегмент системы BERS базируется на околокру-говых солнечно-синхронных орбитах высотой 778 км, наклонением 98.5 " и местным временем пересечения экватора 10 ч 30 мин. Повторный пролет над заданным участком местности происходит каждые 26 суток (373 витка). Расчетный срок службы космических аппаратов составляет 2 года. [c.120]

Космический аппарат Jers-1 (рис.3.5) был выведен на околокруговую солнечно-синхронную орбиту 11 февраля 1992 г. двухступенчатой японской ракетой-носителем Н-1 с полигона Tanegashima. Высота орбиты — 567 X 569 км, наклонение 97.7°, местное время пересечения экватора около 10 ч 30 мин. Период повторного пролета спутника над заданным районом составляет 44 суток. Вследствие низкой высоты коррекция параметров орбиты выполняется еженедельно. Оперативное использование ИСЗ начато с 1 июня 1992 г. после того, как были устранены неисправности, возникшие в системе развертывания антенной решетки радиолокатора. Гарантируемый срок активного функционирования спутника составляет 2 года. [c.144]

Спутники серии Radarsat выводятся на солнечно-синхронную околокру-говую орбиту высотой 743 км с наклонением 98.6° и местным временем пересечения экватора около 6 и 18 час в нисходящем и восходящем узлах орбиты, соответственно. Период пролета над одним и тем же участком территории составляет 24 суток, при этом обеспечивается оптимальный режим стереоскопической съемки поверхности (наблюдение полярных областей осуществляется ежедневно, районов с широтой 49 -70° — каждые 3 дня). [c.148]

Спутники четвертого поколения TIROS-N /20/ разрабатывались корпорацией R A на основе платформы военного метеорологического ИСЗ Blo k-5D и выводились на солнечно-синхронные орбиты высотой 850 X 860 км с наклонением Ю . Масса космических аппаратов была увеличена более, чем вдвое и составила 734 кг (1421 кг с дополнительным оборудованием, используемым при запуске ИСЗ), из которых под полезную нагрузку отводилось до 230 кг. На спутнике размерами 1.88 х 3.71 м устанавливалась панель солнечной батареи [c.166]

Орбитальный сегмент современной системы NOAA включает два оперативных космических аппарата. Запуски ИСЗ, гарантируемый срок службы которых составляет 2 года, осуществляются с Западного ракетного полигона США. Спутники выводятся на солнечно-синхронные орбиты с наклонением около 98.8 и с высотами порядка 830 или 870 км. Высота орбиты очередного запускаемого ИСЗ выбирается таким образом, чтобы [c.167]

Запуск космического аппарата Metop-1 запланирован на 2001 г. с французского ракетного полигона Kourou (Фр. Гвиана) при помощи ракеты-носителя Ariane-5. Спутник будет выведен на полярную солнечно-синхронную орбиту высотой около 800 км. [c.179]

Космические аппараты серии Eos-Aero выводятся на солнечно-синхронные приполярные орбиты высотой около 1000 км с параметрами, совпадающими с параметрами орбиты российского спутника Метеор-ЗМ . Космические аппараты типа Eos-Aero предназначены для изучения хи мического состава атмосферы, а также анализа характеристик тропосферных и стратосферных аэрозолей. Всего запланирован запуск пяти спутников этого типа с расчетным сроком активного существования 3 года. [c.234]

Космические аппараты серии Eos- hem будут выводиться на полярные солнечно-синхронные орбиты высотой 705 км и периодом обращения 99 мин с целью изучения динамики и химического состава атмосферы, а также контроля водного и энергетического баланса планеты. На спутниках такого типа будут устанавливаться зондировщики HiRDLS и MLS, а также спектрометр TES. [c.238]

ИСЗ lark будет выводиться на солнечно-синхронную орбиту высотой 456 км с наклонением 97.3° и местным временем пересечения экватора 11 ч 15 мин. Спутник имеет массу около 280 кг, при этом на полезную нагрузку приходится 94 кг, а 12.7 кг — на топливо. Расчетная продолжительность активного функционирования ИСЗ составляет 3 года. [c.269]

Использование магнитных демпфирующих устройств всегда приводит к ошибкам ориентации спутника, вносимым самим демпфером. Эти ошибки обусловлены нецентричностью магнитного поля Земли. При совпадении геомагнитного и гравитационного полей величина ошибок стремится к нулю, но и эффективность магнитного демпфера исчезающе мала. Для синхронной орбиты, когда спутник находится в неподвижном состоянии относительно номи- [c.35]

Точность гравитационной стабилизации во многом зависит от возмущающих воздействий. Установлено, что основными возмущающими моментами являются магнитные моменты, моменты от сил давления солнечного излучения и аэродинамические моменты. Магнитные моменты доминируют на высотах ниже 1850 км. Давление солнечного излучения более всего влияет на спутники, движущиеся по синхронным орбитам. Аэродинамическими моментами можно пренеб1)ечь на высотах более 900 км. Так, для спутника 1963 22А аэродинамический момент на высоте 740 км отклонит его от вертикали на 1°, а на высоте 555 км — уже на 10°. [c.40]

NASA проектирует запуск спутника связи ATS-F/G на синхронную орбиту с целью усовершенствования техники связи, улучшения техники управления движением самолетов, навигации и ретрансляционной техники. [c.7]

Что же представляет собой солнечная космическая электростанция Разместиться она должна будет на так называемой геостационарной орбите - круговой траектории радиусом 35800 км. Обращаясь вокруг Земли за 24 часа, станция движется синхронно с планетой и как бы повисает над определенной точкой ее поверхности (на такие орбиты в наши дни запускают трансляционные спутники связи - широко известные Экраны" и др.). Станция, находящаяся на такой орбите, свыше 99% времени будет освещаться солнечными лучами. Каждый квадратный метр фотоэлектрических "крыльев" станции получит от Солнца около 1,36 кВт мощности. В принципе нет ничего трудного в том, чтобы построить "крылья" площадью несколько десятков квадратных километров и вырабатывать миллионы киловатт электроэнергии. Согласно одному из проектов солнечная электростанция с двумя "крьшьями" размером 5x6 км, каждое при коэффициенте преобразования света в электричество 0,1, сможет давать 5млн. кВт - столько же, сколько дают сегодня наши крупнейшие гидроэлектростанции. [c.128]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...