Cкорость движения спутника вокруг земли

Содержание

Удержание спутника в орбитальной позиции на геостационарной орбите

Спутник, обращающийся на геостационарной орбите, находится под воздействием ряда сил (возмущений), изменяющих параметры этой орбиты. В частности, к таким возмущениям относятся гравитационные лунно-солнечные возмущения, влияние неоднородности гравитационного поля Земли, эллиптичность экватора и т. д. Деградация орбиты выражается в двух основных явлениях:

1) Спутник смещается вдоль орбиты от своей первоначальной орбитальной позиции в сторону одной из четырёх точек стабильного равновесия, т. н. «потенциальных ям геостационарной орбиты» (их долготы 75,3°E, 104,7°W, 165,3°E, и 14,7°W) над экватором Земли;

2) Наклонение орбиты к экватору увеличивается (от первоначального 0) со скоростью порядка 0,85 градусов в год, и достигает максимального значения 15 градусов за 26,5 лет.

Для компенсации этих возмущений и удержания спутника в назначенной точке стояния спутник оснащается двигательной установкой (химической или электроракетной). Периодическими включениями двигателей малой тяги (коррекция «север-юг» для компенсации роста наклонения орбиты и «запад-восток» для компенсации дрейфа вдоль орбиты) спутник удерживается в назначенной точке стояния. Такие включения производятся по нескольку раз в 10-15 суток. Существенно, что для коррекции «север-юг» требуется значительно большее приращение характеристической скорости (около 45—50 м/с в год), чем для долготной коррекции (около 2 м/с в год). Для обеспечения коррекции орбиты спутника на протяжении всего срока его эксплуатации (12—15 лет для современных телевизионных спутников) требуется значительный запас топлива на борту (сотни килограммов в случае применения химического двигателя). Химический ракетный двигатель спутника имеет вытеснительную подачу топлива (газ наддува — гелий), работает на долгохранимых высококипящих компонентах (обычно несимметричный диметилгидразин и диазотный тетраоксид). На ряде спутников устанавливаются плазменные двигатели. Их тяга существенно меньше по отношению к химическим, однако большая эффективность позволяет (за счёт продолжительной работы, измеряемой десятками минут для единичного манёвра) радикально снизить потребную массу топлива на борту. Выбор типа двигательной установки определяется конкретными техническими особенностями аппарата.

Эта же двигательная установка используется, при необходимости, для манёвра перевода спутника в другую орбитальную позицию. В некоторых случаях, как правило, в конце срока эксплуатации спутника, для сокращения расхода топлива коррекция орбиты «север-юг» прекращается, а остаток топлива используется только для коррекции «запад-восток».

Запас топлива является основным лимитирующим фактором срока службы спутника на геостационарной орбите.

Поперечная орбитальная скорость [ править ]

Поперечная орбитальное скорость обратно пропорциональна расстоянию от центрального тела из-за закона сохранения углового момента , или , что эквивалентно, Kepler «с вторым законом . Это означает, что когда тело движется по своей орбите в течение фиксированного промежутка времени, линия от центра масс к телу охватывает постоянную площадь орбитальной плоскости, независимо от того, какую часть своей орбиты тело отслеживает в течение этого периода времени.

Этот закон подразумевает, что тело движется медленнее около апоапсиса, чем около его перицентра , потому что на меньшем расстоянии по дуге ему нужно двигаться быстрее, чтобы покрыть ту же область.

Снижение орбиты

Срок службы спутника на низкой орбите
Высота Продолжительность жизни
200 км Несколько дней
250 км ~ 60 дней
300 км ~ 220 дней
500 км Несколько лет
1000 км Несколько веков (ориентировочно)
1500 км 10 000 лет (ориентировочно)

Орбита спутника вокруг Земли нестабильна. Он подвергается воздействию сил, которые постепенно его видоизменяют. В частности, на низкой околоземной орбите остаточная атмосфера, хотя и очень тонкая, действует на космический аппарат, создавая аэродинамическую силу, состоящую из двух компонентов: подъемной силы , перпендикулярной вектору скорости, величиной которой можно пренебречь до тех пор, пока плотные слои достигаются атмосфера (на высоте около 200 км и ниже) и сопротивление, которое снижает скорость и, таким образом, вызывает уменьшение высоты. Значение сопротивления увеличивается, когда высота уменьшается, потому что атмосфера становится более плотной. Когда солнечная активность более интенсивна, плотность атмосферы на большой высоте увеличивается, что увеличивает сопротивление. Наконец, сопротивление также зависит от баллистического коэффициента космического корабля, то есть от соотношения между его поперечным сечением в направлении смещения и его массой. Из-за этой силы космический корабль, летящий на высоте 200 километров, будет оставаться на орбите всего несколько дней, прежде чем проникнет в толстые слои атмосферы и будет уничтожен (или приземлится, если он был спроектирован так, чтобы выдерживать высокие температуры). Если он путешествует на высоте 1500 километров, это событие произойдет только примерно через 10 000 лет (см. Таблицу).

