translate klinkard
TRANSCRIPT
1
ORBIT DAN SIKAP perturbasi
Aerodinamis dan RADIASI TEKANAN
H Klinkrad1 dan B Fritsche2
1Mission Bagian Analisis ESA ESOC D-64293 Darmstadt Jerman
2Hypersonic Teknologi G uml Oumlttingen D-37191 Katlenburg-Lindau Jerman
Abstraksi
Untuk satelit yang beroperasi di orbit rendah Bumi
(LEO) gravitasi memaksa karena massa tidak seragam
distribusi Bumi mendominasi orbit dan sikap
gangguan spektrum Pasukan non-gravitasi adalah
terutama disebabkan oleh pertukaran momentum dengan pesawat ruang angkasa
permukaan dan mereka kebanyakan dari urutan kedua Itu
paling menonjol dari kekuatan-kekuatan ini berasal dari interaksi
dari permukaan pesawat ruang angkasa dengan molekul dan ion
termosfer dan dari dampak foton yang
datang langsung dari matahari yang tercermin sebagai Albedo
dari Bumi belahan diterangi atau yang dipancarkan kembali
oleh seluruh Bumi sebagai tertunda infra-merah (IR) reradiation
Berbeda dengan gangguan gravitasi yang
efek tekanan aerodinamis dan radiasi sulit untuk
Model karena mereka memerlukan pengetahuan yang baik dari pesawat ruang angkasa
geometri dan sifat permukaan dan mereka juga membutuhkan
estimasi yang dapat diandalkan molekul dan partikel foton
fluks Model diperlukan termosfer
dan Albedo Bumi dan distribusi kembali radiasi IR
yang bergantung pada satu set besar parameter termasuk
lokasi pesawat ruang angkasa waktu musim (posisi matahari)
dan geomagnetik tingkat aktivitas matahari dan Variabilitas
dari model lingkungan akan dijelaskan dan
model matematika akan describedwhich penggunaan allowto
yang dihasilkan molekul dan model fluks foton untuk menghitung
perturbing kekuatan dan torsi yang bekerja pada satelit LEO
Contoh akan diberikan untuk ESA ERS-1 dan Envisat
satelit
Kata kunci aerodinamika gratis-molekul tekanan radiasi
gangguan non-gravitasi
1 PENDAHULUAN
Banyak aplikasi ruang memerlukan penentuan orbit yang sangat akurat
dari satelit untuk menggunakan posisi perbaikan yang diketahui
presisi sebagai acuan mutlak untuk pengukuran resolusi tinggi
dari geoid topografi permukaan laut atau
gerakan lempeng tektonik Dengan penggunaan presisi on-board
bantu pelacakan ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit
(Laser retro-reflektor LRR dan jangkauan yang tepat dan rangerate
peralatan PRARE) dan dengan penggunaan tambahan
tipe data pelacakan (langsung altimetri dan altimeter Crossover
pengukuran) ERS-1 amp 2 orbit dapat dipasang
dengan akar mean square (rms) kesalahan sekitar 5 cm radial
10 cm di lintas jalur dan 40 cm pada posisi bersama-track
Cocok tepat tersebut memerlukan perangkat lunak prediksi orbit
dengan model yang sangat akurat dari perturbing gravitasi
dan percepatan non-gravitasi yang mempengaruhi
gerak sebuah satelit Bumi Gangguan gravitasi
mendominasi spektrum kekuatan untuk sebagian besar Bumi
orbit Mereka disebabkan oleh distribusi massa non-seragam
dalam bumi dengan laut atmosfer dan Bumi
pasang dan dengan daya tarik tubuh ketiga (Matahari Bulan planet)
Semua gangguan tersebut dapat dimodelkan dengan
tingkat kepercayaan yang tinggi dan semua dari mereka adalah konservatif
(Hanya menyebabkan perubahan periodik dalam energi orbit)
Sebuah kelas komplementer gangguan orbit dilambangkan
sebagai non-gravitasi Kelas ini terdiri aerodinamis
kekuatan efek tekanan radiasi langsung dan tidak langsung termal
re-radiasi dan dibebankan tarik partikel Model
kekuatan-kekuatan non-gravitasi dipengaruhi oleh ketidakpastian
dalam molekul-permukaan dan interaksi foton-permukaan
proses dalam molekul dan model fluks foton
dan dalam tingkat aktivitas geomagnetik dan mereka matahari dan
berpengaruh pada termosfer dan ionosfer Beberapa
gangguan menyebabkan sekuler penurunan waktu-proporsional
dari energi orbital dan karenanya dari ketinggian orbit
Untuk orbit rendah Bumi (LEO) ini meluruh ketinggian harus
dikompensasi oleh manuver pemeliharaan periodik
Sebuah tinjauan rinci pasukan non-gravitasi (juga dilambangkan
sebagai kekuatan permukaan) dilakukan oleh Rubincam
(1982) Klinkrad et al (1990) dan Ries et al (1992)
Terlepas dari radiasi langsung dan tidak langsung yang dominan
tekanan gangguan termal re-radiasi dan aerodinamis
makalah ini juga menganalisis efek sekunder yang disebabkan
oleh tertunda termal re-emisi akibat bayangan Bumi
transit (efek Yarkovsky) karena rotasi satelit
(Yarkovsky-Schach efek) atau karena frekuensi
beralih antara diterima dan memancarkan radiasi (Poynting-
Efek Robertson) Antreasian amp Rosborough (1992) dan
Powell amp Gaposhkin (1988) fokus analisa mereka tentang radiasi
kekuatan termasuk termal re-radiasi Bumi Albedo
dan Bumi kontribusi IR Gaya aerodinamik pada LEO
ketinggian dibahas secara lebih rinci oleh Marcos et al
(1993) dan oleh Koppenwallner et al (1995) Marcos et al
(1993) dan Klinkrad (1996) juga menyelidiki status
Model thermospheric kontemporer ketidakpastian
dan dampak yang dihasilkan pada prediksi orbit
Tulisan ini akan menggambarkan sifat permukaan
kekuatan model lingkungan kunci dan param2 mereka
Gambar 1 Aktivitas matahari diamati (dalam hal sehari-hari 107 cm radio fluks F10 7 dan nomor sun-spot SSN) dan geomagnetik
kegiatan (dalam hal indeks Ap setiap hari) selama siklus surya 21 dan 22
Gambar 2 Suhu dan jumlah profil ketinggian kepadatan dan ekstrem mereka selama siklus matahari menurut CIRA-86
Model (setara dengan MSIS-90e pada ketinggian thermospheric)
eters metode matematis untuk menentukan molekul
dan fluks insiden foton fisika particlesurface yang
interaksi dan derivasi spesifik satelit
koefisien kekuatan dan torsi untuk nongravitational berbeda
Sumber istilah gangguan Hasil akan
disediakan untuk ERS-1 dan satelit Envisat berdasarkan
pada berjalan dengan Program Angara ESA (Analisis Non-
Akselerasi gravitasi karena Radiasi dan Aerodinamika
Fritsche et al (1998))
2 ENERGI INPUT DARI MATAHARI
Satu-satunya sumber energi yang signifikan untuk Bumi adalah matahari
radiasi yang dipancarkan oleh Matahari melintasi lebar
spektrum frekuensi dengan fluks energi puncak dalam terlihat
cahaya Distribusi energi yang dapat didekati dengan baik
radiator benda hitam dari suhu rata-rata dari 5785 K
memberikan fluks energi rata-rata 1370 Wm2 dengan tahunan
3
variasi 0303 karena eksentrisitas kecil
Orbit Bumi Ketika input energi ke dalam diterangi
belahan rata-rata di atas seluruh permukaan Bumi
berarti fluks energi 349 Wm2 dimana 33
tercermin dalam cahaya tampak sebagai planet albedo (26
tercermin dari awan dan 7 tercermin dari benua
dan lautan) 67 dari energi insiden diserap
oleh atmosfer oleh tanah dan air Hal ini kemudian dipancarkan kembali
terutama sebagai tertunda infra-merah (IR) radiasi yang
memungkinkan Bumi muncul sebagai radiator benda hitam dari rata-rata
suhu 253 K
Masukan Matahari ke keseimbangan drive energi terestrial
efek tekanan radiasi baik aerodinamis dan tidak langsung
(Albedo dan IR)
3 Gangguan AERODINAMIKA
Untuk satelit LEO gangguan aerodinamis sebagian besar
dari urutan kedua Pasukan yang dihasilkan memiliki besaran
kurang dari 11 000-satunya gangguan orde pertama
Bumi oblateness Efek aerodinamis (terutama airdrag)
adalah dominan permukaan kekuatan kontribusi hingga ketinggian
500 km sampai 600 km (tergantung pada atmosfer
kondisi) Selama re-entri (yaitu di bawah 120 km) aerodinamis
kekuatan menjadi kuantitas pesanan gangguan pertama
yang akhirnya mencapai tingkat daya tarik utama
Istilah selama fase penerbangan atmosfer Pada ketinggian
di atas 500 km sampai 600 km tekanan radiasi matahari langsung
berlaku
31 Model of the Earth Suasana
Sementara sebagian dari energi matahari yang diterima dalam terlihat
pita frekuensi dengan variasi tahunan hanya kecil
dinamika atmosfer atas netral terutama
didorong oleh ekstrim radiasi ultra-violet (EUV) dan yang
penyerapan atom oksigen oleh foto-disosiasi dan
proses re-kombinasi dan dengan pemanasan Joule dari
partikel bermuatan yang mengendap ke dalam zona aurora
EUV tingkat radiasi diketahui perubahan surya 11 tahun
siklus Mereka terkait dengan emisi dari Sunspot
daerah dan sebanding dengan jumlah diamati
Sun-spot (lihat Gambar 1) EUV ini juga berkorelasi
dengan 107 cm fluks matahari yang dapat diukur
di tanah melalui salah satu radio atmosfer
jendela (F10 7 didefinisikan dalam satuan 10 1048576 22Wm 1048576 2 Hz 1048576 1)
Puncak pemanasan Joule sering dikaitkan dengan geomagnetik tinggi
kegiatan Ini biasanya diukur dalam
hal sehari-hari planet indeks Ap atau indeks 3-jam
kp (lihat Gambar 1) Gambar 2 menunjukkan efek rendah dan
ekstrem tinggi matahari dan aktivitas geomagnetik pada
suhu dan kerapatan udara profil ketinggian Suhu
profil hanya berbeda sedikit di homosphere (di bawah
120 km) dan kemudian mengikuti peningkatan eksponensial
yang mencapai nilai pembatas yang disebut exospheric
suhu di bagian atas termosfer Kepadatan udara
atas turbopause (pada 120 km) ditentukan oleh
superimposisi konsentrasi profil ni (h) dari
utama konstituen N2 atmosfer O Dia H O2 Ar
dan N (untuk i = 1 sampai 7) Konsentrasi ketinggian skala
HNI yang menentukan penurunan jumlah kepadatan
dengan ketinggian sebanding dengan Mi = T di mana Mi adalah
massa molekul konstituen dan T adalah ambient
suhu Oleh karena itu spesies N2 berat dan O cenderung
Gambar 3 Variasi diurnal T suhu setempat menurut
dengan model MSIS-90e (tingkat unit kerja 100K
kondisi summer solstice 780 km ketinggian kegiatan berarti)
Gambar 4 Variasi diurnal kerapatan total r menurut
dengan model MSIS-90e (tingkat unit kerja 10 1048576 15 kg = m3
kondisi summer solstice 780 km ketinggian kegiatan berarti)
mendominasi di bawah dan menengah termosfer sementara
spesies ringan Dia dan H menang dalam termosfer atas
dan eksosfer Wilayah ketinggian di mana
N2 O Dia dan akhirnya H mendominasi digeser ke bawah
dengan suhu deceasing (misalnya penurunan tingkat aktivitas)
Terlepas dari perubahan dengan ketinggian suhu thermospheric
konsentrasi jumlah kepadatan dan jumlah yang diturunkan
(Mis gratis panjang jalan rata-rata) yang diketahui bervariasi
dengan waktu setempat tlst surya geografis bujur l geodesi
lintang f hari tahun td berarti fluks matahari macr F10 7
(Rata-rata lebih dari 81 hari = 3 rotasi matahari) sebenarnya surya
fluks F10 7 dan arus geomagnetik aktivitas Ap The diurnal
(Hari malam) profil variasi T r nO dan Nhe
ditunjukkan pada Gambar 3 sampai 6 untuk pada ketinggian orbit
ERS-1 dan 2 Suhu puncak dan puncak
konsentrasi oksigen atom dominan erat mengikuti
Titik sub-surya (yang di tlst = 12 jam) dengan penundaan
3 sampai 4 jam Konsentrasi puncak ringan
spesies helium bagaimanapun adalah lebih dekat ke titik anti-surya
sebagai konsekuensi dari difusi termal Yang disebut helium
tonjolan di belahan bumi musim dingin terlihat jelas
Termosfer dijelaskan oleh model MSISe-90
4
Gambar 5 Variasi diurnal konsentrasi atom oksigen
menurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat
10 +11 = 1 m3 kondisi summer solstice 780 km ketinggian
berarti kegiatan)
Gambar 6 Variasi diurnal konsentrasi helium atom
menurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat
10 +11 = 1 m3 kondisi summer solstice 780 km ketinggian
berarti kegiatan)
(Hedin (1987) dan Hedin (1991a)) didasarkan pada asumsi
ofmass transportasi melalui proses difusi dalam kesetimbangan
kondisi Menurut Hedin (1991b) namun
ada juga angin thermospheric dengan arah
hampir secara eksklusif pada bidang horisontal dan dengan kecepatan
