Orbita terestră

O orbită a Pământului este orbita urmată de un obiect care circulă în jurul Pământului . De la începutul erei spațiale (1957) câteva mii de sateliți au fost plasați pe orbită în jurul planetei noastre. Orbitele navelor spațiale au caracteristici diferite pentru a îndeplini obiectivele misiunii lor. Milioane de resturi spațiale de toate dimensiunile rezultate din activitatea spațială orbitează de asemenea pe Pământ. Pe lângă obiectele create de om, un obiect natural, Luna , care orbitează Pământul.

Parametrii orbitali ai unui satelit din jurul Pământului

Orbita eliptică a unui satelit din jurul Pământului este descrisă prin intermediul a două planuri - planul orbitei ( planul orbital ) și planul ecuatorial (planul care trece prin ecuatorul Pământului) - și a șase parametri (elementele ): axa semi-majoră , excentricitatea , înclinația , longitudinea nodului ascendent , argumentul perigeului și poziția obiectului pe orbita acestuia. Doi dintre acești parametri - excentricitatea și axa semi-majoră - definesc traiectoria într-un plan, alți trei - înclinația, longitudinea nodului ascendent și argumentul pericentrului - definesc orientarea planului în spațiu și ultimul - moment de trecere la pericentru - definește poziția obiectului.

Satelitul se deplasează pe o elipsă (o orbită circulară este un caz special al unei elipse. Axa semi-majoră $la$ este la jumătatea distanței dintre perigeu (punctul de jos al elipsei) și apogeul ( punctul înalt al elipsei). ) Acest parametru definește dimensiunea absolută a orbitei.
Excentricitate e{\ displaystyle e} $e$ : o elipsă este locusul punctelor a căror sumă a distanțelor la două puncte fixe, focarele (șipe diagramă), este constantă. Excentricitatea măsoară deplasarea focarelor de la centrul elipsei (pe diagramă); este raportul dintre distanța de focalizare centrală și axa semi-majoră. Tipul de traiectorie depinde de excentricitate: S{\ displaystyle S} $S$ S′{\ displaystyle S '} $S '$ VS{\ displaystyle C} $VS$
- $e = 0$ : orbită circulară
- $0 <e <1$ : orbita eliptica
- $e = 1$ : traiectorie parabolică: satelitul nu rămâne pe orbită și cade înapoi pe Pământ.
- $e> 1$ : traiectorie hiperbolică: satelitul părăsește orbita terestră și se plasează pe o orbită heliocentrică.

Parametrii orbitei unui satelit din jurul Pământului
Parametrii orbitali ai unui satelit artificial: ascensiunea dreaptă a nodului ascendent ☊, înclinația i, argumentul perigeului ω.
Vedere perpendiculară pe planul orbital: axă semi-majoră a, argument al perigeului ω, adevărată anomalie ν.

Planul de referință sau planul referențial este pentru orbite terestre planul care trece prin ecuator. Planul de referință și planul orbitei sunt astfel două planuri care se intersectează. Intersecția lor este o linie dreaptă numită linia nodurilor. Orbita intersectează planul de referință în două puncte, numite noduri. Nodul ascendent este cel prin care corpul trece într-o traiectorie ascendentă; celălalt este nodul descendent.

Trecerea dintre planul orbital și planul de referință este descrisă de trei elemente care corespund unghiurilor lui Euler :

Înclinarea , notat , care corespunde nutation unghiului : înclinația (între 0 și 180 de grade) este unghiul pe care planul orbital face cu planul care trece prin ecuatorului. eu{\ displaystyle i} $eu$
- La 90 ° satelitul zboară peste poli. Orbitele cu o înclinație apropiată de 0 ° sunt orbite polare . Orbita sincronă solară este un subtip al orbitei polare.
- 0 °: satelitul este permanent deasupra ecuatorului. Orbitele cu o înclinație apropiată de 0 ° sunt orbite cvasi-ecuatoriale .
Longitudinea nodului ascendent , notat ☊, care corespunde precesie unghiului : este unghiul dintre direcția punctului vernal și linia nodurilor, în planul eliptic. Direcția punctului vernal este linia care unește Soarele și punctul vernal (punctul de referință astronomic corespunzător poziției Soarelui în momentul echinocțiului de primăvară). Linia nodurilor este linia căreia îi aparțin nodurile ascendente (punctul din orbita unde obiectul trece la nord de planul ecuatorial) și descendent (punctul din orbita unde obiectul trece la sud de acesta). Aceasta).
- Pentru orbite ecuatoriale (înclinare orbitală zero) acest parametru nu are sens. Prin convenție este evaluat la 0.
Argumentul perigeu , notat este unghiul format de linia nodurilor și direcția perigeu (linia care trece prin Pământ și perigeul orbitei) în planul orbital. Longitudinea perigeu este suma longitudinea nodului ascendent și argumentul perigeu. ω{\ displaystyle \ omega} $\omega$
- Un argument al perigeului 0 ° înseamnă că satelitul este cel mai aproape de Pământ în același timp în care traversează planul ecuatorial de la sud la nord.
- Un argument al perigeului la 90 ° indică faptul că perigeul este atins atunci când corpul se află la distanța maximă deasupra planului ecuatorial.