Когда высота спутника заставляет его проникать в более плотные слои атмосферы, тепло, создаваемое сопротивлением из-за его скорости порядка 8 км / с, достигает нескольких тысяч градусов. Если космический корабль не был спроектирован так, чтобы выдержать вход в атмосферу, он сгорит, разлетевшись на несколько частей, некоторые из которых могут достичь земли. Из — за сопротивлением атмосферы, то низкая высота над Землей , при которой объект в круговой орбите может сделать , по меньшей мере , один полный оборот без толчка составляет около 150  км , а самый низкий перигей из эллиптической орбиты составляет около 90  км .

Как армейские спутники попадают в космос

Для запуска спутников военным нужны космодромы с комплексом сооружений и высокоточной аппаратуры. Все они построены далеко от мест заселения, чтобы при взлете ракет случайно не навредить мирному населению. Эксперты National Geographic посчитали, что за всю историю человечества запуски проводились с 29 космодромов, 23 из них действуют до сих пор.

Поскольку космос все больше коммерциализируется, недалек тот день, когда откроются частные космопорты. Например, такой строит Илон Маск и его компания SpaceX в Браунсвилле, штат Техас. Однако до сих пор монополистами в этой сфере остаются военные, для отправки спутников у крупнейших держав существуют собственные космодромы:

  • В России космические аппараты отправляют со стартовых площадок «Капустин Яр», «Восточный», «Мирный» и с государственного испытательного космодрома Плесецк — главного военного космодрома России. Он принадлежит Минобороны и входит в структуру Космических войск. Часть подразделений ВКС перебралась сюда с «Байконура», который после распада СССР оказался в Казахстане. Россия арендует его за $115 млн в год;
  • ВВС США базируются на мысе Канаверал (Флорида). Для отправки в космос военные пользуются также космическим центром Кеннеди, военно-воздушной базой Ванденберг, стартовым комплексом Кадьяк;
  • Китай владеет четырьмя космодромами. Два из них решают военные задачи (Цзюцюань и Сичан), производя испытания баллистических ракет, запуск спутников-шпионов, испытания техники перехвата иностранных космических объектов на экваторе.
  • С космодрома Мусудан (Северная Корея) с помощью ракет-носителей «Тэпходон» и «Тэпходон-2» армия дважды пыталась запустить в космос спутники, оба раза неудачно (1998 и 2009 годы). Вашингтон, Сеул и Токио посчитали это испытанием МБР, способной нанести удар по Аляске или Гавайским островам, после чего следить за космодромом стали еще пристальней.

Космодромы есть и в других странах: Франции, Италии, Израиле, Германии, Бразилии, Южной Корее. Однако из их космических гаваней на орбиту уходят не только армейские аппараты, поэтому считать их чисто военными нельзя.

С какой скоростью взлетает ракета с космонавтами?

Со скоростью пули.

у циолковского есть уравнение движения ракеты а именно движения тела с переменной массой тяга почти всё время постояннна — её даёт двигатель, а масса ракеты всё время уменьшается (выжигается топливо и отпадают ступени) то есть ракета летит с ускорением. . . посчитай, если не лень. . . знание высшей математики обязательно. . . сначала перегрузки маленькие, ибо ракета разгоняется медленно. . потом они растут, ибо согласно второму закону Ньютона ускорение обратно пропорционально массе ракеты. . . разогнаться надо до минимум первой космической скорости. . . а она зависит от высоты орбиты. . . то что ты видел, всё так и должно быть….

Движение ускоренное. Скорость меняется от 0 до первой космической — примерно 8 км/сек. Ускорение 3-4g.

Набирает скорость с 0 км/ч до 8 км/с. Поэтому у самой поверхности Земли скорость близка к 0 км/ч.

Ускорение у земли, примерно как у автомобиля, только с разницей — один в горизонт, другой в вертикаль, где перегрузки естественно выше, ну и в конце при выходе на орбиту скорость = первой космической т. е. 8 километров в секунду, приблизительное значение….

https://otvet.mail.ru/question/16618954 Наименование команд Время, час: мин: сек Траектория полета Высота, км Скорость, м/с Удаление от СК, км Старт РКН 0:00:00 0.0 0 0.0 Отделение боковых блоков 0:01:58 46.9 1763 44.2 Сброс створок головного обтекателя 0:02:44 90.0 2072 120.6 Отделение центрального блока 0:04:46 180.9 3802 443.7 Сброс хвостового отсека 0:04:51 184.0 3837 460.2 Выключение двигателя блока «И» 0:08:43 229.3 7594 1645.6 Отделение КА 0:08:46 229.2 7595 1669.8

touch.otvet.mail.ru

Что такое первая и вторая космические скорости?