mencapai 500 m s dan banyak lagi Pola angin ini
sangat erat kaitannya dengan hari malam terminator
dengan largestmagnitudes di daerah kutub menuju malam
belahan Karena peningkatan viskositas dengan ketinggian
besarnya angin ini mengurangi menuju
thermopause
32 Koefisien aerodinamis satelit yang
Untuk pesawat ruang angkasa yang bergerak melalui bagian atas atmosfer
dengan kecepatan relatif yen U dan crosssection berarti
Are f kekuatan aerodinamis ditemui ~ Fa dapat
dihitung dengan penjumlahan kontribusi individu
dari semua 7 konstituen atmosfer (i = 1 sampai 7 untuk
N2 O Dia H O2 Ar dan N) dengan kepadatan parsial ri
~ Fa =
7A
i = 1
1
2
Apakah ri f U2 yen ~ Cai (1)
Dalam persamaan ini semua karakteristik gaya aerodinamika yang
terkonsentrasi di ~ Cai yang merupakan fungsi dari pesawat ruang angkasa
geometri sifat permukaannya dan sikap relatif
untuk aliran udara Jika kita menganggap bahwa sebagian kecil sd (di mana
0 sd 1) dari molekul masuk difus tercermin
menurut distribusi Lambert dan bahwa
komplemen specularly tercermin maka kontribusi lokal
ke ~ Cai dapat digambarkan secara analitis
~ Cai =
1
Apakah f Z (A) 1048576 sd ~ ci d (~ r) + (1 1048576 sd) ~ ci S (~ r) dA (2)
Jumlah vektor ~ ci d (S yen i Tw = T yen) dan ~ ci s (S yen i) adalah
diffuse dan specular koefisien refleksi permukaan
Elemen dA pada posisi ~ r pada bagian pesawat ruang angkasa
permukaan A yang terkena aliran udara ~ Ci d memiliki komponen
normal dan tangensial dengan elemen permukaan (bersama
~ N ~ dan t) di mana normal (= tekanan) kontribusi adalah
juga tergantung di dinding suhu Tw ~ Ci s hanya memberikan kontribusi
dengan gaya normal lokal
~ Ci d = 1
pp
P (Sni)
yen S2 i
+
1
2rTw
yen T
c (Sni)
S2 yen i ~ N
+ 1
pp
Sti c (Sni)
yen S2 i ~ T (3)
~ Ci s =
2
pp
P (Sni)
yen S2 i
~ N (4)
Jumlah tambahan P (Sni) dan c (Sni) didefinisikan sebagai
P (Sni) = Sni exp 1048576 1048576 S2
ni + Pp S2
ni +
1
2 (1 + erf (Sni))
c (Sni) = exp 1048576 1048576 S2
ni + PpSni (1 + erf (Sni))
Di sini S yen i = pMiU2 yen = yen 2kT adalah rasio kecepatan molekul
(Gratis aliran kecepatan U yen dibagi oleh paling mungkin
kecepatan termal dari spesies atmosfer-i) Mi adalah
massa molar dari kontribusi jenis gas T yen adalah ambient
suhu dan k adalah konstanta Boltzmann Sni dan
IMS merupakan komponen normal dan tangensial S yen i untuk
elemen tertentu dari permukaan pesawat ruang angkasa terkena A
di mana pasukan yang terintegrasi
Program Angara (Fritsche et al (1998)) menggunakan
metode yang dijelaskan untuk menghitung koefisien aerodinamis
kekuatan dan torsi dengan cara analitik (yang disebut Integral
Metode) Atau numerik Monte-Carlo Test-
Partikel (MCTP) Cara diimplementasikan Kedua metode
pertimbangkan membayangi geometris dalam analisis mereka tetapi
MCTP juga mempertimbangkan beberapa refleksi dan alternatif
model interaksi permukaan yang lebih rinci menurut
Schaaf dan Chambre
4 RADIASI gangguan PRESSURE
Tekanan radiasi adalah dominan gangguan non-gravitasi
pada ketinggian satelit di atas 500 km sampai 600 km
5
(Tergantung pada aktivitas matahari) Agar signifikansi
ada empat sumber radiasi utama radiasi langsung
dari Matahari Albedo re-radiasi yang dipantulkan dari
Bumi belahan diterangi semakin seragam dipancarkan kembali
Bumi radiasi IR dan disutradarai radiasi IR yang dipancarkan
dari pesawat ruang angkasa (dilambangkan sebagai dorong termal) Itu
sumber kontribusi tersebut dan perhitungan
Pasukan gangguan mereka akan dibahas selanjutnya
Gambar 7 Planetary Albedo peta terdiri dari NOAA-9
data (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
Gambar 8 Bumi IR re-radiasi peta terdiri dari
Data Erbe (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
41 Model Sumber Radiasi
Fluks energi matahari memiliki distribusi spektral yang
erat mengikuti hukum Planck untuk radiator benda hitam dari
berarti suhu T = T = 5 785K Puncak
fluks energi (digambarkan dengan rumus Wien) dicapai dalam
cahaya tampak Mengintegrasikan Matahari spektrum radiasi
atas semua frekuensi mengarah ke fluks energi ˙ e (r) = ˙ e
di permukaan Matahari menurut Stefan-Boltzmann
hukum
˙ e = ST4 (5)
di mana s = 567 10 1048576 8Wm 1048576 2K 1048576 4)
Fluks energi awal dari ˙ e (r) = ˙ e = 604 107W = m2
direduksi menjadi nilai rata-rata ˙ e (r) = 1370W = m2 di
jarak r Bumi dengan variasi tahunan 0303
karena eksentrisitas orbit Bumi Sekitar 33 dari
energi datang dipantulkan dalam spektrum cahaya tampak
dari atas awan dari atmosfer
dan dari permukaan Bumi Gambar 7 menunjukkan
dihasilkan planet albedo distribusi Bumi untuk
Maret 1985 (NOAA-9 Data NASA (1996)) Terbesar
albedo yang diamati di daerah kutub karena salju dan
lapisan es sementara albedo khatulistiwa umumnya lebih kecil
Re-radiasi dari Bumi Albedo hanya efektif untuk
bagian-bagian permukaan dan suasana yang terletak
di belahan bumi Sun-diterangi
Sumber sekunder lain re-radiasi adalah timedelayed
dan frekuensi bergeser kembali emisi dalam panjang gelombang IR
dari 67 dari fluks energi surya yang diserap
oleh atmosfer bumi benua dan
lautan Gambar 8 menunjukkan distribusi global terestrial
IR fluks energi seperti yang diamati oleh satelit Erbe
(Bumi Radiasi Percobaan Anggaran NASA (1996))
Maret 1985 Ini re-radiasi hampir independen
kondisi pencahayaan dengan tingkat rata-rata
˙ e = 234W = m2 sesuai dengan radiator benda hitam
dengan suhu T = 253K
Bila dilihat dari Bumi jarak heliosentrik rata-rata
0105 106 km (1 satuan astronomi) Matahari mencakup padat
sudut sekitar 005 Ini sumber cahaya perpanjangan terbatas
menyebabkan bayangan inti (umbra) dan daerah bayangan setengah
(Pen-umbra) pada orbit satelit yang melewati
gerhana Tepi wilayah bayangan inti juga menerima
radiasi karena pembiasan atmosfer yang dapat menyebabkan
defleksi sinar matahari hingga 0103 meningkatkan geometris
didefinisikan semi-bayangan daerah (dengan sudut kerucut
dari sekitar 005) hingga faktor 7
Satelit tidak hanya menerima dan mencerminkan radiasi matahari langsung
tetapi mereka juga memanas karena eksternal dan internal
input energi Sebuah re-emisi non-seragam energi ini
di atas permukaan pesawat ruang angkasa (misalnya akibat membayangi) dapat
menyebabkan kekuatan non-nol (Antreasian amp Rosborough (1992)
dan Powell amp Gaposhkin (1988)) Efek seperti memiliki
telah diamati untuk satelit GPS karena energi panas
emisi dari panel radiator mereka
42 Koefisien Radiasi dari satelit yang
Radiasi fluks energi ˙ e yang dicegat oleh satelit
pada frekuensi tertentu n sesuai dengan pelampiasan foton
tingkat
˙ ˙ np = e = (hn) (6)
dimana h = 6625 10 1048576 34 Js adalah konstanta Planck Dari
foton masuk sebagian kecil yang diserap sebagian rs
adalah specularly tercermin dan rd Fraksi difus tercermin
menurut distribusi Lambert (cosinus hukum)
Jika kita menganggap permukaan non-transparan konservasi energi
dapat dinyatakan sebagai
a + rs + rd = 1 (7)
Semua koefisien ini biasanya tergantung pada permukaan
materi suhu dan panjang gelombang dan insiden
sudut foton Bersama dengan emisivitas
e yang menggambarkan sifat re-radiasi IR set ini
parameter benar-benar mendefinisikan interaksi foton-permukaan
Rasio a = e dapat bervariasi atas berbagai
(Misalnya 098098 untuk cat hitam 079081 untuk sel surya
045080 untuk Kapton aluminized dan 007076 untuk perak
Teflon)
Bila diasumsikan titik sumber radiasi pada jarak tak terbatas
dari satelit maka gaya radiasi yang dihasilkan
6
~ Fr dapat digambarkan sebagai
~ Fr =
4a
n = 1
˙ en
c
Apakah f ~ Crn (8)
dimana n = 1 sampai 4 mewakili langsung Bumi Albedo Bumi
IR dan radiasi termal ˙ en adalah fluks energi pada masing-masing
panjang gelombang c adalah kecepatan cahaya dan Apakah f adalah
referensi pesawat ruang angkasa penampang Kekuatan radiasi
koefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapat
ditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangi
Sebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasi
source)
~ Crn =
1
Apakah f Z (An)
~ Crn (~ r) dA (9)
Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dA
di lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadian
arah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n dan dengan
frekuensi refleksi sifat tergantung (di mana
telah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7)
~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 1048576 RSN) ~ un +
2
3
s
c
enT4
w ~ n
+ (~ Un ~ n) 2rsn (~ un ~ n) 1048576
2
3
RDN ~ n (10)
Untuk tujuan implementasi software koefisien radiasi
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
lokasi pesawat ruang angkasa waktu musim (posisi matahari)
dan geomagnetik tingkat aktivitas matahari dan Variabilitas
dari model lingkungan akan dijelaskan dan
model matematika akan describedwhich penggunaan allowto
yang dihasilkan molekul dan model fluks foton untuk menghitung
perturbing kekuatan dan torsi yang bekerja pada satelit LEO
Contoh akan diberikan untuk ESA ERS-1 dan Envisat
satelit
Kata kunci aerodinamika gratis-molekul tekanan radiasi
gangguan non-gravitasi
1 PENDAHULUAN
Banyak aplikasi ruang memerlukan penentuan orbit yang sangat akurat
dari satelit untuk menggunakan posisi perbaikan yang diketahui
presisi sebagai acuan mutlak untuk pengukuran resolusi tinggi
dari geoid topografi permukaan laut atau
gerakan lempeng tektonik Dengan penggunaan presisi on-board
bantu pelacakan ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit
(Laser retro-reflektor LRR dan jangkauan yang tepat dan rangerate
peralatan PRARE) dan dengan penggunaan tambahan
tipe data pelacakan (langsung altimetri dan altimeter Crossover
pengukuran) ERS-1 amp 2 orbit dapat dipasang
dengan akar mean square (rms) kesalahan sekitar 5 cm radial
10 cm di lintas jalur dan 40 cm pada posisi bersama-track
Cocok tepat tersebut memerlukan perangkat lunak prediksi orbit
dengan model yang sangat akurat dari perturbing gravitasi
dan percepatan non-gravitasi yang mempengaruhi
gerak sebuah satelit Bumi Gangguan gravitasi
mendominasi spektrum kekuatan untuk sebagian besar Bumi
orbit Mereka disebabkan oleh distribusi massa non-seragam
dalam bumi dengan laut atmosfer dan Bumi
pasang dan dengan daya tarik tubuh ketiga (Matahari Bulan planet)
Semua gangguan tersebut dapat dimodelkan dengan
tingkat kepercayaan yang tinggi dan semua dari mereka adalah konservatif
(Hanya menyebabkan perubahan periodik dalam energi orbit)
Sebuah kelas komplementer gangguan orbit dilambangkan
sebagai non-gravitasi Kelas ini terdiri aerodinamis
kekuatan efek tekanan radiasi langsung dan tidak langsung termal
re-radiasi dan dibebankan tarik partikel Model
kekuatan-kekuatan non-gravitasi dipengaruhi oleh ketidakpastian
dalam molekul-permukaan dan interaksi foton-permukaan
proses dalam molekul dan model fluks foton
dan dalam tingkat aktivitas geomagnetik dan mereka matahari dan
berpengaruh pada termosfer dan ionosfer Beberapa
gangguan menyebabkan sekuler penurunan waktu-proporsional
dari energi orbital dan karenanya dari ketinggian orbit
Untuk orbit rendah Bumi (LEO) ini meluruh ketinggian harus
dikompensasi oleh manuver pemeliharaan periodik
Sebuah tinjauan rinci pasukan non-gravitasi (juga dilambangkan
sebagai kekuatan permukaan) dilakukan oleh Rubincam
(1982) Klinkrad et al (1990) dan Ries et al (1992)
Terlepas dari radiasi langsung dan tidak langsung yang dominan
tekanan gangguan termal re-radiasi dan aerodinamis
