Bolo by ťažké myslieť na časti ľudského života , ktorá nie je ovplyvnená informáciami , ktoré satelity nesú . Satelity sledovať počasie , vykonávať telefónny signál a poskytujú navigačné informácie pre pozemné , letecké a námornej dopravy . Orbit satelit by mal zodpovedať svoju úlohu . Dlhodobé meteorologické družice by mali byť vysoké , geostacionárnej obežnej dráhe , takže môže priebežne sledovať tvár Zeme , zatiaľ čo navigačné satelity mohli nájsť efektívnejšie nižšej obežnej dráhy . Úlohou nastavenie na obežnú dráhu družicu je orbitálna mechanika problém , a jedným z najčastejších orbitálnej mechaniky problémov so zmenou koplanárne obežnú dráhu . Práčke práčke obežnú dráhu satelit je určená jeho umiestnenie a jeho rýchlosť . Takže dva satelity , ktoré prechádzajú presne rovnakom mieste , môžu mať úplne odlišné dráhy , ak sú ich rýchlosti sú rozdielne . To je trik pre zmenu koplanárne obežnej dráhy . Na jednom mieste v orbity satelitu , zmeniť jeho rýchlosť , aby ju do inej obežnej dráhe . Tak nechaj to na chvíľu , až sa dostane tam , kam má skončiť a zmeniť jeho rýchlosť opäť dať do svojej konečnej obežnej dráhe . Podrobnosti nie sú tak zložité , vzhľadom k tomu niekoľko kľúčových rovnice . Pokyny dovolená 1
Vypočítajte počiatočná rýchlosť družice . Rýchlosť je daná druhou odmocninou gravitačná konštanta doby Newtonových hmotnosť Krajina delené satelitu okružná polomer .
Napríklad , satelit na kruhovej obežnej dráhe 250 kilometrov nad povrchom Zeme má polomer sa rovná polomeru Zeme a navyše jeho výške ; že je
6,378 x 10 ^ 6 + 250 x 10 ^ 3 m = 6,628 x 10 ^ 6 metrov .
G x M pre Zem je 3,968 x 10 ^ 14 m ^ 3 /s ^ 2 , takže rýchlosť satelitu je daný
sqrt ( G x M/r1 ) = sqrt ( 3,968 x 10 ^ 14/6.628 x 10 ^ 6 ) = 7755 metrov za sekundu ( viac ako 17.000 míľ za hodina ) .
2
Určte rýchlosť konečnej obežnej dráhe . Rýchlosť je daná rovnakú rovnicu ako v kroku 1 , len s iným polomerom .
Povedzme napríklad , že ste chceli presunúť satelit na obežnú dráhu 4000 km nad povrchom Zeme . Konečná rýchlosť by
sqrt ( 3,968 x 10 ^ 14/10.378 x 10 ^ 6 ) = 6197 m za sekundu .
3
Vypočítajte počiatočná rýchlosť preniesť na obežnú dráhu , aby sa z počiatočného do konečného orbitu . To znamená , že satelit nie je len skok z jednej obežnej dráhy na druhú ; prenáša prostredníctvom eliptickej dráhe . Počiatočná rýchlosť eliptickej dráhe je daná celým
sqrt ( ( G x M ) x ( 2/r_initial – . 2 /( r_initial + r_final ) ) celým
príklade 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 metrov za sekundu
4
Ovládanie rakety satelitu je dosť dlho na to zmeniť rýchlosť družice , manéver známy v priemysle ako “ delta – v . “ množstvo delta – v je rozdiel medzi rýchlosťou počiatočnou obežnej dráhe a . rýchlosť obežnú dráhu v rovnakom okamihu celým
príklade problému , prevod rýchlosť orbita je 8569 m za sekundu a počiatočná rýchlosť je 7755 m za sekundu , takže rozdiel je 8569-7755 = 814 metrov za sekundu .
5
Výpočet konečnej rýchlosti družice na obežnú dráhu . to je , ako rýchlo sa satelitným sa deje , keď je to cestovanie v jeho obežnú dráhu sa do konečného polomeru obežnej dráhe . rovnice je rovnaký ako v kroku 3 , okrem toho , že “ r_initial “ s a “ r_final “ s miesta , zmena
Pre príklad problému , to sa stáva : .
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 metrov za sekundu
6
satelit je . jeho požadovanej konečnej polomer , aplikovať ďalšie delta – v , na dobu , ktorá sa rovná rozdielu medzi požadovanou konečnou rýchlosti vypočítanej v kroku 2 a rýchlosti prenosu na obežnej dráhe v rovnakom mieste , vypočítané v kroku 5.
príklade problém , to sa stáva :
6197 – 5472 metrov za sekundu = 725 metrov za sekundu
.