Мы – земляне – привыкли, что твердо стоим на земле и никуда не улетаем, а если подкинем какой-нибудь предмет в воздух, то он обязательно упадет на поверхность. Всему виной создаваемое нашей планетой гравитационное поле, которое искривляет пространство-время и заставляет брошенное в сторону, например, яблоко лететь по искривленной траектории и пересечься с Землей.

Гравитационное поле создает вокруг себя любой объект, и у Земли, обладающей внушительной массой, это поле довольно сильно. Именно поэтому строятся мощные многоступенчатые космические ракеты, способные разгонять космические корабли до больших скоростей, которые нужны для преодоления гравитации планеты. Значение этих скоростей и получили названия первая и вторая космические скорости.

Понятие первой космической скорости очень простое – это скорость, которую необходимо придать физическому объекту, чтобы он, двигаясь параллельно космическому телу, не смог на него упасть, но в то же время оставался бы на постоянной орбите.

Формула нахождения первой космической скорости не отличается сложностью:где V – первая космическая скорость; G – гравитационная постоянная; M – масса объекта; R – радиус объекта;

Попробуйте подставить в формулу необходимые значения (G – гравитационная постоянная всегда равна 6,67; масса Земли равна 5,97·1024 кг, а её радиус 6371 км) и найти первую космическую скорость нашей планеты.

В результате мы получим скорость, равную 7,9 км/с. Но почему, двигаясь именно с такой скоростью, космический аппарат не будет падать на Землю или улетать в космическое пространство? Улетать в космос он не будет из-за того, что данная скорость пока еще слишком мала, чтобы преодолеть гравитационное поле, а вот на Землю он как раз и будет падать. Но только из-за высокой скорости он все время будет «уходить» от столкновения с Землей, продолжая в то же время свое «падение» по круговой орбите, вызванной искривлением пространства.

Это интересно: по такому же принципу «работает» и Международная Космическая Станция. Находящиеся на ней космонавты все время проводят в постоянном и непрекращающемся падении, которое не заканчивается трагически вследствие высокой скорости самой станции, из-за чего та стабильно «промахивается» мимо Земли. Значение скорости рассчитывается исходя из высоты орбиты, на которой летает станция.

Но что делать, если мы захотим, чтобы космический аппарат покинул пределы нашей планеты и не был зависим от ее гравитационного поля? Разогнать его до второй космической скорости! Итак, вторая космическая скорость – это минимальная скорость, которую необходимо придать физическому объекту, чтобы он преодолел гравитационное притяжение небесного тела и покинул его замкнутую орбиту.

Значение второй космической скорости тоже, зависит от массы и радиуса небесного тела, поэтому для каждого объекта она будет своей. Например, чтобы преодолеть гравитационное притяжение Земли, космическому аппарату необходимо набрать минимальную скорость 11.2 км/с, Юпитера — 61 км/с, Солнца — 617,7 км/с.

Вторую космическую скорость(V2) можно рассчитать, используя следующую формулу:

где  V – первая космическая скорость; G – гравитационная постоянная; M – масса объекта; R – радиус объекта;

Но если известна первая космическая скорость исследуемого объекта (V1), то задача облегчается в разы, и вторая космическая скорость (V2) быстро находится по формуле:

Это интересно: вторая космическая формула черной дыры больше 299 792 км/c, то есть больше скорости света. Именно поэтому ничто, даже свет не может вырваться за ее пределы.

Помимо первой и второй комических скоростей существуют третья и четвертая, достичь которых нужно для того, чтобы выйти за пределы нашей Солнечной системы и галактики соответственно.

Иллюстрация: bigstockphoto | 3DSculptor

Если вы нашли ошибку, пожалуйста, выделите фрагмент текста и нажмите Ctrl+Enter.

Как спутники запускаются на орбиту?

В большинстве запусков спутников запуск ракеты происходит прямо вверх, это позволяет быстрее провести ее через толстый слой атмосферы и минимизировать расход топлива. После того, как ракета взлетает, механизм управления ракеты использует инерциальную систему наведения для расчета необходимых корректировок сопла ракеты, чтобы обеспечить нужный наклон.

После того как ракета выходит в разреженный воздух, на высоту около 193 километров, система навигации выпускает небольшие ракетки, чего достаточно для переворота ракеты в горизонтальное положение. После этого выпускается спутник. Небольшие ракеты выпускаются снова и обеспечивают разницу в расстоянии между ракетой и спутником.