makalah ini juga menganalisis efek sekunder yang disebabkan
oleh tertunda termal re-emisi akibat bayangan Bumi
transit (efek Yarkovsky) karena rotasi satelit
(Yarkovsky-Schach efek) atau karena frekuensi
beralih antara diterima dan memancarkan radiasi (Poynting-
Efek Robertson) Antreasian amp Rosborough (1992) dan
Powell amp Gaposhkin (1988) fokus analisa mereka tentang radiasi
kekuatan termasuk termal re-radiasi Bumi Albedo
dan Bumi kontribusi IR Gaya aerodinamik pada LEO
ketinggian dibahas secara lebih rinci oleh Marcos et al
(1993) dan oleh Koppenwallner et al (1995) Marcos et al
(1993) dan Klinkrad (1996) juga menyelidiki status
Model thermospheric kontemporer ketidakpastian
dan dampak yang dihasilkan pada prediksi orbit
Tulisan ini akan menggambarkan sifat permukaan
kekuatan model lingkungan kunci dan param2 mereka
Gambar 1 Aktivitas matahari diamati (dalam hal sehari-hari 107 cm radio fluks F10 7 dan nomor sun-spot SSN) dan geomagnetik
kegiatan (dalam hal indeks Ap setiap hari) selama siklus surya 21 dan 22
Gambar 2 Suhu dan jumlah profil ketinggian kepadatan dan ekstrem mereka selama siklus matahari menurut CIRA-86
Model (setara dengan MSIS-90e pada ketinggian thermospheric)
eters metode matematis untuk menentukan molekul
dan fluks insiden foton fisika particlesurface yang
interaksi dan derivasi spesifik satelit
koefisien kekuatan dan torsi untuk nongravitational berbeda
Sumber istilah gangguan Hasil akan
disediakan untuk ERS-1 dan satelit Envisat berdasarkan
pada berjalan dengan Program Angara ESA (Analisis Non-
Akselerasi gravitasi karena Radiasi dan Aerodinamika
Fritsche et al (1998))
2 ENERGI INPUT DARI MATAHARI
Satu-satunya sumber energi yang signifikan untuk Bumi adalah matahari
radiasi yang dipancarkan oleh Matahari melintasi lebar
spektrum frekuensi dengan fluks energi puncak dalam terlihat
cahaya Distribusi energi yang dapat didekati dengan baik
radiator benda hitam dari suhu rata-rata dari 5785 K
memberikan fluks energi rata-rata 1370 Wm2 dengan tahunan
3
variasi 0303 karena eksentrisitas kecil
Orbit Bumi Ketika input energi ke dalam diterangi
belahan rata-rata di atas seluruh permukaan Bumi
berarti fluks energi 349 Wm2 dimana 33
tercermin dalam cahaya tampak sebagai planet albedo (26
tercermin dari awan dan 7 tercermin dari benua
dan lautan) 67 dari energi insiden diserap
oleh atmosfer oleh tanah dan air Hal ini kemudian dipancarkan kembali
terutama sebagai tertunda infra-merah (IR) radiasi yang
memungkinkan Bumi muncul sebagai radiator benda hitam dari rata-rata
suhu 253 K
Masukan Matahari ke keseimbangan drive energi terestrial
efek tekanan radiasi baik aerodinamis dan tidak langsung
(Albedo dan IR)
3 Gangguan AERODINAMIKA
Untuk satelit LEO gangguan aerodinamis sebagian besar
dari urutan kedua Pasukan yang dihasilkan memiliki besaran
kurang dari 11 000-satunya gangguan orde pertama
Bumi oblateness Efek aerodinamis (terutama airdrag)
adalah dominan permukaan kekuatan kontribusi hingga ketinggian
500 km sampai 600 km (tergantung pada atmosfer
kondisi) Selama re-entri (yaitu di bawah 120 km) aerodinamis
kekuatan menjadi kuantitas pesanan gangguan pertama
yang akhirnya mencapai tingkat daya tarik utama
Istilah selama fase penerbangan atmosfer Pada ketinggian
di atas 500 km sampai 600 km tekanan radiasi matahari langsung
berlaku
31 Model of the Earth Suasana
Sementara sebagian dari energi matahari yang diterima dalam terlihat
pita frekuensi dengan variasi tahunan hanya kecil
dinamika atmosfer atas netral terutama
didorong oleh ekstrim radiasi ultra-violet (EUV) dan yang
penyerapan atom oksigen oleh foto-disosiasi dan
proses re-kombinasi dan dengan pemanasan Joule dari
partikel bermuatan yang mengendap ke dalam zona aurora
EUV tingkat radiasi diketahui perubahan surya 11 tahun
siklus Mereka terkait dengan emisi dari Sunspot
daerah dan sebanding dengan jumlah diamati
Sun-spot (lihat Gambar 1) EUV ini juga berkorelasi
dengan 107 cm fluks matahari yang dapat diukur
di tanah melalui salah satu radio atmosfer
jendela (F10 7 didefinisikan dalam satuan 10 1048576 22Wm 1048576 2 Hz 1048576 1)
Puncak pemanasan Joule sering dikaitkan dengan geomagnetik tinggi
kegiatan Ini biasanya diukur dalam
hal sehari-hari planet indeks Ap atau indeks 3-jam
kp (lihat Gambar 1) Gambar 2 menunjukkan efek rendah dan
ekstrem tinggi matahari dan aktivitas geomagnetik pada
suhu dan kerapatan udara profil ketinggian Suhu
profil hanya berbeda sedikit di homosphere (di bawah
120 km) dan kemudian mengikuti peningkatan eksponensial
yang mencapai nilai pembatas yang disebut exospheric
suhu di bagian atas termosfer Kepadatan udara
atas turbopause (pada 120 km) ditentukan oleh
superimposisi konsentrasi profil ni (h) dari
utama konstituen N2 atmosfer O Dia H O2 Ar
dan N (untuk i = 1 sampai 7) Konsentrasi ketinggian skala
HNI yang menentukan penurunan jumlah kepadatan
dengan ketinggian sebanding dengan Mi = T di mana Mi adalah
massa molekul konstituen dan T adalah ambient
suhu Oleh karena itu spesies N2 berat dan O cenderung
Gambar 3 Variasi diurnal T suhu setempat menurut
dengan model MSIS-90e (tingkat unit kerja 100K
kondisi summer solstice 780 km ketinggian kegiatan berarti)
Gambar 4 Variasi diurnal kerapatan total r menurut
dengan model MSIS-90e (tingkat unit kerja 10 1048576 15 kg = m3
kondisi summer solstice 780 km ketinggian kegiatan berarti)
mendominasi di bawah dan menengah termosfer sementara
spesies ringan Dia dan H menang dalam termosfer atas
dan eksosfer Wilayah ketinggian di mana
N2 O Dia dan akhirnya H mendominasi digeser ke bawah
dengan suhu deceasing (misalnya penurunan tingkat aktivitas)
Terlepas dari perubahan dengan ketinggian suhu thermospheric
konsentrasi jumlah kepadatan dan jumlah yang diturunkan
(Mis gratis panjang jalan rata-rata) yang diketahui bervariasi
dengan waktu setempat tlst surya geografis bujur l geodesi
lintang f hari tahun td berarti fluks matahari macr F10 7
(Rata-rata lebih dari 81 hari = 3 rotasi matahari) sebenarnya surya
fluks F10 7 dan arus geomagnetik aktivitas Ap The diurnal
(Hari malam) profil variasi T r nO dan Nhe
ditunjukkan pada Gambar 3 sampai 6 untuk pada ketinggian orbit
ERS-1 dan 2 Suhu puncak dan puncak
konsentrasi oksigen atom dominan erat mengikuti
Titik sub-surya (yang di tlst = 12 jam) dengan penundaan
3 sampai 4 jam Konsentrasi puncak ringan
spesies helium bagaimanapun adalah lebih dekat ke titik anti-surya
sebagai konsekuensi dari difusi termal Yang disebut helium
tonjolan di belahan bumi musim dingin terlihat jelas
Termosfer dijelaskan oleh model MSISe-90
4
Gambar 5 Variasi diurnal konsentrasi atom oksigen
menurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat
10 +11 = 1 m3 kondisi summer solstice 780 km ketinggian
berarti kegiatan)
Gambar 6 Variasi diurnal konsentrasi helium atom
menurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat
10 +11 = 1 m3 kondisi summer solstice 780 km ketinggian
berarti kegiatan)
(Hedin (1987) dan Hedin (1991a)) didasarkan pada asumsi
ofmass transportasi melalui proses difusi dalam kesetimbangan
kondisi Menurut Hedin (1991b) namun
ada juga angin thermospheric dengan arah
hampir secara eksklusif pada bidang horisontal dan dengan kecepatan
mencapai 500 m s dan banyak lagi Pola angin ini
sangat erat kaitannya dengan hari malam terminator
dengan largestmagnitudes di daerah kutub menuju malam
belahan Karena peningkatan viskositas dengan ketinggian
besarnya angin ini mengurangi menuju
thermopause
32 Koefisien aerodinamis satelit yang
Untuk pesawat ruang angkasa yang bergerak melalui bagian atas atmosfer
dengan kecepatan relatif yen U dan crosssection berarti
Are f kekuatan aerodinamis ditemui ~ Fa dapat
dihitung dengan penjumlahan kontribusi individu
dari semua 7 konstituen atmosfer (i = 1 sampai 7 untuk
N2 O Dia H O2 Ar dan N) dengan kepadatan parsial ri
~ Fa =
7A
i = 1
1
2
Apakah ri f U2 yen ~ Cai (1)
Dalam persamaan ini semua karakteristik gaya aerodinamika yang
terkonsentrasi di ~ Cai yang merupakan fungsi dari pesawat ruang angkasa
geometri sifat permukaannya dan sikap relatif
untuk aliran udara Jika kita menganggap bahwa sebagian kecil sd (di mana
0 sd 1) dari molekul masuk difus tercermin
menurut distribusi Lambert dan bahwa
komplemen specularly tercermin maka kontribusi lokal
ke ~ Cai dapat digambarkan secara analitis
~ Cai =
1
Apakah f Z (A) 1048576 sd ~ ci d (~ r) + (1 1048576 sd) ~ ci S (~ r) dA (2)
Jumlah vektor ~ ci d (S yen i Tw = T yen) dan ~ ci s (S yen i) adalah
diffuse dan specular koefisien refleksi permukaan
Elemen dA pada posisi ~ r pada bagian pesawat ruang angkasa
permukaan A yang terkena aliran udara ~ Ci d memiliki komponen
normal dan tangensial dengan elemen permukaan (bersama
~ N ~ dan t) di mana normal (= tekanan) kontribusi adalah
juga tergantung di dinding suhu Tw ~ Ci s hanya memberikan kontribusi
dengan gaya normal lokal
~ Ci d = 1
pp
P (Sni)
yen S2 i
+
1
2rTw
yen T
c (Sni)
S2 yen i ~ N
+ 1
pp
Sti c (Sni)
yen S2 i ~ T (3)
~ Ci s =
2
pp
P (Sni)
yen S2 i
~ N (4)
Jumlah tambahan P (Sni) dan c (Sni) didefinisikan sebagai
P (Sni) = Sni exp 1048576 1048576 S2
ni + Pp S2
ni +
1
2 (1 + erf (Sni))
c (Sni) = exp 1048576 1048576 S2
ni + PpSni (1 + erf (Sni))
Di sini S yen i = pMiU2 yen = yen 2kT adalah rasio kecepatan molekul
(Gratis aliran kecepatan U yen dibagi oleh paling mungkin
kecepatan termal dari spesies atmosfer-i) Mi adalah
massa molar dari kontribusi jenis gas T yen adalah ambient
suhu dan k adalah konstanta Boltzmann Sni dan
IMS merupakan komponen normal dan tangensial S yen i untuk
elemen tertentu dari permukaan pesawat ruang angkasa terkena A
di mana pasukan yang terintegrasi
Program Angara (Fritsche et al (1998)) menggunakan
metode yang dijelaskan untuk menghitung koefisien aerodinamis
kekuatan dan torsi dengan cara analitik (yang disebut Integral
Metode) Atau numerik Monte-Carlo Test-
Partikel (MCTP) Cara diimplementasikan Kedua metode
pertimbangkan membayangi geometris dalam analisis mereka tetapi
MCTP juga mempertimbangkan beberapa refleksi dan alternatif
model interaksi permukaan yang lebih rinci menurut
Schaaf dan Chambre
4 RADIASI gangguan PRESSURE
Tekanan radiasi adalah dominan gangguan non-gravitasi
pada ketinggian satelit di atas 500 km sampai 600 km
5
(Tergantung pada aktivitas matahari) Agar signifikansi
ada empat sumber radiasi utama radiasi langsung
dari Matahari Albedo re-radiasi yang dipantulkan dari
Bumi belahan diterangi semakin seragam dipancarkan kembali
Bumi radiasi IR dan disutradarai radiasi IR yang dipancarkan
dari pesawat ruang angkasa (dilambangkan sebagai dorong termal) Itu
sumber kontribusi tersebut dan perhitungan
Pasukan gangguan mereka akan dibahas selanjutnya
Gambar 7 Planetary Albedo peta terdiri dari NOAA-9
data (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
Gambar 8 Bumi IR re-radiasi peta terdiri dari
Data Erbe (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
41 Model Sumber Radiasi
Fluks energi matahari memiliki distribusi spektral yang
erat mengikuti hukum Planck untuk radiator benda hitam dari
berarti suhu T = T = 5 785K Puncak
fluks energi (digambarkan dengan rumus Wien) dicapai dalam
cahaya tampak Mengintegrasikan Matahari spektrum radiasi
atas semua frekuensi mengarah ke fluks energi ˙ e (r) = ˙ e
di permukaan Matahari menurut Stefan-Boltzmann
hukum
˙ e = ST4 (5)
di mana s = 567 10 1048576 8Wm 1048576 2K 1048576 4)