Al șaselea parametru este poziția corpului care orbitează pe orbita sa la un moment dat. Este necesar să o putem defini în viitor. Poate fi exprimat în mai multe moduri:

Instant τ de trecere la perigeu .
Medie anomalie M a obiectului pentru o clipă convențională ( epoca orbitei). Anomalia medie nu este un unghi fizic, ci specifică fracția suprafeței orbitei măturată de linia care unește focul cu obiectul de la ultimul său pasaj la perigeu, exprimată în formă unghiulară. De exemplu, dacă linia care unește focalizarea cu obiectul a parcurs un sfert din suprafața orbitei, anomalia medie este ° °. Longitudinea medie a obiectului este suma longitudinii perigeului și a anomaliei medii. $0,25 \ ori 360$ $= 90$
Adevărată anomalie .
Argumentul latitudinii.

Reprezentarea parametrilor orbitali

În parametrii orbitali ai obiectelor pe orbita Pământului sunt reprezentate ca standard în formă de două-Line Orbital Parametri ( TLE). NORAD și NASA menține un catalog al acestor parametri , nu numai pentru sateliți artificiali , dar , de asemenea , pentru moloz spațiu mai mare de 10 de centimetri in Leu si 1 metru pe orbita geostaționară (în această dimensiune resturi nu pot fi urmărite în mod individual de camerele de viteză). Datele conținute în acest catalog permit calcularea poziției obiectelor pe orbită în orice moment. Din cauza numeroaselor perturbările la care sunt supuse (influențe ale atracției a Lunii și Soarelui , frânarea atmosferică , vântul solar , presiunea fotonică, etc. , dar și manevre orbitale , acești parametri trebuie să fie însă actualizate în mod regulat și nu sunt valabile numai pentru o perioadă limitată.

Parametrii gestionați în catalog sunt după cum urmează:

Ora măsurării (ultimele două cifre ale anului) 21
Epoca timpului de măsurare (ziua anului și porțiunea fracționată a zilei) 264.51782528
Prima derivată a mișcării medii împărțită la 2 6 -, 00002182
A doua derivată a mișcării medii împărțită la 6 (după punctul zecimal) 00000-0
Coeficientul de tragere BSTAR de exemplu 7
Inclinare orbitală, de exemplu, 51,6416 °
Longitudinea nodului ascendent, de ex. 247,4627 °
Excentricitate, de ex. 0,0006703
Argumentul periapsisului, de exemplu, 130,5360 °
Anomalie medie de exemplu 325,0288 °
Numărul de rotații pe zi, de exemplu 15.72125391
Numărul de rotații efectuate la momentul dat, de exemplu 56 353

Catalog de obiecte pe orbită

Catalogul a enumerat la mijlocul anului 2019 aproximativ 44.000 de obiecte, inclusiv 8.558 de sateliți lansați din 1957. 17.480 sunt monitorizați regulat În ianuarie 2019, Agenția Spațială Europeană a estimat că organizația americană a fost capabilă să urmărească 34.000 de resturi spațiale. Milioane de resturi mai mici nu sunt listate.

În acest catalog, fiecare obiect pe orbită are doi identificatori atribuiți lansării satelitului sau când apar noi resturi: identificatorul COSPAR și identificatorul NORAD . Identificatorul COSPAR este un identificator internațional care este atribuit oricărui obiect plasat pe orbită având o traiectorie independentă. Structura sa este după cum urmează: anul lansării, numărul comenzii lansării, scrisoarea care face posibilă distincția diferiților sateliți lansați. 2021-05C desemnează astfel un satelit plasat pe orbită în 2021 în timpul celei de-a cincea lansări a anului, care a inclus cel puțin trei sateliți (deoarece i se atribuie litera C). Identificatorul NORAD este un număr de serie atribuit de organizația americană ca și când sunt lansate sau detectate resturi spațiale.