Рекомендации

  1. ^ Лиссауэр, Джек Дж .; де Патер, Имке (2019). Фундаментальные планетарные науки: физика, химия и обитаемость. Нью-Йорк, Нью-Йорк, США: Издательство Кембриджского университета. С. 29–31. ISBN .
  2. Гамов, Георгий (1962). . Нью-Йорк, штат Нью-Йорк, США: Anchor Books, Doubleday & Co., стр.. ISBN 0-486-42563-0. … движение планет по их эллиптическим орбитам происходит таким образом, что воображаемая линия, соединяющая Солнце с планетой, проходит через равные участки планетной орбиты через равные промежутки времени.
  3. Wertz, James R .; Ларсон, Уайли Дж., Ред. (2010). Анализ и проектирование космической миссии (3-е изд.). Хоторн, Калифорния, США: Микрокосм. п. 135. ISBN 978-1881883-10-4.
  4. Штёкер, Хорст; Харрис, Джон В. (1998). . Springer. стр.. ISBN 0-387-94746-9.

Средняя орбитальная скорость

За орбиты с малыми эксцентриситетдлина орбиты близка к круговой, а средняя орбитальная скорость может быть приблизительно определена из наблюдений орбитальный период и большая полуось его орбиты, или из знания массы двух тел и большой полуоси.

v≈2πаТ≈μа{ displaystyle v приблизительно {2 pi a над T} приблизительно { sqrt { mu over a}}}

куда v — орбитальная скорость, а это длина из большая полуось в метрах, Т — период обращения, а μ=GM это стандартный гравитационный параметр. Это приближение справедливо только тогда, когда вращающееся тело имеет значительно меньшую массу, чем центральное, а эксцентриситет близок к нулю.

Если одно из тел не имеет значительно меньшей массы, см.: Гравитационная задача двух тел

Итак, когда одна из масс почти ничтожна по сравнению с другой массой, как в случае земной шар и солнце, можно аппроксимировать орбитальную скорость vо{ displaystyle v_ {o}} в качестве:

vо≈граммMр{ displaystyle v_ {o} приблизительно { sqrt { frac {GM} {r}}}}

или предполагая р равный радиусу тела[нужна цитата]

vо≈vе2{ displaystyle v_ {o} приблизительно { frac {v_ {e}} { sqrt {2}}}}

Где M это (большая) масса, вокруг которой вращается эта ничтожная масса или тело, и vе это скорость убегания.

Для объект на эксцентрической орбите вращаясь вокруг гораздо большего тела, длина орбиты уменьшается с увеличением орбитальный эксцентриситет е, и является . Это можно использовать для получения более точной оценки средней орбитальной скорости:

vо=2πаТ1−14е2−364е4−5256е6−17516384е8−…{ displaystyle v_ {o} = { frac {2 pi a} {T}} left }

Средняя орбитальная скорость уменьшается с увеличением эксцентриситета.

Средняя орбитальная скорость

Для орбит с малым эксцентриситетом , длина орбиты близка к круглому, а средняя орбитальная скорость может быть аппроксимирована либо из наблюдений орбитального периода и полуоси его орбиты, или из знания масс из два тела и большая полуось.

v ≈ 2 π а Т ≈ μ а {\ displaystyle v \ приблизительно {2 \ pi a \ над T} \ приблизительно {\ sqrt {\ mu \ over a}}}

где V является орбитальной скоростью, является длина от полуоси в метрах, Т представляет собой орбитальный период, а μ = ГМ является гравитационным параметром . Это приближение справедливо только тогда, когда вращающееся тело имеет значительно меньшую массу, чем центральное, а эксцентриситет близок к нулю.

Когда одно из тел не имеет значительно меньшей массы, см .: Гравитационная задача двух тел.

Таким образом, когда одна из масс почти ничтожна по сравнению с массой другой, как в случае Земли и Солнца , можно аппроксимировать орбитальную скорость как: v о {\ displaystyle v_ {o}}

v о ≈ г M р {\ displaystyle v_ {o} \ приблизительно {\ sqrt {\ frac {GM} {r}}}}

или полагая r равным радиусу тела

v о ≈ v е 2 {\ displaystyle v_ {o} \ приблизительно {\ frac {v_ {e}} {\ sqrt {2}}}}

Где M — (большая) масса, вокруг которой вращается эта ничтожная масса или тело, а v e — космическая скорость .

Для объекта в эксцентрической орбите на орбите гораздо большее тело, длина орбиты уменьшается с орбитальным эксцентриситетом е , и является . Это можно использовать для получения более точной оценки средней орбитальной скорости:

v о знак равно 2 π а Т 1 — 1 4 е 2 — 3 64 е 4 — 5 256 е 6 — 175 16384 е 8 — … {\ displaystyle v_ {o} = {\ frac {2 \ pi a} {T}} \ left }

Средняя орбитальная скорость уменьшается с увеличением эксцентриситета.

Какую скорость нужно было сообщить искусственной планете, чтобы она стала обращаться вокруг Солнца?

Здесь надо исходить уже не из притяжения Земли, а из силы притяжения Солнца. Причем надо брать в расчет его огромную массу, которая в 330 тысяч раз больше земной, а также расстояние до Солнца – около 150 миллионов километров. Чтобы на расстоянии Земли при данном действии притяжения Солнца получить уравновешенное движение вокруг него, необходима скорость порядка 30 км/сек. С такой скоростью движется и сама наша Земля (29 ¾ км/сек).