Fluks energi awal dari ˙ e (r) = ˙ e = 604 107W = m2
direduksi menjadi nilai rata-rata ˙ e (r) = 1370W = m2 di
jarak r Bumi dengan variasi tahunan 0303
karena eksentrisitas orbit Bumi Sekitar 33 dari
energi datang dipantulkan dalam spektrum cahaya tampak
dari atas awan dari atmosfer
dan dari permukaan Bumi Gambar 7 menunjukkan
dihasilkan planet albedo distribusi Bumi untuk
Maret 1985 (NOAA-9 Data NASA (1996)) Terbesar
albedo yang diamati di daerah kutub karena salju dan
lapisan es sementara albedo khatulistiwa umumnya lebih kecil
Re-radiasi dari Bumi Albedo hanya efektif untuk
bagian-bagian permukaan dan suasana yang terletak
di belahan bumi Sun-diterangi
Sumber sekunder lain re-radiasi adalah timedelayed
dan frekuensi bergeser kembali emisi dalam panjang gelombang IR
dari 67 dari fluks energi surya yang diserap
oleh atmosfer bumi benua dan
lautan Gambar 8 menunjukkan distribusi global terestrial
IR fluks energi seperti yang diamati oleh satelit Erbe
(Bumi Radiasi Percobaan Anggaran NASA (1996))
Maret 1985 Ini re-radiasi hampir independen
kondisi pencahayaan dengan tingkat rata-rata
˙ e = 234W = m2 sesuai dengan radiator benda hitam
dengan suhu T = 253K
Bila dilihat dari Bumi jarak heliosentrik rata-rata
0105 106 km (1 satuan astronomi) Matahari mencakup padat
sudut sekitar 005 Ini sumber cahaya perpanjangan terbatas
menyebabkan bayangan inti (umbra) dan daerah bayangan setengah
(Pen-umbra) pada orbit satelit yang melewati
gerhana Tepi wilayah bayangan inti juga menerima
radiasi karena pembiasan atmosfer yang dapat menyebabkan
defleksi sinar matahari hingga 0103 meningkatkan geometris
didefinisikan semi-bayangan daerah (dengan sudut kerucut
dari sekitar 005) hingga faktor 7
Satelit tidak hanya menerima dan mencerminkan radiasi matahari langsung
tetapi mereka juga memanas karena eksternal dan internal
input energi Sebuah re-emisi non-seragam energi ini
di atas permukaan pesawat ruang angkasa (misalnya akibat membayangi) dapat
menyebabkan kekuatan non-nol (Antreasian amp Rosborough (1992)
dan Powell amp Gaposhkin (1988)) Efek seperti memiliki
telah diamati untuk satelit GPS karena energi panas
emisi dari panel radiator mereka
42 Koefisien Radiasi dari satelit yang
Radiasi fluks energi ˙ e yang dicegat oleh satelit
pada frekuensi tertentu n sesuai dengan pelampiasan foton
tingkat
˙ ˙ np = e = (hn) (6)
dimana h = 6625 10 1048576 34 Js adalah konstanta Planck Dari
foton masuk sebagian kecil yang diserap sebagian rs
adalah specularly tercermin dan rd Fraksi difus tercermin
menurut distribusi Lambert (cosinus hukum)
Jika kita menganggap permukaan non-transparan konservasi energi
dapat dinyatakan sebagai
a + rs + rd = 1 (7)
Semua koefisien ini biasanya tergantung pada permukaan
materi suhu dan panjang gelombang dan insiden
sudut foton Bersama dengan emisivitas
e yang menggambarkan sifat re-radiasi IR set ini
parameter benar-benar mendefinisikan interaksi foton-permukaan
Rasio a = e dapat bervariasi atas berbagai
(Misalnya 098098 untuk cat hitam 079081 untuk sel surya
045080 untuk Kapton aluminized dan 007076 untuk perak
Teflon)
Bila diasumsikan titik sumber radiasi pada jarak tak terbatas
dari satelit maka gaya radiasi yang dihasilkan
6
~ Fr dapat digambarkan sebagai
~ Fr =
4a
n = 1
˙ en
c
Apakah f ~ Crn (8)
dimana n = 1 sampai 4 mewakili langsung Bumi Albedo Bumi
IR dan radiasi termal ˙ en adalah fluks energi pada masing-masing
panjang gelombang c adalah kecepatan cahaya dan Apakah f adalah
referensi pesawat ruang angkasa penampang Kekuatan radiasi
koefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapat
ditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangi
Sebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasi
source)
~ Crn =
1
Apakah f Z (An)
~ Crn (~ r) dA (9)
Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dA
di lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadian
arah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n dan dengan
frekuensi refleksi sifat tergantung (di mana
telah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7)
~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 1048576 RSN) ~ un +
2
3
s
c
enT4
w ~ n
+ (~ Un ~ n) 2rsn (~ un ~ n) 1048576
2
3
RDN ~ n (10)
Untuk tujuan implementasi software koefisien radiasi
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
mendominasi spektrum kekuatan untuk sebagian besar Bumi
orbit Mereka disebabkan oleh distribusi massa non-seragam
dalam bumi dengan laut atmosfer dan Bumi
pasang dan dengan daya tarik tubuh ketiga (Matahari Bulan planet)
Semua gangguan tersebut dapat dimodelkan dengan
tingkat kepercayaan yang tinggi dan semua dari mereka adalah konservatif
(Hanya menyebabkan perubahan periodik dalam energi orbit)
Sebuah kelas komplementer gangguan orbit dilambangkan
sebagai non-gravitasi Kelas ini terdiri aerodinamis
kekuatan efek tekanan radiasi langsung dan tidak langsung termal
re-radiasi dan dibebankan tarik partikel Model
kekuatan-kekuatan non-gravitasi dipengaruhi oleh ketidakpastian
dalam molekul-permukaan dan interaksi foton-permukaan
proses dalam molekul dan model fluks foton
dan dalam tingkat aktivitas geomagnetik dan mereka matahari dan
berpengaruh pada termosfer dan ionosfer Beberapa
gangguan menyebabkan sekuler penurunan waktu-proporsional
dari energi orbital dan karenanya dari ketinggian orbit
Untuk orbit rendah Bumi (LEO) ini meluruh ketinggian harus
dikompensasi oleh manuver pemeliharaan periodik
Sebuah tinjauan rinci pasukan non-gravitasi (juga dilambangkan
sebagai kekuatan permukaan) dilakukan oleh Rubincam
(1982) Klinkrad et al (1990) dan Ries et al (1992)
Terlepas dari radiasi langsung dan tidak langsung yang dominan
tekanan gangguan termal re-radiasi dan aerodinamis
makalah ini juga menganalisis efek sekunder yang disebabkan
oleh tertunda termal re-emisi akibat bayangan Bumi
transit (efek Yarkovsky) karena rotasi satelit
(Yarkovsky-Schach efek) atau karena frekuensi
beralih antara diterima dan memancarkan radiasi (Poynting-
Efek Robertson) Antreasian amp Rosborough (1992) dan
Powell amp Gaposhkin (1988) fokus analisa mereka tentang radiasi
kekuatan termasuk termal re-radiasi Bumi Albedo
dan Bumi kontribusi IR Gaya aerodinamik pada LEO
ketinggian dibahas secara lebih rinci oleh Marcos et al
(1993) dan oleh Koppenwallner et al (1995) Marcos et al
(1993) dan Klinkrad (1996) juga menyelidiki status
Model thermospheric kontemporer ketidakpastian
dan dampak yang dihasilkan pada prediksi orbit
Tulisan ini akan menggambarkan sifat permukaan
kekuatan model lingkungan kunci dan param2 mereka
Gambar 1 Aktivitas matahari diamati (dalam hal sehari-hari 107 cm radio fluks F10 7 dan nomor sun-spot SSN) dan geomagnetik
kegiatan (dalam hal indeks Ap setiap hari) selama siklus surya 21 dan 22
Gambar 2 Suhu dan jumlah profil ketinggian kepadatan dan ekstrem mereka selama siklus matahari menurut CIRA-86
Model (setara dengan MSIS-90e pada ketinggian thermospheric)
eters metode matematis untuk menentukan molekul
dan fluks insiden foton fisika particlesurface yang
interaksi dan derivasi spesifik satelit
koefisien kekuatan dan torsi untuk nongravitational berbeda
Sumber istilah gangguan Hasil akan
disediakan untuk ERS-1 dan satelit Envisat berdasarkan
pada berjalan dengan Program Angara ESA (Analisis Non-
Akselerasi gravitasi karena Radiasi dan Aerodinamika
Fritsche et al (1998))
2 ENERGI INPUT DARI MATAHARI
Satu-satunya sumber energi yang signifikan untuk Bumi adalah matahari
radiasi yang dipancarkan oleh Matahari melintasi lebar
spektrum frekuensi dengan fluks energi puncak dalam terlihat
cahaya Distribusi energi yang dapat didekati dengan baik
radiator benda hitam dari suhu rata-rata dari 5785 K
memberikan fluks energi rata-rata 1370 Wm2 dengan tahunan
3
variasi 0303 karena eksentrisitas kecil
Orbit Bumi Ketika input energi ke dalam diterangi
belahan rata-rata di atas seluruh permukaan Bumi
berarti fluks energi 349 Wm2 dimana 33
tercermin dalam cahaya tampak sebagai planet albedo (26
tercermin dari awan dan 7 tercermin dari benua
dan lautan) 67 dari energi insiden diserap
oleh atmosfer oleh tanah dan air Hal ini kemudian dipancarkan kembali
terutama sebagai tertunda infra-merah (IR) radiasi yang
memungkinkan Bumi muncul sebagai radiator benda hitam dari rata-rata
suhu 253 K
Masukan Matahari ke keseimbangan drive energi terestrial
efek tekanan radiasi baik aerodinamis dan tidak langsung
(Albedo dan IR)
3 Gangguan AERODINAMIKA
Untuk satelit LEO gangguan aerodinamis sebagian besar
dari urutan kedua Pasukan yang dihasilkan memiliki besaran
kurang dari 11 000-satunya gangguan orde pertama
Bumi oblateness Efek aerodinamis (terutama airdrag)
adalah dominan permukaan kekuatan kontribusi hingga ketinggian
500 km sampai 600 km (tergantung pada atmosfer
kondisi) Selama re-entri (yaitu di bawah 120 km) aerodinamis
kekuatan menjadi kuantitas pesanan gangguan pertama
yang akhirnya mencapai tingkat daya tarik utama
Istilah selama fase penerbangan atmosfer Pada ketinggian
di atas 500 km sampai 600 km tekanan radiasi matahari langsung
berlaku
31 Model of the Earth Suasana
Sementara sebagian dari energi matahari yang diterima dalam terlihat
pita frekuensi dengan variasi tahunan hanya kecil
dinamika atmosfer atas netral terutama
didorong oleh ekstrim radiasi ultra-violet (EUV) dan yang
penyerapan atom oksigen oleh foto-disosiasi dan
proses re-kombinasi dan dengan pemanasan Joule dari
partikel bermuatan yang mengendap ke dalam zona aurora
EUV tingkat radiasi diketahui perubahan surya 11 tahun
siklus Mereka terkait dengan emisi dari Sunspot
daerah dan sebanding dengan jumlah diamati
Sun-spot (lihat Gambar 1) EUV ini juga berkorelasi
dengan 107 cm fluks matahari yang dapat diukur
di tanah melalui salah satu radio atmosfer
jendela (F10 7 didefinisikan dalam satuan 10 1048576 22Wm 1048576 2 Hz 1048576 1)
Puncak pemanasan Joule sering dikaitkan dengan geomagnetik tinggi
kegiatan Ini biasanya diukur dalam
hal sehari-hari planet indeks Ap atau indeks 3-jam
kp (lihat Gambar 1) Gambar 2 menunjukkan efek rendah dan
ekstrem tinggi matahari dan aktivitas geomagnetik pada
suhu dan kerapatan udara profil ketinggian Suhu
profil hanya berbeda sedikit di homosphere (di bawah
120 km) dan kemudian mengikuti peningkatan eksponensial
yang mencapai nilai pembatas yang disebut exospheric
suhu di bagian atas termosfer Kepadatan udara
atas turbopause (pada 120 km) ditentukan oleh
superimposisi konsentrasi profil ni (h) dari
utama konstituen N2 atmosfer O Dia H O2 Ar
dan N (untuk i = 1 sampai 7) Konsentrasi ketinggian skala
HNI yang menentukan penurunan jumlah kepadatan
dengan ketinggian sebanding dengan Mi = T di mana Mi adalah
massa molekul konstituen dan T adalah ambient
suhu Oleh karena itu spesies N2 berat dan O cenderung
Gambar 3 Variasi diurnal T suhu setempat menurut
dengan model MSIS-90e (tingkat unit kerja 100K
kondisi summer solstice 780 km ketinggian kegiatan berarti)
Gambar 4 Variasi diurnal kerapatan total r menurut
dengan model MSIS-90e (tingkat unit kerja 10 1048576 15 kg = m3
kondisi summer solstice 780 km ketinggian kegiatan berarti)
mendominasi di bawah dan menengah termosfer sementara
spesies ringan Dia dan H menang dalam termosfer atas
dan eksosfer Wilayah ketinggian di mana
N2 O Dia dan akhirnya H mendominasi digeser ke bawah
dengan suhu deceasing (misalnya penurunan tingkat aktivitas)
