2015-04-30
550
В реальных условиях при движении спутника по орбите на него, кроме притяжения Земли, воздействуют разнообразные дополнительные силы, называемые возмущающими:
• притяжение Луны и Солнца;
• давление светового излучения Солнца ("солнечный ветер");
• неравномерность гравитационного поля Земли;
• сопротивление среды при движении спутника.
Они малы по сравнению с центральной силой притяжения, но их длительное воздействие приводит к отклонениям орбиты спутника от расчетной кеплеровой. Поскольку точность определения местоположения спутника на орбите чрезвычайно важна для навигационных систем, возмущениями орбиты пренебрегать нельзя.
При расчете возмущенного орбитального движения принято считать, что спутник в каждый момент времени находится на той невозмущенной (эллиптической) орбите, которая рассчитана с учетом прекращения в этот момент действия возмущающих сил. Сказанное справедливо и для круговой орбиты, которую в данной ситуации можно рассматривать как частный случай эллиптической. В отличие от идеального невозмущенного движения, элементы возмущенной орбиты непостоянны. Возмущающие воздействия различаются по своей периодичности. Вековые возмущения приводят к постоянному медленному изменению параметров орбиты. Периодические возмущения повторяются через определенный интервал времени и подразделяются на кратко- и долгопериодические. Периодичность возмущений обусловлена периодическим характером движения спутника и аппроксимацией ряда возмущающих факторов. Изменения периода обращения спутника характеризуются драконическим периодом ТдР• который представляет собой время полета от экватора до экватора. При наклонении орбиты i = 60° или i = 120° получаем Тдр = Т.
Возмущающие воздействия различаются по своей периодичности. Вековые возмущения приводят к постоянному медленному изменению параметров орбиты. Периодические возмущения повторяются через определенный интервал времени и подразделяются на кратко- и долгопериодические. Периодичность возмущений обусловлена периодическим характером движения спутника и аппроксимацией ряда возмущающих факторов. Изменения периода обращения спутника характеризуются драконическим периодом ТдР• который представляет собой время полета от экватора до экватора. При наклонении орбиты i = 60° или i = 120° получаем Тдр = Т