Но, позвольте, — можете вы сказать, — ведь, чтобы улететь от Земли и не вернуться к ней, достаточна скорость больше 11,2 км/сек (больше второй космической скорости). С такой скоростью (примерно 11,4 км/сек) и была запущена первая космическая ракета. А тут получается, что необходима скорость порядка 30 км/сек.

Здесь важно различать два обстоятельства: 1) скорость по отношению к Земле (более 11,2 км/сек) и 2) скорость по отношению к Солнцу (около 30 км/сек), как бы «вместе с Землей». Ракета была запущена вперед, по направлению движения Земли, и уже от нее получила скорость около 30 км/сек

Сверх этого, двигатель ракеты сообщил ей скорость более 11,2 км/сек. Но это было лишь в начале пути, близ Земли. С удалением от Земли (двигаясь «вверх» по отношению к ней) скорость эта быстро убывала, и к тому моменту, когда ракета прошла мимо Луны, она была равна 2,2 км/сек. Искусственная ракета полетела дальше вокруг солнца со скоростью около 30 + 2,2 = 32,2 км/сек

Ракета была запущена вперед, по направлению движения Земли, и уже от нее получила скорость около 30 км/сек. Сверх этого, двигатель ракеты сообщил ей скорость более 11,2 км/сек. Но это было лишь в начале пути, близ Земли. С удалением от Земли (двигаясь «вверх» по отношению к ней) скорость эта быстро убывала, и к тому моменту, когда ракета прошла мимо Луны, она была равна 2,2 км/сек. Искусственная ракета полетела дальше вокруг солнца со скоростью около 30 + 2,2 = 32,2 км/сек.

Поперечная орбитальная скорость

Поперечная орбитальное скорость обратно пропорциональна расстоянию от центрального тела из-за закона сохранения углового момента , или , что эквивалентно, Kepler «с вторым законом . Это означает, что когда тело движется по своей орбите в течение фиксированного промежутка времени, линия от центра масс к телу охватывает постоянную площадь орбитальной плоскости, независимо от того, какую часть своей орбиты тело отслеживает в течение этого периода времени.

Этот закон подразумевает, что тело движется медленнее около апоапсиса, чем около его перицентра , потому что на меньшем расстоянии по дуге ему нужно двигаться быстрее, чтобы покрыть ту же область.

Упражнения

  1. Первые запуски спутников продемонстрировали нечто любопытное. При выводе на орбиту и отделении спутника от последней ступени ракеты-носителя ракета с уже выключенными двигателями обгоняла спутник и вырывалась вперед. Как объяснить это явление? Можно считать, что в момент отделения скорости ракеты и спутника одинаковые.
  2. Объясните, почему из-за торможения спутника в верхних слоях атмосферы его первоначально эллиптическая орбита стремится стать круговой.
  3. Покажите, что если бы плотность воздуха убывала с высотой по закону \(~\rho \sim R^{-\frac 12}\), где R — расстояние от центра планеты, то скорость уменьшения радиуса орбиты спутника была бы постоянной.
  4. Спутник вращается по окружности в поле планеты с разреженной атмосферой. Предположим, что сила притяжения к планете подчиняется закону \(~F \sim R^{-n}\), где n — произвольное положительное число (случай n = 2, как известно, соответствует ньютоновскому тяготению). При каких и возможен аэродинамический парадокс спутника?
  5. Зависит ли торможение спутника на больших высотах от температуры воздуха?
  6. Допустим, что в результате сильного нагрева Земли вся вода в океанах испарилась, а планета покрылась плотной и горячей атмосферой из водяного пара. Как это скажется на движении существующих ныне искусственных спутников Земли и ее естественного спутника Луны?

Мгновенная орбитальная скорость

Для мгновенной орбитальной скорости тела в любой заданной точке его траектории учитываются как среднее расстояние, так и мгновенное расстояние:

v знак равно μ ( 2 р — 1 а ) {\ displaystyle v = {\ sqrt {\ mu \ left ({2 \ over r} — {1 \ over a} \ right)}}}

где μ является гравитационный параметр из вращался тела, г это расстояние , на котором скорость должна быть рассчитана, а это длина большой полуоси эллиптической орбите. Это выражение называется уравнением vis-viva .

Для Земли в перигелии это значение составляет:

1,327 × 10 20   м 3 s — 2 ⋅ ( 2 1,471 × 10 11   м — 1 1,496 × 10 11   м ) ≈ 30 , 300   м s {\ displaystyle {\ sqrt {1.327 \ times 10 ^ {20} ~ {\ text {m}} ^ {3} {\ text {s}} ^ {- 2} \ cdot \ left ({2 \ over 1.471 \ раз 10 ^ {11} ~ {\ text {m}}} — {1 \ более 1,496 \ раз 10 ^ {11} ~ {\ text {m}}} \ right)}} \ примерно 30 300 ~ {\ text { м}} / {\ текст {s}}}

что немного выше, чем средняя орбитальная скорость Земли 29 800 м / с (67 000 миль в час), как и ожидалось из .