Terlepas dari perubahan dengan ketinggian suhu thermospheric
konsentrasi jumlah kepadatan dan jumlah yang diturunkan
(Mis gratis panjang jalan rata-rata) yang diketahui bervariasi
dengan waktu setempat tlst surya geografis bujur l geodesi
lintang f hari tahun td berarti fluks matahari macr F10 7
(Rata-rata lebih dari 81 hari = 3 rotasi matahari) sebenarnya surya
fluks F10 7 dan arus geomagnetik aktivitas Ap The diurnal
(Hari malam) profil variasi T r nO dan Nhe
ditunjukkan pada Gambar 3 sampai 6 untuk pada ketinggian orbit
ERS-1 dan 2 Suhu puncak dan puncak
konsentrasi oksigen atom dominan erat mengikuti
Titik sub-surya (yang di tlst = 12 jam) dengan penundaan
3 sampai 4 jam Konsentrasi puncak ringan
spesies helium bagaimanapun adalah lebih dekat ke titik anti-surya
sebagai konsekuensi dari difusi termal Yang disebut helium
tonjolan di belahan bumi musim dingin terlihat jelas
Termosfer dijelaskan oleh model MSISe-90
4
Gambar 5 Variasi diurnal konsentrasi atom oksigen
menurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat
10 +11 = 1 m3 kondisi summer solstice 780 km ketinggian
berarti kegiatan)
Gambar 6 Variasi diurnal konsentrasi helium atom
menurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat
10 +11 = 1 m3 kondisi summer solstice 780 km ketinggian
berarti kegiatan)
(Hedin (1987) dan Hedin (1991a)) didasarkan pada asumsi
ofmass transportasi melalui proses difusi dalam kesetimbangan
kondisi Menurut Hedin (1991b) namun
ada juga angin thermospheric dengan arah
hampir secara eksklusif pada bidang horisontal dan dengan kecepatan
mencapai 500 m s dan banyak lagi Pola angin ini
sangat erat kaitannya dengan hari malam terminator
dengan largestmagnitudes di daerah kutub menuju malam
belahan Karena peningkatan viskositas dengan ketinggian
besarnya angin ini mengurangi menuju
thermopause
32 Koefisien aerodinamis satelit yang
Untuk pesawat ruang angkasa yang bergerak melalui bagian atas atmosfer
dengan kecepatan relatif yen U dan crosssection berarti
Are f kekuatan aerodinamis ditemui ~ Fa dapat
dihitung dengan penjumlahan kontribusi individu
dari semua 7 konstituen atmosfer (i = 1 sampai 7 untuk
N2 O Dia H O2 Ar dan N) dengan kepadatan parsial ri
~ Fa =
7A
i = 1
1
2
Apakah ri f U2 yen ~ Cai (1)
Dalam persamaan ini semua karakteristik gaya aerodinamika yang
terkonsentrasi di ~ Cai yang merupakan fungsi dari pesawat ruang angkasa
geometri sifat permukaannya dan sikap relatif
untuk aliran udara Jika kita menganggap bahwa sebagian kecil sd (di mana
0 sd 1) dari molekul masuk difus tercermin
menurut distribusi Lambert dan bahwa
komplemen specularly tercermin maka kontribusi lokal
ke ~ Cai dapat digambarkan secara analitis
~ Cai =
1
Apakah f Z (A) 1048576 sd ~ ci d (~ r) + (1 1048576 sd) ~ ci S (~ r) dA (2)
Jumlah vektor ~ ci d (S yen i Tw = T yen) dan ~ ci s (S yen i) adalah
diffuse dan specular koefisien refleksi permukaan
Elemen dA pada posisi ~ r pada bagian pesawat ruang angkasa
permukaan A yang terkena aliran udara ~ Ci d memiliki komponen
normal dan tangensial dengan elemen permukaan (bersama
~ N ~ dan t) di mana normal (= tekanan) kontribusi adalah
juga tergantung di dinding suhu Tw ~ Ci s hanya memberikan kontribusi
dengan gaya normal lokal
~ Ci d = 1
pp
P (Sni)
yen S2 i
+
1
2rTw
yen T
c (Sni)
S2 yen i ~ N
+ 1
pp
Sti c (Sni)
yen S2 i ~ T (3)
~ Ci s =
2
pp
P (Sni)
yen S2 i
~ N (4)
Jumlah tambahan P (Sni) dan c (Sni) didefinisikan sebagai
P (Sni) = Sni exp 1048576 1048576 S2
ni + Pp S2
ni +
1
2 (1 + erf (Sni))
c (Sni) = exp 1048576 1048576 S2
ni + PpSni (1 + erf (Sni))
Di sini S yen i = pMiU2 yen = yen 2kT adalah rasio kecepatan molekul
(Gratis aliran kecepatan U yen dibagi oleh paling mungkin
kecepatan termal dari spesies atmosfer-i) Mi adalah
massa molar dari kontribusi jenis gas T yen adalah ambient
suhu dan k adalah konstanta Boltzmann Sni dan
IMS merupakan komponen normal dan tangensial S yen i untuk
elemen tertentu dari permukaan pesawat ruang angkasa terkena A
di mana pasukan yang terintegrasi
Program Angara (Fritsche et al (1998)) menggunakan
metode yang dijelaskan untuk menghitung koefisien aerodinamis
kekuatan dan torsi dengan cara analitik (yang disebut Integral
Metode) Atau numerik Monte-Carlo Test-
Partikel (MCTP) Cara diimplementasikan Kedua metode
pertimbangkan membayangi geometris dalam analisis mereka tetapi
MCTP juga mempertimbangkan beberapa refleksi dan alternatif
model interaksi permukaan yang lebih rinci menurut
Schaaf dan Chambre
4 RADIASI gangguan PRESSURE
Tekanan radiasi adalah dominan gangguan non-gravitasi
pada ketinggian satelit di atas 500 km sampai 600 km
5
(Tergantung pada aktivitas matahari) Agar signifikansi
ada empat sumber radiasi utama radiasi langsung
dari Matahari Albedo re-radiasi yang dipantulkan dari
Bumi belahan diterangi semakin seragam dipancarkan kembali
Bumi radiasi IR dan disutradarai radiasi IR yang dipancarkan
dari pesawat ruang angkasa (dilambangkan sebagai dorong termal) Itu
sumber kontribusi tersebut dan perhitungan
Pasukan gangguan mereka akan dibahas selanjutnya
Gambar 7 Planetary Albedo peta terdiri dari NOAA-9
data (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
Gambar 8 Bumi IR re-radiasi peta terdiri dari
Data Erbe (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
41 Model Sumber Radiasi
Fluks energi matahari memiliki distribusi spektral yang
erat mengikuti hukum Planck untuk radiator benda hitam dari
berarti suhu T = T = 5 785K Puncak
fluks energi (digambarkan dengan rumus Wien) dicapai dalam
cahaya tampak Mengintegrasikan Matahari spektrum radiasi
atas semua frekuensi mengarah ke fluks energi ˙ e (r) = ˙ e
di permukaan Matahari menurut Stefan-Boltzmann
hukum
˙ e = ST4 (5)
di mana s = 567 10 1048576 8Wm 1048576 2K 1048576 4)
Fluks energi awal dari ˙ e (r) = ˙ e = 604 107W = m2
direduksi menjadi nilai rata-rata ˙ e (r) = 1370W = m2 di
jarak r Bumi dengan variasi tahunan 0303
karena eksentrisitas orbit Bumi Sekitar 33 dari
energi datang dipantulkan dalam spektrum cahaya tampak
dari atas awan dari atmosfer
dan dari permukaan Bumi Gambar 7 menunjukkan
dihasilkan planet albedo distribusi Bumi untuk
Maret 1985 (NOAA-9 Data NASA (1996)) Terbesar
albedo yang diamati di daerah kutub karena salju dan
lapisan es sementara albedo khatulistiwa umumnya lebih kecil
Re-radiasi dari Bumi Albedo hanya efektif untuk
bagian-bagian permukaan dan suasana yang terletak
di belahan bumi Sun-diterangi
Sumber sekunder lain re-radiasi adalah timedelayed
dan frekuensi bergeser kembali emisi dalam panjang gelombang IR
dari 67 dari fluks energi surya yang diserap
oleh atmosfer bumi benua dan
lautan Gambar 8 menunjukkan distribusi global terestrial
IR fluks energi seperti yang diamati oleh satelit Erbe
(Bumi Radiasi Percobaan Anggaran NASA (1996))
Maret 1985 Ini re-radiasi hampir independen
kondisi pencahayaan dengan tingkat rata-rata
˙ e = 234W = m2 sesuai dengan radiator benda hitam
dengan suhu T = 253K
Bila dilihat dari Bumi jarak heliosentrik rata-rata
0105 106 km (1 satuan astronomi) Matahari mencakup padat
sudut sekitar 005 Ini sumber cahaya perpanjangan terbatas
menyebabkan bayangan inti (umbra) dan daerah bayangan setengah
(Pen-umbra) pada orbit satelit yang melewati
gerhana Tepi wilayah bayangan inti juga menerima
radiasi karena pembiasan atmosfer yang dapat menyebabkan
defleksi sinar matahari hingga 0103 meningkatkan geometris
didefinisikan semi-bayangan daerah (dengan sudut kerucut
dari sekitar 005) hingga faktor 7
Satelit tidak hanya menerima dan mencerminkan radiasi matahari langsung
tetapi mereka juga memanas karena eksternal dan internal
input energi Sebuah re-emisi non-seragam energi ini
di atas permukaan pesawat ruang angkasa (misalnya akibat membayangi) dapat
menyebabkan kekuatan non-nol (Antreasian amp Rosborough (1992)
dan Powell amp Gaposhkin (1988)) Efek seperti memiliki
telah diamati untuk satelit GPS karena energi panas
emisi dari panel radiator mereka
42 Koefisien Radiasi dari satelit yang
Radiasi fluks energi ˙ e yang dicegat oleh satelit
pada frekuensi tertentu n sesuai dengan pelampiasan foton
tingkat
˙ ˙ np = e = (hn) (6)
dimana h = 6625 10 1048576 34 Js adalah konstanta Planck Dari
foton masuk sebagian kecil yang diserap sebagian rs
adalah specularly tercermin dan rd Fraksi difus tercermin
menurut distribusi Lambert (cosinus hukum)
Jika kita menganggap permukaan non-transparan konservasi energi
dapat dinyatakan sebagai
a + rs + rd = 1 (7)
Semua koefisien ini biasanya tergantung pada permukaan
materi suhu dan panjang gelombang dan insiden
sudut foton Bersama dengan emisivitas
e yang menggambarkan sifat re-radiasi IR set ini
parameter benar-benar mendefinisikan interaksi foton-permukaan
Rasio a = e dapat bervariasi atas berbagai
(Misalnya 098098 untuk cat hitam 079081 untuk sel surya
045080 untuk Kapton aluminized dan 007076 untuk perak
Teflon)
Bila diasumsikan titik sumber radiasi pada jarak tak terbatas
dari satelit maka gaya radiasi yang dihasilkan
6
~ Fr dapat digambarkan sebagai
~ Fr =
4a
n = 1
˙ en
c
Apakah f ~ Crn (8)
dimana n = 1 sampai 4 mewakili langsung Bumi Albedo Bumi
IR dan radiasi termal ˙ en adalah fluks energi pada masing-masing
panjang gelombang c adalah kecepatan cahaya dan Apakah f adalah
referensi pesawat ruang angkasa penampang Kekuatan radiasi
koefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapat
ditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangi
Sebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasi
source)
~ Crn =
1
Apakah f Z (An)
~ Crn (~ r) dA (9)
Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dA
di lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadian
arah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n dan dengan
frekuensi refleksi sifat tergantung (di mana
telah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7)
~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 1048576 RSN) ~ un +
2
3
s
c
enT4
w ~ n
+ (~ Un ~ n) 2rsn (~ un ~ n) 1048576
2
3
RDN ~ n (10)
Untuk tujuan implementasi software koefisien radiasi
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
transit (efek Yarkovsky) karena rotasi satelit
(Yarkovsky-Schach efek) atau karena frekuensi
beralih antara diterima dan memancarkan radiasi (Poynting-
Efek Robertson) Antreasian amp Rosborough (1992) dan
Powell amp Gaposhkin (1988) fokus analisa mereka tentang radiasi
kekuatan termasuk termal re-radiasi Bumi Albedo
dan Bumi kontribusi IR Gaya aerodinamik pada LEO
ketinggian dibahas secara lebih rinci oleh Marcos et al
(1993) dan oleh Koppenwallner et al (1995) Marcos et al
(1993) dan Klinkrad (1996) juga menyelidiki status
Model thermospheric kontemporer ketidakpastian
dan dampak yang dihasilkan pada prediksi orbit
Tulisan ini akan menggambarkan sifat permukaan
kekuatan model lingkungan kunci dan param2 mereka
Gambar 1 Aktivitas matahari diamati (dalam hal sehari-hari 107 cm radio fluks F10 7 dan nomor sun-spot SSN) dan geomagnetik
kegiatan (dalam hal indeks Ap setiap hari) selama siklus surya 21 dan 22
Gambar 2 Suhu dan jumlah profil ketinggian kepadatan dan ekstrem mereka selama siklus matahari menurut CIRA-86
Model (setara dengan MSIS-90e pada ketinggian thermospheric)
eters metode matematis untuk menentukan molekul
dan fluks insiden foton fisika particlesurface yang
interaksi dan derivasi spesifik satelit
koefisien kekuatan dan torsi untuk nongravitational berbeda