Perioada revoluției

Perioada de revoluție (perioada orbitala) a unui satelit în jurul Pământului este timpul necesar pentru a finaliza o rotație completă în jurul Pământului. Valoarea sa slăbește odată cu distanța dintre Pământ și satelit. Trece de la 90 de minute pe o orbită joasă la o altitudine de 200 de kilometri, la 23 de ore și 56 de minute pe o orbită geostaționară. În această ultimă orbită, coincide cu perioada de revoluție a Pământului. Prin urmare, satelitul rămâne permanent deasupra aceleiași regiuni terestre. Perioada orbitală a Lunii este de 27,27 zile.

Viteza orbitală

Viteza orbitală în jurul Pământului este cu atât mai mică cu cât orbita face ca satelitul să se îndepărteze la o distanță semnificativă de Pământ. Pe o orbită terestră circulară, această viteză este de 7,9 km / s la 200 km și 3,1 km / s la nivelul orbitei geostaționare. Luna călătorește cu o viteză orbitală care oscilează între 0,97 și 1,08 km / s, deoarece este ușor eliptică. De fapt, atunci când orbita este eliptică, viteza variază de-a lungul orbitei: atinge maximul la perigeu și minimul la apoge . Astfel, un satelit plasat pe o orbită a Molniei al cărui perige este situat la 500 de kilometri de suprafața Pământului și apogeul său la 39.900 de kilometri vede viteza sa crește de la 10 km / s în apropierea Pământului la 1,5 km / s în vârf.

Clasificarea orbitelor pământului

Clasificare după altitudine

Orbita Pământului Scăzut : Orbita Pământului Scăzută sau LEO ( Low Earth Orbit în engleză ) este o orbită a Pământului în zona de până la 2000 de kilometri altitudine. Există sateliți de observare a Pământului (meteorologie, studiu climatic, gestionarea dezastrelor, monitorizarea culturilor, oceanografie, geodezie etc.), anumiți sateliți de telecomunicații, precum și echipe de transport de nave spațiale, precum și stații spațiale , inclusiv Stația Spațială Internațională . Este o orbită de primă importanță pentru aplicațiile spațiale. Este cel mai dens ocupat și operatorii de satelit trebuie să lupte cu proliferarea resturilor spațiale și cu riscul de coliziune. Sub 90 de kilometri, atmosfera este prea densă pentru a menține o navă spațială pe orbită chiar și cu propulsie. Sub 400 de kilometri, atmosfera reziduală determină reintrarea atmosferică a navei spațiale după câteva ore (pentru cele mai mici altitudini) la câțiva ani.

Orbita Pământului Mediu : Orbita Pământului Mediu, sau MEO ( Medium Earth Orbit ), este regiunea spațiului din jurul Pământului între 2000 și 35 786 km altitudine, sau deasupra orbitei pământului joasă și sub orbita geostaționară.

Orbita geosincronă : Orbita geosincronă, prescurtată GEO ( Orbita geosincronă ), este o orbită în care un satelit se mișcă în aceeași direcție ca planeta (de la vest la est pentru Pământ) și a cărei perioadă orbitală este egală cu perioada de rotație siderală a Pământului (aproximativ 23 h 56 min 4,1 s). Această orbită are o axă semi-majoră de aproximativ 42.200 km.

Orbita înaltă a Pământului : Orbita înaltă a Pământului, sau HEO ( High Earth Orbit ) este o orbită a Pământului al cărei apogeu este situat deasupra orbitei geosincrone, sau aproximativ 35 786 km.

Clasificare după înclinație

O orbită înclinată este o orbită înclinată în raport cu planul ecuatorial .

Orbita polară : un satelit pe orbită polar zboară peste polii unei planete (sau al altui corp ceresc) cu fiecare revoluție . Se învârte în jurul unei stele cu o înclinație ridicată, situată aproape de 90 de grade, ceea ce o face interesantă pentru observarea Pământului. Altitudinea sa, în general destul de mică, este de aproximativ 700 de kilometri.