Примечания и ссылки

  1. (fr) Люк Дюрье, «Повторное обращение к проблеме двух тел», в Даниэле Бенесте и Клода Фрешле (ред.), Современные методы небесной механики , Гиф-сюр-Иветт, Границы, 2-е изд., 1992, с. 18 ( ISBN  2-86332-091-2 )
  2. (in) TS Kelso, , CelesTrak (по состоянию на 23 июня 2019 г. )
  3. (in) Т.С. Келсо, , CelesTrak (по состоянию на 23 июня 2019 г. )
  4. (in) , ЕКА ,январь 2019
  5. , стр.  123–128

Библиография

  • (ru) Роберт Гизиу, Курс космической механики (DESS in Space Techniques) , СРЕДИЗЕМНОМОРСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ — ЭКС-МАРСЕЛЬ II,2000 г., 184  с.
  • Мишель Капдеру, спутники Kepler в GPS , Springer,2012 г.( ISBN  978-2-287-99049-6 )

Сколько лететь на Марс и другие планеты?

Расстояние до планеты Марс около 56 млн км. С учетом возможностей последних технологий лететь до Марса придется минимум 210 дней. Получается это 266 666 километров в день со скоростью 3 км в секунду или 11 111 км в час. Одна из главных проблем при полете на другие планеты – скорость ракеты в космосе километров в час будет недостаточно. На данный момент более реальным покажется полет на Марс за марсианскими образцами.

Если до ближней планеты Марс лететь около 210 дней, что сложно физически, но достижимо для человека, то полеты на другие планеты просто невозможны в результате физических возможностей людей.

Стоит отметить, что скорость ракеты зависит от двигателя. Чем быстрее будут вырываться газы из сопла двигателя, тем быстрее летит ракета. Газ, который образуется при сгорании современного химического топлива, развивает скорость 3-4 км в секунду (10 800 – 14 400 км в час). При этом максимальная быстрота перемещения, которую могут сообщить ракете с космическим кораблем, сокращается.

Куда надо запускать ракету: вперед или назад (по отношению к движению Земли), чтобы она полетела на Меркурий?

Так же назад пришлось бы запустить ракету и для полета на Меркурий. По отношению к Солнцу здесь нужна меньшая скорость, чем для полета на Венеру, — всего 22,3 км/сек. Значит, двигатель по направлению назад должен сообщить ракете большую скорость, которая будет вычитаться из скорости Земли. В какую же сторону, в конечном счете, будет лететь ракета? Она полетит вокруг Солнца в том же направлении, как движутся Земля, Венера и Меркурий. Ведь скорость от двигателя, направленная «назад», гораздо меньше скорости Земли, направленной «вперед», — значит, разность скоростей все-таки получится «вперед».

Вычисление

Для того, чтобы покинуть пределы Солнечной системы с орбиты Земли, ракета массой m{\displaystyle m} должна обладать скоростью относительно Солнца vC{\displaystyle v_{C}}, определяемой законом сохранения энергии

mvC22=GmMCRZC,{\displaystyle {\frac {mv_{C}^{2}}{2}}=G{\frac {mM_{C}}{R_{ZC}}},}

где MC{\displaystyle M_{C}} — масса Солнца, RZC{\displaystyle R_{ZC}} — радиус земной орбиты. Отсюда требуемая скорость ракеты относительно Солнца

vC=2GMCRZC.{\displaystyle v_{C}={\sqrt {\frac {2GM_{C}}{R_{ZC}}}}.}

Ракета вследствие движения вместе с Землей по орбите вокруг Солнца уже обладает скоростью вращения Земли вокруг Солнца, которую можно найти, применив второй закон Ньютона:

GMCmRZC2=mvZ2RZC,{\displaystyle G{\frac {M_{C}m}{R_{ZC}^{2}}}={\frac {mv_{Z}^{2}}{R_{ZC}}},}

откуда

vZ=GMCRZC.{\displaystyle v_{Z}={\sqrt {\frac {GM_{C}}{R_{ZC}}}}.}

Следовательно, при разгоне ракеты в направлении вектора скорости движения Земли по её орбите вокруг Солнца скорость космической ракеты vRZ{\displaystyle v_{RZ}} относительно Земли для выхода за пределы Солнечной системы должна быть равна

vRZ=vC−vZ=vZ(2−1).{\displaystyle v_{RZ}=v_{C}-v_{Z}=v_{Z}({\sqrt {2}}-1).}

Для того, чтобы удалить корабль из поля тяготения Земли, ему надо сообщить вторую космическую скорость

v2=2GMZRZ.{\displaystyle v_{2}={\sqrt {\frac {2GM_{Z}}{R_{Z}}}}.}

Следовательно, кинетическая энергия Ek{\displaystyle E_{k}}, которую надо сообщить космическому кораблю для того, чтобы он покинул Солнечную систему, складывается из кинетической энергии E2{\displaystyle E_{2}}, необходимой для того, чтобы покинуть поле тяготения Земли и кинетической энергии ERZ{\displaystyle E_{RZ}}, необходимой для того, чтобы он с орбиты Земли покинул поле тяготения Солнца

mv322=mv222+mvRZ22,{\displaystyle {\frac {mv_{3}^{2}}{2}}={\frac {mv_{2}^{2}}{2}}+{\frac {mv_{RZ}^{2}}{2}},}