Sumber istilah gangguan Hasil akan
disediakan untuk ERS-1 dan satelit Envisat berdasarkan
pada berjalan dengan Program Angara ESA (Analisis Non-
Akselerasi gravitasi karena Radiasi dan Aerodinamika
Fritsche et al (1998))
2 ENERGI INPUT DARI MATAHARI
Satu-satunya sumber energi yang signifikan untuk Bumi adalah matahari
radiasi yang dipancarkan oleh Matahari melintasi lebar
spektrum frekuensi dengan fluks energi puncak dalam terlihat
cahaya Distribusi energi yang dapat didekati dengan baik
radiator benda hitam dari suhu rata-rata dari 5785 K
memberikan fluks energi rata-rata 1370 Wm2 dengan tahunan
3
variasi 0303 karena eksentrisitas kecil
Orbit Bumi Ketika input energi ke dalam diterangi
belahan rata-rata di atas seluruh permukaan Bumi
berarti fluks energi 349 Wm2 dimana 33
tercermin dalam cahaya tampak sebagai planet albedo (26
tercermin dari awan dan 7 tercermin dari benua
dan lautan) 67 dari energi insiden diserap
oleh atmosfer oleh tanah dan air Hal ini kemudian dipancarkan kembali
terutama sebagai tertunda infra-merah (IR) radiasi yang
memungkinkan Bumi muncul sebagai radiator benda hitam dari rata-rata
suhu 253 K
Masukan Matahari ke keseimbangan drive energi terestrial
efek tekanan radiasi baik aerodinamis dan tidak langsung
(Albedo dan IR)
3 Gangguan AERODINAMIKA
Untuk satelit LEO gangguan aerodinamis sebagian besar
dari urutan kedua Pasukan yang dihasilkan memiliki besaran
kurang dari 11 000-satunya gangguan orde pertama
Bumi oblateness Efek aerodinamis (terutama airdrag)
adalah dominan permukaan kekuatan kontribusi hingga ketinggian
500 km sampai 600 km (tergantung pada atmosfer
kondisi) Selama re-entri (yaitu di bawah 120 km) aerodinamis
kekuatan menjadi kuantitas pesanan gangguan pertama
yang akhirnya mencapai tingkat daya tarik utama
Istilah selama fase penerbangan atmosfer Pada ketinggian
di atas 500 km sampai 600 km tekanan radiasi matahari langsung
berlaku
31 Model of the Earth Suasana
Sementara sebagian dari energi matahari yang diterima dalam terlihat
pita frekuensi dengan variasi tahunan hanya kecil
dinamika atmosfer atas netral terutama
didorong oleh ekstrim radiasi ultra-violet (EUV) dan yang
penyerapan atom oksigen oleh foto-disosiasi dan
proses re-kombinasi dan dengan pemanasan Joule dari
partikel bermuatan yang mengendap ke dalam zona aurora
EUV tingkat radiasi diketahui perubahan surya 11 tahun
siklus Mereka terkait dengan emisi dari Sunspot
daerah dan sebanding dengan jumlah diamati
Sun-spot (lihat Gambar 1) EUV ini juga berkorelasi
dengan 107 cm fluks matahari yang dapat diukur
di tanah melalui salah satu radio atmosfer
jendela (F10 7 didefinisikan dalam satuan 10 1048576 22Wm 1048576 2 Hz 1048576 1)
Puncak pemanasan Joule sering dikaitkan dengan geomagnetik tinggi
kegiatan Ini biasanya diukur dalam
hal sehari-hari planet indeks Ap atau indeks 3-jam
kp (lihat Gambar 1) Gambar 2 menunjukkan efek rendah dan
ekstrem tinggi matahari dan aktivitas geomagnetik pada
suhu dan kerapatan udara profil ketinggian Suhu
profil hanya berbeda sedikit di homosphere (di bawah
120 km) dan kemudian mengikuti peningkatan eksponensial
yang mencapai nilai pembatas yang disebut exospheric
suhu di bagian atas termosfer Kepadatan udara
atas turbopause (pada 120 km) ditentukan oleh
superimposisi konsentrasi profil ni (h) dari
utama konstituen N2 atmosfer O Dia H O2 Ar
dan N (untuk i = 1 sampai 7) Konsentrasi ketinggian skala
HNI yang menentukan penurunan jumlah kepadatan
dengan ketinggian sebanding dengan Mi = T di mana Mi adalah
massa molekul konstituen dan T adalah ambient
suhu Oleh karena itu spesies N2 berat dan O cenderung
Gambar 3 Variasi diurnal T suhu setempat menurut
dengan model MSIS-90e (tingkat unit kerja 100K
kondisi summer solstice 780 km ketinggian kegiatan berarti)
Gambar 4 Variasi diurnal kerapatan total r menurut
dengan model MSIS-90e (tingkat unit kerja 10 1048576 15 kg = m3
kondisi summer solstice 780 km ketinggian kegiatan berarti)
mendominasi di bawah dan menengah termosfer sementara
spesies ringan Dia dan H menang dalam termosfer atas
dan eksosfer Wilayah ketinggian di mana
N2 O Dia dan akhirnya H mendominasi digeser ke bawah
dengan suhu deceasing (misalnya penurunan tingkat aktivitas)
Terlepas dari perubahan dengan ketinggian suhu thermospheric
konsentrasi jumlah kepadatan dan jumlah yang diturunkan
(Mis gratis panjang jalan rata-rata) yang diketahui bervariasi
dengan waktu setempat tlst surya geografis bujur l geodesi
lintang f hari tahun td berarti fluks matahari macr F10 7
(Rata-rata lebih dari 81 hari = 3 rotasi matahari) sebenarnya surya
fluks F10 7 dan arus geomagnetik aktivitas Ap The diurnal
(Hari malam) profil variasi T r nO dan Nhe
ditunjukkan pada Gambar 3 sampai 6 untuk pada ketinggian orbit
ERS-1 dan 2 Suhu puncak dan puncak
konsentrasi oksigen atom dominan erat mengikuti
Titik sub-surya (yang di tlst = 12 jam) dengan penundaan
3 sampai 4 jam Konsentrasi puncak ringan
spesies helium bagaimanapun adalah lebih dekat ke titik anti-surya
sebagai konsekuensi dari difusi termal Yang disebut helium
tonjolan di belahan bumi musim dingin terlihat jelas
Termosfer dijelaskan oleh model MSISe-90
4
Gambar 5 Variasi diurnal konsentrasi atom oksigen
menurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat
10 +11 = 1 m3 kondisi summer solstice 780 km ketinggian
berarti kegiatan)
Gambar 6 Variasi diurnal konsentrasi helium atom
menurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat
10 +11 = 1 m3 kondisi summer solstice 780 km ketinggian
berarti kegiatan)
(Hedin (1987) dan Hedin (1991a)) didasarkan pada asumsi
ofmass transportasi melalui proses difusi dalam kesetimbangan
kondisi Menurut Hedin (1991b) namun
ada juga angin thermospheric dengan arah
hampir secara eksklusif pada bidang horisontal dan dengan kecepatan
mencapai 500 m s dan banyak lagi Pola angin ini
sangat erat kaitannya dengan hari malam terminator
dengan largestmagnitudes di daerah kutub menuju malam
belahan Karena peningkatan viskositas dengan ketinggian
besarnya angin ini mengurangi menuju
thermopause
32 Koefisien aerodinamis satelit yang
Untuk pesawat ruang angkasa yang bergerak melalui bagian atas atmosfer
dengan kecepatan relatif yen U dan crosssection berarti
Are f kekuatan aerodinamis ditemui ~ Fa dapat
dihitung dengan penjumlahan kontribusi individu
dari semua 7 konstituen atmosfer (i = 1 sampai 7 untuk
N2 O Dia H O2 Ar dan N) dengan kepadatan parsial ri
~ Fa =
7A
i = 1
1
2
Apakah ri f U2 yen ~ Cai (1)
Dalam persamaan ini semua karakteristik gaya aerodinamika yang
terkonsentrasi di ~ Cai yang merupakan fungsi dari pesawat ruang angkasa
geometri sifat permukaannya dan sikap relatif
untuk aliran udara Jika kita menganggap bahwa sebagian kecil sd (di mana
0 sd 1) dari molekul masuk difus tercermin
menurut distribusi Lambert dan bahwa
komplemen specularly tercermin maka kontribusi lokal
ke ~ Cai dapat digambarkan secara analitis
~ Cai =
1
Apakah f Z (A) 1048576 sd ~ ci d (~ r) + (1 1048576 sd) ~ ci S (~ r) dA (2)
Jumlah vektor ~ ci d (S yen i Tw = T yen) dan ~ ci s (S yen i) adalah
diffuse dan specular koefisien refleksi permukaan
Elemen dA pada posisi ~ r pada bagian pesawat ruang angkasa
permukaan A yang terkena aliran udara ~ Ci d memiliki komponen
normal dan tangensial dengan elemen permukaan (bersama
~ N ~ dan t) di mana normal (= tekanan) kontribusi adalah
juga tergantung di dinding suhu Tw ~ Ci s hanya memberikan kontribusi
dengan gaya normal lokal
~ Ci d = 1
pp
P (Sni)
yen S2 i
+
1
2rTw
yen T
c (Sni)
S2 yen i ~ N
+ 1
pp
Sti c (Sni)
yen S2 i ~ T (3)
~ Ci s =
2
pp
P (Sni)
yen S2 i
~ N (4)
Jumlah tambahan P (Sni) dan c (Sni) didefinisikan sebagai
P (Sni) = Sni exp 1048576 1048576 S2
ni + Pp S2
ni +
1
2 (1 + erf (Sni))
c (Sni) = exp 1048576 1048576 S2
ni + PpSni (1 + erf (Sni))
Di sini S yen i = pMiU2 yen = yen 2kT adalah rasio kecepatan molekul
(Gratis aliran kecepatan U yen dibagi oleh paling mungkin
kecepatan termal dari spesies atmosfer-i) Mi adalah
massa molar dari kontribusi jenis gas T yen adalah ambient
suhu dan k adalah konstanta Boltzmann Sni dan
IMS merupakan komponen normal dan tangensial S yen i untuk
elemen tertentu dari permukaan pesawat ruang angkasa terkena A
di mana pasukan yang terintegrasi
Program Angara (Fritsche et al (1998)) menggunakan
metode yang dijelaskan untuk menghitung koefisien aerodinamis
kekuatan dan torsi dengan cara analitik (yang disebut Integral
Metode) Atau numerik Monte-Carlo Test-
Partikel (MCTP) Cara diimplementasikan Kedua metode
pertimbangkan membayangi geometris dalam analisis mereka tetapi
MCTP juga mempertimbangkan beberapa refleksi dan alternatif
model interaksi permukaan yang lebih rinci menurut
Schaaf dan Chambre
4 RADIASI gangguan PRESSURE
Tekanan radiasi adalah dominan gangguan non-gravitasi
pada ketinggian satelit di atas 500 km sampai 600 km
5
(Tergantung pada aktivitas matahari) Agar signifikansi
ada empat sumber radiasi utama radiasi langsung
dari Matahari Albedo re-radiasi yang dipantulkan dari
Bumi belahan diterangi semakin seragam dipancarkan kembali
Bumi radiasi IR dan disutradarai radiasi IR yang dipancarkan
dari pesawat ruang angkasa (dilambangkan sebagai dorong termal) Itu
sumber kontribusi tersebut dan perhitungan
Pasukan gangguan mereka akan dibahas selanjutnya
Gambar 7 Planetary Albedo peta terdiri dari NOAA-9
data (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
Gambar 8 Bumi IR re-radiasi peta terdiri dari
Data Erbe (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
41 Model Sumber Radiasi
Fluks energi matahari memiliki distribusi spektral yang
erat mengikuti hukum Planck untuk radiator benda hitam dari
berarti suhu T = T = 5 785K Puncak
fluks energi (digambarkan dengan rumus Wien) dicapai dalam
cahaya tampak Mengintegrasikan Matahari spektrum radiasi
atas semua frekuensi mengarah ke fluks energi ˙ e (r) = ˙ e
di permukaan Matahari menurut Stefan-Boltzmann
hukum
˙ e = ST4 (5)
di mana s = 567 10 1048576 8Wm 1048576 2K 1048576 4)
Fluks energi awal dari ˙ e (r) = ˙ e = 604 107W = m2
direduksi menjadi nilai rata-rata ˙ e (r) = 1370W = m2 di
jarak r Bumi dengan variasi tahunan 0303
karena eksentrisitas orbit Bumi Sekitar 33 dari
energi datang dipantulkan dalam spektrum cahaya tampak
dari atas awan dari atmosfer
dan dari permukaan Bumi Gambar 7 menunjukkan
dihasilkan planet albedo distribusi Bumi untuk
Maret 1985 (NOAA-9 Data NASA (1996)) Terbesar
albedo yang diamati di daerah kutub karena salju dan
lapisan es sementara albedo khatulistiwa umumnya lebih kecil
Re-radiasi dari Bumi Albedo hanya efektif untuk
bagian-bagian permukaan dan suasana yang terletak
di belahan bumi Sun-diterangi
Sumber sekunder lain re-radiasi adalah timedelayed
dan frekuensi bergeser kembali emisi dalam panjang gelombang IR
dari 67 dari fluks energi surya yang diserap
oleh atmosfer bumi benua dan
lautan Gambar 8 menunjukkan distribusi global terestrial
IR fluks energi seperti yang diamati oleh satelit Erbe
(Bumi Radiasi Percobaan Anggaran NASA (1996))
Maret 1985 Ini re-radiasi hampir independen
kondisi pencahayaan dengan tingkat rata-rata
˙ e = 234W = m2 sesuai dengan radiator benda hitam
dengan suhu T = 253K
Bila dilihat dari Bumi jarak heliosentrik rata-rata
0105 106 km (1 satuan astronomi) Matahari mencakup padat
sudut sekitar 005 Ini sumber cahaya perpanjangan terbatas
menyebabkan bayangan inti (umbra) dan daerah bayangan setengah