Orbita sincronă a Soarelui: Orbita sincronă a Soarelui desemnează o orbită a cărei altitudine și înclinație sunt alese astfel încât unghiul dintre planul său și direcția Soarelui să rămână aproximativ constant. Un satelit plasat pe o astfel de orbită trece peste un anumit punct de pe suprafața pământului în același timp local solar.

Clasificare după excentricitate

Orbită circulară : este o orbită a cărei excentricitate este zero. Perigeu este egal cu apogeului .
Orbita eliptica
- Orbita lui Hohmann este o traiectorie care vă permite să mergeți de la o orbită circulară la o altă orbită circulară situată în același plan, folosind doar două manevre de impuls. Limitându-se la două manevre, această traiectorie este cea care consumă cea mai mică energie pentru a o realiza.
- Orbita de transfer geostaționar este o orbită eliptică care este utilizată pentru a transfera un satelit într-o orbită geostaționară. Apogeul este situat la o altitudine de 35.786 km (altitudinea orbitei geostationare) în timp ce perigeul este în general de 200 km.
- Molniya.Centrarea orbita este o clasă de orbită puternic eliptice înclinate 63,4 ° în raport cu planul ecuatorului și o perioadă de 12 ore. Vârful său este aproape de 40.000 km și perigeul său aproape de 1.000 km. Un satelit plasat pe această orbită își petrece cea mai mare parte a timpului peste regiunile polare. Completează acoperirea sateliților pe orbită geostaționară care nu sunt primiți în aceste regiuni. A fost implementat pentru prima dată de sovietici, o mare parte din teritoriul căruia se află la latitudini mari.
- Orbita tundră este un tip de orbita geostaționară foarte eliptică , cu o perioadă de 24 de ore. Este legat de orbita Molniei, care are o perioadă de 12 ore. Acesta a fost folosit de anumiți sateliți de telecomunicații pentru a acoperi zone slab deservite de orbita geostaționară, în special polii. Această orbită a fost folosită și pentru prima dată de sovietici.

Orbită progresivă sau retrogradă

Când satelitul se învârte în jurul Pământului cu o mișcare de rotație identică cu cea a Pământului (în sensul acelor de ceasornic atunci când se uită din Polul Nord), se spune că orbita acestuia este progresivă . Marea majoritate a sateliților sunt așezați pe o orbită progradă, deoarece acest lucru face posibil să beneficieze de viteza de rotație a Pământului (0,46 km / s la ecuator). Excepții includ sateliții israelieni care nu pot fi lansați spre vest (= în direcția rotației Pământului), deoarece lansatorul ar zbura deasupra pământului locuit. Acestea circulă pe o orbită retrogradă.

Inserarea pe orbita Pământului

Pentru ca un vehicul spațial să fie plasat pe o orbită terestră, este necesar să îi comunice o viteză minimă. Această viteză minimă de orbită este de aproximativ 7,9 km / s pentru un satelit pe o orbită circulară la 200 km altitudine (aceasta este o viteză orizontală, un obiect lansat vertical la această viteză sau la o viteză mai mare ar cădea înapoi pe Pământ).

Dacă viteza orizontală este mai mică de 7,9 km / s, aparatul descrie o parabolă de lungime variabilă în funcție de viteză înainte de a reveni pe Pământ. Dacă viteza este mai mare decât viteza de eliberare (11,2 km / s sau 40.320 km / h) traiectoria sa descrie o hiperbolă și părăsește orbita Pământului pentru a se plasa într-o orbită heliocentrică (în jurul Soarelui ).

Declinul orbitei

Durata de viață a unui satelit pe orbită mică

Altitudine	Durata de viață
200 km	Cateva zile
250 km	~ 60 de zile
300 km	~ 220 de zile
500 km	Câțiva ani
1000 km	Câteva secole (orientativ)
1500 km	10.000 de ani (orientativ)