откуда v3=v22+vRZ2{\displaystyle v_{3}={\sqrt {v_{2}^{2}+v_{RZ}^{2}}}}.

Отсюда приходим к формуле:

v3=(2−1)2vZ2+v22,{\displaystyle v_{3}={\sqrt {({\sqrt {2}}-1)^{2}v_{Z}^{2}+v_{2}^{2}}},}

где vZ{\displaystyle v_{Z}} — орбитальная скорость планеты, v2{\displaystyle v_{2}} — вторая космическая скорость для планеты.

Подставляя численные значения (для Земли vZ{\displaystyle v_{Z}} = 29,783 км/с, v2{\displaystyle v_{2}} = 11,182 км/с), найдём

v3≈{\displaystyle v_{3}\approx } 16,650 км/с.

Эффект Допплера

Этот феномен заключается в изменении частот электромагнитных вибраций при взаимном продвижении передатчика и приемника. Явление выражается изменением расстояния во времени, а также движением искусственных аппаратов на орбите. Эффект проявляется как малоустойчивость несущей частоты колебаний спутника, которая прибавляется к аппаратурной нестабильности частоты бортового ретранслятора и земной станции, что осложняет прием сигналов. Эффект Допплера содействует изменению частоты модулирующих вибраций, что невозможно контролировать. В случае, когда на орбите используются спутники связи и непосредственного телевизионного вещания, данное явление практически устраняется, то есть не наблюдается изменений уровня сигналов в точке приема.

Что внутри обычного спутника?

У всех спутников есть источник питания (обычно солнечные батареи) и аккумуляторы. Массивы солнечных батарей позволяют заряжать аккумуляторы. Новейшие спутники включают и топливные элементы. Энергия спутников очень дорога и крайне ограничена. Ядерные элементы питания обычно используются для отправки космических зондов к другим планетам.

У всех спутников есть бортовой компьютер для контроля и мониторинга различных систем. У всех есть радио и антенна. Как минимум, у большинства спутников есть радиопередатчик и радиоприемник, поэтому экипаж наземной команды может запросить информацию о состоянии спутника и наблюдать за ним. Многие спутники позволяют массу различных вещей: от изменения орбиты до перепрограммирования компьютерной системы.

Как и следовало ожидать, собрать все эти системы воедино — непростая задача. Она занимает годы. Все начинается с определения цели миссии. Определение ее параметров позволяет инженерам собрать нужные инструменты и установить их в правильном порядке. Как только спецификация утверждена (и бюджет), начинается сборка спутника. Она происходит в чистой комнате, в стерильной среде, что позволяет поддерживать нужную температуру и влажность и защищать спутник во время разработки и сборки.

Искусственные спутники, как правило, производятся на заказ. Некоторые компании разработали модульные спутники, то есть конструкции, сборка которых позволяет устанавливать дополнительные элементы согласно спецификации. К примеру, у спутников Boeing 601 было два базовых модуля — шасси для перевозки двигательной подсистемы, электроника и батареи; и набор сотовых полок для хранения оборудования. Эта модульность позволяет инженерам собирать спутники не с нуля, а с заготовки.

Касательные скорости на высоте

Орбита От центра к центрурасстояние Высота вышеповерхность Земли Скорость Орбитальный период Удельная орбитальная энергия
Собственное вращение Земли у поверхности (для сравнения — не по орбите) 6,378км 0км (1,674км / ч или 1040миль / ч) 23h 56мин −62.6МДж / кг
Теоретическая орбита у поверхности Земли (экватора) 6,378км 0км 7.9км / с (28,440км / ч или 17 672миль / ч) 1ч 24мин 18сек −31.2МДж / кг
Низкая околоземная орбита 6,600–8,400км 200–2,000км
  • Круговая орбита: 6,9–7,8км / с (24 840–28 080км / ч или 14 430–17 450миль / ч) соответственно
  • Эллиптическая орбита: 6.5–8.2км / с соответственно
1h 29мин — 2h 8мин −29.8МДж / кг
Молния орбита 6,900–46,300км 500–39,900км 1.5–10.0км / с (5 400–36 000км / ч или 3,335–22,370миль / ч) соответственно 11h 58мин −4.7МДж / кг
Геостационарный 42,000км 35,786км 3.1км / с (11,600км / ч или 6,935миль / ч) 23h 56мин −4.6МДж / кг
Орбита Луны 363,000–406,000км 357,000–399,000км 0.97–1.08км / с (3,492–3,888км / ч или 2 170–2 416миль / ч) соответственно 27.3дней −0.5МДж / кг