(Pen-umbra) pada orbit satelit yang melewati
gerhana Tepi wilayah bayangan inti juga menerima
radiasi karena pembiasan atmosfer yang dapat menyebabkan
defleksi sinar matahari hingga 0103 meningkatkan geometris
didefinisikan semi-bayangan daerah (dengan sudut kerucut
dari sekitar 005) hingga faktor 7
Satelit tidak hanya menerima dan mencerminkan radiasi matahari langsung
tetapi mereka juga memanas karena eksternal dan internal
input energi Sebuah re-emisi non-seragam energi ini
di atas permukaan pesawat ruang angkasa (misalnya akibat membayangi) dapat
menyebabkan kekuatan non-nol (Antreasian amp Rosborough (1992)
dan Powell amp Gaposhkin (1988)) Efek seperti memiliki
telah diamati untuk satelit GPS karena energi panas
emisi dari panel radiator mereka
42 Koefisien Radiasi dari satelit yang
Radiasi fluks energi ˙ e yang dicegat oleh satelit
pada frekuensi tertentu n sesuai dengan pelampiasan foton
tingkat
˙ ˙ np = e = (hn) (6)
dimana h = 6625 10 1048576 34 Js adalah konstanta Planck Dari
foton masuk sebagian kecil yang diserap sebagian rs
adalah specularly tercermin dan rd Fraksi difus tercermin
menurut distribusi Lambert (cosinus hukum)
Jika kita menganggap permukaan non-transparan konservasi energi
dapat dinyatakan sebagai
a + rs + rd = 1 (7)
Semua koefisien ini biasanya tergantung pada permukaan
materi suhu dan panjang gelombang dan insiden
sudut foton Bersama dengan emisivitas
e yang menggambarkan sifat re-radiasi IR set ini
parameter benar-benar mendefinisikan interaksi foton-permukaan
Rasio a = e dapat bervariasi atas berbagai
(Misalnya 098098 untuk cat hitam 079081 untuk sel surya
045080 untuk Kapton aluminized dan 007076 untuk perak
Teflon)
Bila diasumsikan titik sumber radiasi pada jarak tak terbatas
dari satelit maka gaya radiasi yang dihasilkan
6
~ Fr dapat digambarkan sebagai
~ Fr =
4a
n = 1
˙ en
c
Apakah f ~ Crn (8)
dimana n = 1 sampai 4 mewakili langsung Bumi Albedo Bumi
IR dan radiasi termal ˙ en adalah fluks energi pada masing-masing
panjang gelombang c adalah kecepatan cahaya dan Apakah f adalah
referensi pesawat ruang angkasa penampang Kekuatan radiasi
koefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapat
ditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangi
Sebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasi
source)
~ Crn =
1
Apakah f Z (An)
~ Crn (~ r) dA (9)
Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dA
di lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadian
arah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n dan dengan
frekuensi refleksi sifat tergantung (di mana
telah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7)
~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 1048576 RSN) ~ un +
2
3
s
c
enT4
w ~ n
+ (~ Un ~ n) 2rsn (~ un ~ n) 1048576
2
3
RDN ~ n (10)
Untuk tujuan implementasi software koefisien radiasi
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
Fritsche et al (1998))
2 ENERGI INPUT DARI MATAHARI
Satu-satunya sumber energi yang signifikan untuk Bumi adalah matahari
radiasi yang dipancarkan oleh Matahari melintasi lebar
spektrum frekuensi dengan fluks energi puncak dalam terlihat
cahaya Distribusi energi yang dapat didekati dengan baik
radiator benda hitam dari suhu rata-rata dari 5785 K
memberikan fluks energi rata-rata 1370 Wm2 dengan tahunan
3
variasi 0303 karena eksentrisitas kecil
Orbit Bumi Ketika input energi ke dalam diterangi
belahan rata-rata di atas seluruh permukaan Bumi
berarti fluks energi 349 Wm2 dimana 33
tercermin dalam cahaya tampak sebagai planet albedo (26
tercermin dari awan dan 7 tercermin dari benua
dan lautan) 67 dari energi insiden diserap
oleh atmosfer oleh tanah dan air Hal ini kemudian dipancarkan kembali
terutama sebagai tertunda infra-merah (IR) radiasi yang
memungkinkan Bumi muncul sebagai radiator benda hitam dari rata-rata
suhu 253 K
Masukan Matahari ke keseimbangan drive energi terestrial
efek tekanan radiasi baik aerodinamis dan tidak langsung
(Albedo dan IR)
3 Gangguan AERODINAMIKA
Untuk satelit LEO gangguan aerodinamis sebagian besar
dari urutan kedua Pasukan yang dihasilkan memiliki besaran
kurang dari 11 000-satunya gangguan orde pertama
Bumi oblateness Efek aerodinamis (terutama airdrag)
adalah dominan permukaan kekuatan kontribusi hingga ketinggian
500 km sampai 600 km (tergantung pada atmosfer
kondisi) Selama re-entri (yaitu di bawah 120 km) aerodinamis
kekuatan menjadi kuantitas pesanan gangguan pertama
yang akhirnya mencapai tingkat daya tarik utama
Istilah selama fase penerbangan atmosfer Pada ketinggian
di atas 500 km sampai 600 km tekanan radiasi matahari langsung
berlaku
31 Model of the Earth Suasana
Sementara sebagian dari energi matahari yang diterima dalam terlihat
pita frekuensi dengan variasi tahunan hanya kecil
dinamika atmosfer atas netral terutama
didorong oleh ekstrim radiasi ultra-violet (EUV) dan yang
penyerapan atom oksigen oleh foto-disosiasi dan
proses re-kombinasi dan dengan pemanasan Joule dari
partikel bermuatan yang mengendap ke dalam zona aurora
EUV tingkat radiasi diketahui perubahan surya 11 tahun
siklus Mereka terkait dengan emisi dari Sunspot
daerah dan sebanding dengan jumlah diamati
Sun-spot (lihat Gambar 1) EUV ini juga berkorelasi
dengan 107 cm fluks matahari yang dapat diukur
di tanah melalui salah satu radio atmosfer
jendela (F10 7 didefinisikan dalam satuan 10 1048576 22Wm 1048576 2 Hz 1048576 1)
Puncak pemanasan Joule sering dikaitkan dengan geomagnetik tinggi
kegiatan Ini biasanya diukur dalam
hal sehari-hari planet indeks Ap atau indeks 3-jam
kp (lihat Gambar 1) Gambar 2 menunjukkan efek rendah dan
ekstrem tinggi matahari dan aktivitas geomagnetik pada
suhu dan kerapatan udara profil ketinggian Suhu
profil hanya berbeda sedikit di homosphere (di bawah
120 km) dan kemudian mengikuti peningkatan eksponensial
yang mencapai nilai pembatas yang disebut exospheric
suhu di bagian atas termosfer Kepadatan udara
atas turbopause (pada 120 km) ditentukan oleh
superimposisi konsentrasi profil ni (h) dari
utama konstituen N2 atmosfer O Dia H O2 Ar
dan N (untuk i = 1 sampai 7) Konsentrasi ketinggian skala
HNI yang menentukan penurunan jumlah kepadatan
dengan ketinggian sebanding dengan Mi = T di mana Mi adalah
massa molekul konstituen dan T adalah ambient
suhu Oleh karena itu spesies N2 berat dan O cenderung
Gambar 3 Variasi diurnal T suhu setempat menurut
dengan model MSIS-90e (tingkat unit kerja 100K
kondisi summer solstice 780 km ketinggian kegiatan berarti)
Gambar 4 Variasi diurnal kerapatan total r menurut
dengan model MSIS-90e (tingkat unit kerja 10 1048576 15 kg = m3
kondisi summer solstice 780 km ketinggian kegiatan berarti)
mendominasi di bawah dan menengah termosfer sementara
spesies ringan Dia dan H menang dalam termosfer atas
dan eksosfer Wilayah ketinggian di mana
N2 O Dia dan akhirnya H mendominasi digeser ke bawah
dengan suhu deceasing (misalnya penurunan tingkat aktivitas)
Terlepas dari perubahan dengan ketinggian suhu thermospheric
konsentrasi jumlah kepadatan dan jumlah yang diturunkan
(Mis gratis panjang jalan rata-rata) yang diketahui bervariasi
dengan waktu setempat tlst surya geografis bujur l geodesi
lintang f hari tahun td berarti fluks matahari macr F10 7
(Rata-rata lebih dari 81 hari = 3 rotasi matahari) sebenarnya surya
fluks F10 7 dan arus geomagnetik aktivitas Ap The diurnal
(Hari malam) profil variasi T r nO dan Nhe
ditunjukkan pada Gambar 3 sampai 6 untuk pada ketinggian orbit
ERS-1 dan 2 Suhu puncak dan puncak
konsentrasi oksigen atom dominan erat mengikuti
Titik sub-surya (yang di tlst = 12 jam) dengan penundaan
3 sampai 4 jam Konsentrasi puncak ringan
spesies helium bagaimanapun adalah lebih dekat ke titik anti-surya
sebagai konsekuensi dari difusi termal Yang disebut helium
tonjolan di belahan bumi musim dingin terlihat jelas
Termosfer dijelaskan oleh model MSISe-90
4
Gambar 5 Variasi diurnal konsentrasi atom oksigen
menurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat
10 +11 = 1 m3 kondisi summer solstice 780 km ketinggian
berarti kegiatan)
Gambar 6 Variasi diurnal konsentrasi helium atom
menurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat
10 +11 = 1 m3 kondisi summer solstice 780 km ketinggian
berarti kegiatan)
(Hedin (1987) dan Hedin (1991a)) didasarkan pada asumsi
ofmass transportasi melalui proses difusi dalam kesetimbangan
kondisi Menurut Hedin (1991b) namun
ada juga angin thermospheric dengan arah
hampir secara eksklusif pada bidang horisontal dan dengan kecepatan
mencapai 500 m s dan banyak lagi Pola angin ini
sangat erat kaitannya dengan hari malam terminator
dengan largestmagnitudes di daerah kutub menuju malam
belahan Karena peningkatan viskositas dengan ketinggian
besarnya angin ini mengurangi menuju
thermopause
32 Koefisien aerodinamis satelit yang
Untuk pesawat ruang angkasa yang bergerak melalui bagian atas atmosfer
dengan kecepatan relatif yen U dan crosssection berarti
Are f kekuatan aerodinamis ditemui ~ Fa dapat
dihitung dengan penjumlahan kontribusi individu
dari semua 7 konstituen atmosfer (i = 1 sampai 7 untuk
N2 O Dia H O2 Ar dan N) dengan kepadatan parsial ri
~ Fa =
7A
i = 1
1
2
Apakah ri f U2 yen ~ Cai (1)
Dalam persamaan ini semua karakteristik gaya aerodinamika yang
terkonsentrasi di ~ Cai yang merupakan fungsi dari pesawat ruang angkasa
geometri sifat permukaannya dan sikap relatif
untuk aliran udara Jika kita menganggap bahwa sebagian kecil sd (di mana
0 sd 1) dari molekul masuk difus tercermin
menurut distribusi Lambert dan bahwa
komplemen specularly tercermin maka kontribusi lokal
ke ~ Cai dapat digambarkan secara analitis
~ Cai =
1
Apakah f Z (A) 1048576 sd ~ ci d (~ r) + (1 1048576 sd) ~ ci S (~ r) dA (2)
Jumlah vektor ~ ci d (S yen i Tw = T yen) dan ~ ci s (S yen i) adalah
diffuse dan specular koefisien refleksi permukaan
Elemen dA pada posisi ~ r pada bagian pesawat ruang angkasa
permukaan A yang terkena aliran udara ~ Ci d memiliki komponen
normal dan tangensial dengan elemen permukaan (bersama
~ N ~ dan t) di mana normal (= tekanan) kontribusi adalah
juga tergantung di dinding suhu Tw ~ Ci s hanya memberikan kontribusi
dengan gaya normal lokal
~ Ci d = 1
pp
P (Sni)
yen S2 i
+
1
2rTw
yen T
c (Sni)
S2 yen i ~ N
+ 1
pp
Sti c (Sni)
yen S2 i ~ T (3)
~ Ci s =
2
pp
P (Sni)
yen S2 i
~ N (4)
Jumlah tambahan P (Sni) dan c (Sni) didefinisikan sebagai
P (Sni) = Sni exp 1048576 1048576 S2
ni + Pp S2
ni +
1
2 (1 + erf (Sni))
c (Sni) = exp 1048576 1048576 S2
ni + PpSni (1 + erf (Sni))
Di sini S yen i = pMiU2 yen = yen 2kT adalah rasio kecepatan molekul
(Gratis aliran kecepatan U yen dibagi oleh paling mungkin
kecepatan termal dari spesies atmosfer-i) Mi adalah
massa molar dari kontribusi jenis gas T yen adalah ambient
suhu dan k adalah konstanta Boltzmann Sni dan
IMS merupakan komponen normal dan tangensial S yen i untuk
elemen tertentu dari permukaan pesawat ruang angkasa terkena A
di mana pasukan yang terintegrasi
Program Angara (Fritsche et al (1998)) menggunakan
metode yang dijelaskan untuk menghitung koefisien aerodinamis
kekuatan dan torsi dengan cara analitik (yang disebut Integral
Metode) Atau numerik Monte-Carlo Test-
Partikel (MCTP) Cara diimplementasikan Kedua metode
pertimbangkan membayangi geometris dalam analisis mereka tetapi
MCTP juga mempertimbangkan beberapa refleksi dan alternatif
