Bylo by těžké myslet na části lidského života , která není ovlivněna informacemi, které satelity nesou . Satelity sledovat počasí , provádět telefonní signál a poskytují navigační informace pro pozemní , letecké a námořní dopravy . Orbit satelit by měl odpovídat svůj úkol . Dlouhodobé meteorologické družice by měly být vysoké , geostacionární oběžné dráze , takže může průběžně sledovat tvář Země , zatímco navigační satelity mohli najít efektivnější nižší oběžné dráhy . Úkolem nastavení na oběžnou dráhu družici jeorbitální mechanika problém , a jedním z nejčastějších orbitální mechaniky problémů se změnou koplanární oběžnou dráhu . Pračce pračce oběžnou dráhu satelit je určena jeho umístění a jeho rychlost . Takže dva satelity, které procházejí přesně stejném místě, mohou mít zcela odlišné dráhy , pokud jsou jejich rychlosti jsou rozdílné . To jetrik pro změnu koplanární oběžné dráhy . Na jednom místě v orbity satelitu , změnit jeho rychlost , aby ji do jiné oběžné dráze . Tak nech to na chvíli, až se dostane tam, kam má skončit a změnit jeho rychlost opět dát do své konečné oběžné dráze . Podrobnosti nejsou tak složité , vzhledem k tomu několik klíčových rovnice . Pokyny dovolená 1
Vypočítejte počáteční rychlost družice . Rychlost je dána druhou odmocninou gravitační konstanta doby Newtonovýchhmotnost Země děleno satelitu okružní poloměr .
Například ,satelit na kruhové oběžné dráze 250 kilometrů nad povrchem Země má poloměr se rovná poloměru Země a navíc jeho výšce ; že je
6,378 x 10 ^ 6 + 250 x 10 ^ 3 m = 6,628 x 10 ^ 6 metrů.
G x M pro Zemi je 3,968 x 10 ^ 14 m ^ 3 /s ^ 2 , takže rychlost satelitu je dán
sqrt ( G x M/r1 ) = sqrt ( 3,968 x 10 ^ 14/6.628 x 10 ^ 6 ) = 7755 metrů za sekundu ( více než 17.000 mil za hodina) .
2
Určete rychlost konečné oběžné dráze . Rychlost je dána stejnou rovnici jako v kroku 1 , jen s jiným poloměrem .
Řekněme například, že jste chtěli přesunout satelit na oběžnou dráhu 4000 km nad povrchem Země . Konečná rychlost by
sqrt ( 3,968 x 10 ^ 14/10.378 x 10 ^ 6 ) = 6197 m za sekundu .
3
Vypočítejte počáteční rychlost přenést na oběžnou dráhu , aby se z počátečního do konečného orbitu . To znamená, že satelit není jen skok z jedné oběžné dráhy na druhou; přenáší prostřednictvím eliptické dráze . Počáteční rychlost eliptické dráze je dána celým
sqrt ( ( G x M ) x ( 2/r_initial – . 2 /( r_initial + r_final ) ) celým
příkladu problému je
sqrt ( 3,968 x 10 ^ 14 x ( 2/6.628 x 10 ^ 6 – . 2 /( 6,628 x 10 ^ 6 + 10,378 x 10 ^ 6) ) = 8569 metrů za sekundu
4
Ovládání rakety satelitu je dost dlouho na to změnit rychlost družice ,manévr známý v průmyslu jako “ delta -V . „množství delta – v jerozdíl mezi rychlostí počáteční oběžné dráze a .rychlost oběžnou dráhu ve stejném okamžiku celým
příkladu problému ,převod rychlost orbita je 8569 m za sekundu apočáteční rychlost je 7755 m za sekundu , takžerozdíl je 8569-7755 = 814 metrů za sekundu .
5
Výpočet konečné rychlosti družice na oběžnou dráhu . to je , jak rychlese satelitním se děje , když je to cestování v jeho oběžnou dráhu se do konečného poloměru oběžné dráze . rovnice jestejný jako v kroku 3 , kromě toho, že“ r_initial “ s a “ r_final “ s místa, změna
pro příklad problému , to se stává : .
sqrt ( 3,968 x 10 ^ 14 x ( 2/10.378 x 10 ^ 6 – 2 /( 10,378 x 10 ^ 6 + 6,628 x 10 ^ 6 ) ) = 5472 metrů za sekundu
6
satelit je . jeho požadované konečné poloměr , aplikovat další delta – v, na dobu , která se rovná rozdílu mezi požadovanou konečnou rychlosti vypočítané v kroku 2 a rychlosti přenosu na oběžné dráze ve stejném místě , vypočítané v kroku 5 .
příkladu problém , to se stává :
6197 – 5472 metrů za sekundu = 725 metrů za sekundu
.