Орбитальная скорость

Орбитальная скорость вокруг Земли все ниже , так как орбита спутника приводит к тому , чтобы уйти на значительном удалении от Земли. На круговой околоземной орбите эта скорость составляет 7,9 км / с на 200 км и 3,1 км / с на уровне геостационарной орбиты. Луна движется с орбитальной скоростью, которая колеблется от 0,97 до 1,08 км / с, потому что она имеет слегка эллиптическую форму. Фактически, когда орбита имеет форму эллипса, скорость меняется по всей орбите: она достигает максимума в перигее и минимума в апогее . Таким образом, спутник, размещенный на орбите Молнии , перигей которого расположен в 500 км от поверхности Земли и его апогей в 39 900 км, увеличивает скорость с 10 км / с у Земли до 1,5 км / с на пике.

На каком топливе летают спутники?

Гидразин — это летучее топливо, которое испортит вам день, а может быть и жизнь, если вы подвергнетесь его воздействию. Для заправки спутника вам понадобится много инфраструктуры безопасности, включая герметичные костюмы SCAPE на все тело, просто чтобы обращаться с этим материалом. AFM-315, с другой стороны, не более токсичен, чем кофеин, поэтому от вас понадобятся только лабораторный халат и насос. «Мы буквально сидели в комнате с пластиковым кувшином, когда заправляли спутник», говорит Крис Маклин, инженер Ball Aerospace и руководитель проекта NASA Green Propellant Infusion Mission.

В отличие от гидразина, который имеет консистенцию воды, AFM-315 вязкий. Но его плотность топлива увеличит «пробег» спутника на 50%, если сравнить с аналогичным по объему гидразином.

Маклин говорит, что одним из самых больших преимуществ AFM-315 является то, что он не замерзает. AFM-315 представляет собой жидкую соль, а это значит, что при чрезвычайно низких температурах он подвергается стеклованию. Оно превращает топливо в хрупкое, похожее на стекло твердое вещество, однако не приводит к расширению топлива, подобно замерзшей воде или гидразину. Этот атрибут предотвращает растрескивание топливопроводов и емкостей для хранения под нагрузкой. Кроме того, его точка стеклования чрезвычайно низка, поэтому топливо не нужно нагревать на спутнике — что обыкновенно представляет энергоемкий процесс. Маклин говорит, что это сделает энергию доступной для других инструментов или систем на спутнике, что откроет новые возможности для миссий на других планетах.

Но несмотря на все его преимущества, путь AFM-315 от концепции до запуска был очень долгим. Впервые разработанное в лаборатории ВВС в 1998 году как альтернатива спутниковому топливу, AFM-315 использовалось ограниченно из-за высокой температуры возгорания, в два раза превышающей гидразина. Требовались экзотические и дорогие материалы, предотвращающие повреждение спутника. К концу 2000-х годов стоимость производства двигательных систем, способных выдерживать температуру горения AFM-315, стала достаточно низкой, чтобы их можно было применять, но ни одна компания не хотела рисковать заправлять свои спутники экспериментальным топливо. Чтобы AFM-315 прижился в спутниковой сфере, говорит Маклин, ему нужно было показать себя на орбите. Так родилась миссия NASA по «зеленому топливу».

Первоначально запланированная на запуск в 2015 году, миссия с зеленым топливом столкнулась с задержками, которые мешали разработке ракеты SpaceX Falcon Heavy. 24 июня планируется запуск спутника вместе с Falcon Heavy и другим грузом, включая атомные часы, испытываемые для навигации в глубоком космосе.

Спутниковая шина с зеленым топливом была разработана Ball Aerospace и оснащена четырьмя двигателями мощностью 1 ньютон и одним двигателем мощностью 22 ньютона, которые будут использоваться для испытания топлива AFM-315. В ходе своей 13-месячной миссии спутник будет активировать двигатели для выполнения орбитальных маневров, таких как снижение орбиты, изменение положения или наклона, для проверки эффективности нового ракетного топлива.

Маклин говорит, что уже появились клиенты, заинтересованные в использовании зеленого топлива, если демонстрационный полет пройдет успешно. Это значит, что спутники смогут совершать оперативные полеты вокруг Земли уже через 18 месяцев после демонстрации. Заглядывая в будущее, Маклин говорит, что AFM-315 может быть особенно полезен для исследования холодных областей Солнечной системы, таких как марсианские полюсы.

Мы же не хотим и дальше усугублять проблемы с климатом? Поделитесь мыслями на этот счет в нашей группе в Телеграме.