Orbita unui satelit din jurul Pământului nu este stabilă. El suferă forțe care îl modifică treptat. În special pe orbita Pământului joasă, atmosfera reziduală, deși foarte subțire, acționează asupra vehiculului spațial generând o forță aerodinamică cuprinzând două componente: ascensorul , perpendicular pe vectorul de viteză, a cărui valoare este neglijabilă până când straturile dense de atmosfera este atinsă (la o altitudine de aproximativ 200 km și mai jos) și tragerea care scade viteza și determină astfel o scădere a altitudinii. Valoarea tragerii crește atunci când altitudinea scade, deoarece atmosfera devine mai densă. Când activitatea solară este mai intensă, densitatea atmosferei la altitudine mare crește, ceea ce crește rezistența. În cele din urmă, tracțiunea depinde și de coeficientul balistic al navei spațiale, adică de raportul dintre secțiunea sa pe măsură ce apare în direcția de deplasare și masa acesteia. Din cauza acestei forțe, o navă spațială care călătorește la o altitudine de 200 de kilometri va rămâne pe orbită doar câteva zile înainte de a pătrunde în straturile groase ale atmosferei și de a fi distrusă (sau de aterizare dacă a fost concepută pentru a supraviețui temperaturilor ridicate). Dacă se deplasează la o altitudine de 1.500 de kilometri, acest eveniment va avea loc numai după aproximativ 10.000 de ani (vezi tabelul).

Când altitudinea satelitului îl face să pătrundă în straturile mai dense ale atmosferei, căldura produsă de tragere datorită vitezei sale de aproximativ 8 km / s atinge câteva mii de grade. Dacă nava spațială nu a fost concepută pentru a supraviețui reintrării sale atmosferice, arde în timp ce se sparge în mai multe bucăți, dintre care unele pot ajunge la sol. Datorită tragerii atmosferice, cea mai mică altitudine deasupra Pământului la care un obiect pe orbită circulară poate face cel puțin o rotație completă fără propulsie este de aproximativ 150 km, în timp ce cel mai mic perige al unei orbite eliptice este de aproximativ 90 km .

Urma solului

Traseul la sol al unui satelit artificial este o linie imaginară formată din toate punctele situate pe o verticală care trece prin centrul Pământului și prin satelit. Urmarea face posibilă determinarea locurilor de vizibilitate a satelitului de la sol și, dimpotrivă, determinarea porțiunilor de suprafață acoperite de satelit. Caracteristicile sale sunt determinate de parametrii orbitei. Obiectivele misiunii îndeplinite de satelit, poziția stațiilor terestre care comunică cu satelitul ajută la fixarea formei pistei terestre și, prin urmare, în schimb, parametrii orbitei reținuți.

Rezumat: altitudine, energie, perioadă și viteză orbitală

Lansarea istoricului

Tipul orbitei	Altitudine deasupra suprafeței	Distanța de centrul pământului	Viteza orbitală	Perioadă orbitală	Energia orbitală
Suprafața Pământului (pentru referință, aceasta nu este o orbită)	0 km	6.378 km	465 m / s (1674 km / h)	23:56 min 4,09 s.	-62,6 Mj / kg
Orbita la nivel de suprafață (teoretic)	0 km	6.378 km	7,9 km / s (28,440 km / h)	1h24 min 18s.	-31,2 Mj / kg
Orbită joasă	200 - 2000 km km	6.600 - 8.400 km	7,8 - 6,9 km / s	De la 1h29min la 2h8min	-29,8 Mj / kg
Orbita geostaționară	35.786 km	42.000 km	3,1 km / s	23h56m. 4s.	-4,6 Mj / kg
Orbita Lunii	357.000 - 399.000 km	363.000 - 406.000 km	0,97-1,08 km / s	27,27 zile	-0,5 Mj / kg
Orbita Molnia	500–39.900 km	6.900–46.300 km	0,97-1,08 km / s	11h58m.	-4,7 Mj / kg

Note și referințe

(fr) Luc Duriez, „Problema celor două corpuri revizuite”, în Daniel Benest și Claude Froeschle (ed.), Metode moderne de mecanică cerească , Gif-sur-Yvette, Frontières, ediția a II-a, 1992, p. 18 ( ISBN 2-86332-091-2 )
(în) TS Kelso, „ SATCAT Boxscore ” , CelesTrak (accesat la 23 iunie 2019 )
(în) TS Kelso, „ TLE History Statistics ” , CelesTrak (accesat la 23 iunie 2019 )
(în) „ Resturi spațiale după numere ” , ESA ,ianuarie 2019
Mecanică spațială - B - Tulburări orbitale - Cap 3 - frânare atmosferică - Durată de viață , p. 123-128

Bibliografie

(ro) Robert Guiziou, Curs de mecanică spațială (DESS in Space Techniques) , UNIVERSITATEA MEDITERANEI - AIX-MARSEILLE II,2000, 184 p. ( citește online )
Michel Capderou, sateliții Kepler către GPS , Springer,2012( ISBN 978-2-287-99049-6 )

Vezi și tu

Articole similare

linkuri externe