model interaksi permukaan yang lebih rinci menurut
Schaaf dan Chambre
4 RADIASI gangguan PRESSURE
Tekanan radiasi adalah dominan gangguan non-gravitasi
pada ketinggian satelit di atas 500 km sampai 600 km
5
(Tergantung pada aktivitas matahari) Agar signifikansi
ada empat sumber radiasi utama radiasi langsung
dari Matahari Albedo re-radiasi yang dipantulkan dari
Bumi belahan diterangi semakin seragam dipancarkan kembali
Bumi radiasi IR dan disutradarai radiasi IR yang dipancarkan
dari pesawat ruang angkasa (dilambangkan sebagai dorong termal) Itu
sumber kontribusi tersebut dan perhitungan
Pasukan gangguan mereka akan dibahas selanjutnya
Gambar 7 Planetary Albedo peta terdiri dari NOAA-9
data (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
Gambar 8 Bumi IR re-radiasi peta terdiri dari
Data Erbe (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
41 Model Sumber Radiasi
Fluks energi matahari memiliki distribusi spektral yang
erat mengikuti hukum Planck untuk radiator benda hitam dari
berarti suhu T = T = 5 785K Puncak
fluks energi (digambarkan dengan rumus Wien) dicapai dalam
cahaya tampak Mengintegrasikan Matahari spektrum radiasi
atas semua frekuensi mengarah ke fluks energi ˙ e (r) = ˙ e
di permukaan Matahari menurut Stefan-Boltzmann
hukum
˙ e = ST4 (5)
di mana s = 567 10 1048576 8Wm 1048576 2K 1048576 4)
Fluks energi awal dari ˙ e (r) = ˙ e = 604 107W = m2
direduksi menjadi nilai rata-rata ˙ e (r) = 1370W = m2 di
jarak r Bumi dengan variasi tahunan 0303
karena eksentrisitas orbit Bumi Sekitar 33 dari
energi datang dipantulkan dalam spektrum cahaya tampak
dari atas awan dari atmosfer
dan dari permukaan Bumi Gambar 7 menunjukkan
dihasilkan planet albedo distribusi Bumi untuk
Maret 1985 (NOAA-9 Data NASA (1996)) Terbesar
albedo yang diamati di daerah kutub karena salju dan
lapisan es sementara albedo khatulistiwa umumnya lebih kecil
Re-radiasi dari Bumi Albedo hanya efektif untuk
bagian-bagian permukaan dan suasana yang terletak
di belahan bumi Sun-diterangi
Sumber sekunder lain re-radiasi adalah timedelayed
dan frekuensi bergeser kembali emisi dalam panjang gelombang IR
dari 67 dari fluks energi surya yang diserap
oleh atmosfer bumi benua dan
lautan Gambar 8 menunjukkan distribusi global terestrial
IR fluks energi seperti yang diamati oleh satelit Erbe
(Bumi Radiasi Percobaan Anggaran NASA (1996))
Maret 1985 Ini re-radiasi hampir independen
kondisi pencahayaan dengan tingkat rata-rata
˙ e = 234W = m2 sesuai dengan radiator benda hitam
dengan suhu T = 253K
Bila dilihat dari Bumi jarak heliosentrik rata-rata
0105 106 km (1 satuan astronomi) Matahari mencakup padat
sudut sekitar 005 Ini sumber cahaya perpanjangan terbatas
menyebabkan bayangan inti (umbra) dan daerah bayangan setengah
(Pen-umbra) pada orbit satelit yang melewati
gerhana Tepi wilayah bayangan inti juga menerima
radiasi karena pembiasan atmosfer yang dapat menyebabkan
defleksi sinar matahari hingga 0103 meningkatkan geometris
didefinisikan semi-bayangan daerah (dengan sudut kerucut
dari sekitar 005) hingga faktor 7
Satelit tidak hanya menerima dan mencerminkan radiasi matahari langsung
tetapi mereka juga memanas karena eksternal dan internal
input energi Sebuah re-emisi non-seragam energi ini
di atas permukaan pesawat ruang angkasa (misalnya akibat membayangi) dapat
menyebabkan kekuatan non-nol (Antreasian amp Rosborough (1992)
dan Powell amp Gaposhkin (1988)) Efek seperti memiliki
telah diamati untuk satelit GPS karena energi panas
emisi dari panel radiator mereka
42 Koefisien Radiasi dari satelit yang
Radiasi fluks energi ˙ e yang dicegat oleh satelit
pada frekuensi tertentu n sesuai dengan pelampiasan foton
tingkat
˙ ˙ np = e = (hn) (6)
dimana h = 6625 10 1048576 34 Js adalah konstanta Planck Dari
foton masuk sebagian kecil yang diserap sebagian rs
adalah specularly tercermin dan rd Fraksi difus tercermin
menurut distribusi Lambert (cosinus hukum)
Jika kita menganggap permukaan non-transparan konservasi energi
dapat dinyatakan sebagai
a + rs + rd = 1 (7)
Semua koefisien ini biasanya tergantung pada permukaan
materi suhu dan panjang gelombang dan insiden
sudut foton Bersama dengan emisivitas
e yang menggambarkan sifat re-radiasi IR set ini
parameter benar-benar mendefinisikan interaksi foton-permukaan
Rasio a = e dapat bervariasi atas berbagai
(Misalnya 098098 untuk cat hitam 079081 untuk sel surya
045080 untuk Kapton aluminized dan 007076 untuk perak
Teflon)
Bila diasumsikan titik sumber radiasi pada jarak tak terbatas
dari satelit maka gaya radiasi yang dihasilkan
6
~ Fr dapat digambarkan sebagai
~ Fr =
4a
n = 1
˙ en
c
Apakah f ~ Crn (8)
dimana n = 1 sampai 4 mewakili langsung Bumi Albedo Bumi
IR dan radiasi termal ˙ en adalah fluks energi pada masing-masing
panjang gelombang c adalah kecepatan cahaya dan Apakah f adalah
referensi pesawat ruang angkasa penampang Kekuatan radiasi
koefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapat
ditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangi
Sebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasi
source)
~ Crn =
1
Apakah f Z (An)
~ Crn (~ r) dA (9)
Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dA
di lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadian
arah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n dan dengan
frekuensi refleksi sifat tergantung (di mana
telah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7)
~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 1048576 RSN) ~ un +
2
3
s
c
enT4
w ~ n
+ (~ Un ~ n) 2rsn (~ un ~ n) 1048576
2
3
RDN ~ n (10)
Untuk tujuan implementasi software koefisien radiasi
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
Bumi oblateness Efek aerodinamis (terutama airdrag)
adalah dominan permukaan kekuatan kontribusi hingga ketinggian
500 km sampai 600 km (tergantung pada atmosfer
kondisi) Selama re-entri (yaitu di bawah 120 km) aerodinamis
kekuatan menjadi kuantitas pesanan gangguan pertama
yang akhirnya mencapai tingkat daya tarik utama
Istilah selama fase penerbangan atmosfer Pada ketinggian
di atas 500 km sampai 600 km tekanan radiasi matahari langsung
berlaku
31 Model of the Earth Suasana
Sementara sebagian dari energi matahari yang diterima dalam terlihat
pita frekuensi dengan variasi tahunan hanya kecil
dinamika atmosfer atas netral terutama
didorong oleh ekstrim radiasi ultra-violet (EUV) dan yang
penyerapan atom oksigen oleh foto-disosiasi dan
proses re-kombinasi dan dengan pemanasan Joule dari
partikel bermuatan yang mengendap ke dalam zona aurora
EUV tingkat radiasi diketahui perubahan surya 11 tahun
siklus Mereka terkait dengan emisi dari Sunspot
daerah dan sebanding dengan jumlah diamati
Sun-spot (lihat Gambar 1) EUV ini juga berkorelasi
dengan 107 cm fluks matahari yang dapat diukur
di tanah melalui salah satu radio atmosfer
jendela (F10 7 didefinisikan dalam satuan 10 1048576 22Wm 1048576 2 Hz 1048576 1)
Puncak pemanasan Joule sering dikaitkan dengan geomagnetik tinggi
kegiatan Ini biasanya diukur dalam
hal sehari-hari planet indeks Ap atau indeks 3-jam
kp (lihat Gambar 1) Gambar 2 menunjukkan efek rendah dan
ekstrem tinggi matahari dan aktivitas geomagnetik pada
suhu dan kerapatan udara profil ketinggian Suhu
profil hanya berbeda sedikit di homosphere (di bawah
120 km) dan kemudian mengikuti peningkatan eksponensial
yang mencapai nilai pembatas yang disebut exospheric
suhu di bagian atas termosfer Kepadatan udara
atas turbopause (pada 120 km) ditentukan oleh
superimposisi konsentrasi profil ni (h) dari
utama konstituen N2 atmosfer O Dia H O2 Ar
dan N (untuk i = 1 sampai 7) Konsentrasi ketinggian skala
HNI yang menentukan penurunan jumlah kepadatan
dengan ketinggian sebanding dengan Mi = T di mana Mi adalah
massa molekul konstituen dan T adalah ambient
suhu Oleh karena itu spesies N2 berat dan O cenderung
Gambar 3 Variasi diurnal T suhu setempat menurut
dengan model MSIS-90e (tingkat unit kerja 100K
kondisi summer solstice 780 km ketinggian kegiatan berarti)
Gambar 4 Variasi diurnal kerapatan total r menurut
dengan model MSIS-90e (tingkat unit kerja 10 1048576 15 kg = m3
kondisi summer solstice 780 km ketinggian kegiatan berarti)
mendominasi di bawah dan menengah termosfer sementara
spesies ringan Dia dan H menang dalam termosfer atas
dan eksosfer Wilayah ketinggian di mana
N2 O Dia dan akhirnya H mendominasi digeser ke bawah
dengan suhu deceasing (misalnya penurunan tingkat aktivitas)
Terlepas dari perubahan dengan ketinggian suhu thermospheric
konsentrasi jumlah kepadatan dan jumlah yang diturunkan
(Mis gratis panjang jalan rata-rata) yang diketahui bervariasi
dengan waktu setempat tlst surya geografis bujur l geodesi
lintang f hari tahun td berarti fluks matahari macr F10 7
(Rata-rata lebih dari 81 hari = 3 rotasi matahari) sebenarnya surya
fluks F10 7 dan arus geomagnetik aktivitas Ap The diurnal
(Hari malam) profil variasi T r nO dan Nhe
ditunjukkan pada Gambar 3 sampai 6 untuk pada ketinggian orbit
ERS-1 dan 2 Suhu puncak dan puncak
konsentrasi oksigen atom dominan erat mengikuti
Titik sub-surya (yang di tlst = 12 jam) dengan penundaan
3 sampai 4 jam Konsentrasi puncak ringan
spesies helium bagaimanapun adalah lebih dekat ke titik anti-surya
sebagai konsekuensi dari difusi termal Yang disebut helium
tonjolan di belahan bumi musim dingin terlihat jelas
Termosfer dijelaskan oleh model MSISe-90
4
Gambar 5 Variasi diurnal konsentrasi atom oksigen
menurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat
10 +11 = 1 m3 kondisi summer solstice 780 km ketinggian
berarti kegiatan)
Gambar 6 Variasi diurnal konsentrasi helium atom
menurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat
10 +11 = 1 m3 kondisi summer solstice 780 km ketinggian
berarti kegiatan)
(Hedin (1987) dan Hedin (1991a)) didasarkan pada asumsi
ofmass transportasi melalui proses difusi dalam kesetimbangan
kondisi Menurut Hedin (1991b) namun
ada juga angin thermospheric dengan arah
hampir secara eksklusif pada bidang horisontal dan dengan kecepatan
mencapai 500 m s dan banyak lagi Pola angin ini
sangat erat kaitannya dengan hari malam terminator
dengan largestmagnitudes di daerah kutub menuju malam
belahan Karena peningkatan viskositas dengan ketinggian
besarnya angin ini mengurangi menuju
thermopause
32 Koefisien aerodinamis satelit yang
Untuk pesawat ruang angkasa yang bergerak melalui bagian atas atmosfer
dengan kecepatan relatif yen U dan crosssection berarti
Are f kekuatan aerodinamis ditemui ~ Fa dapat
dihitung dengan penjumlahan kontribusi individu
dari semua 7 konstituen atmosfer (i = 1 sampai 7 untuk
N2 O Dia H O2 Ar dan N) dengan kepadatan parsial ri
~ Fa =
7A
i = 1
1
2
Apakah ri f U2 yen ~ Cai (1)
Dalam persamaan ini semua karakteristik gaya aerodinamika yang
terkonsentrasi di ~ Cai yang merupakan fungsi dari pesawat ruang angkasa
geometri sifat permukaannya dan sikap relatif
untuk aliran udara Jika kita menganggap bahwa sebagian kecil sd (di mana
0 sd 1) dari molekul masuk difus tercermin
menurut distribusi Lambert dan bahwa
komplemen specularly tercermin maka kontribusi lokal
ke ~ Cai dapat digambarkan secara analitis
~ Cai =
1
Apakah f Z (A) 1048576 sd ~ ci d (~ r) + (1 1048576 sd) ~ ci S (~ r) dA (2)
Jumlah vektor ~ ci d (S yen i Tw = T yen) dan ~ ci s (S yen i) adalah
diffuse dan specular koefisien refleksi permukaan
Elemen dA pada posisi ~ r pada bagian pesawat ruang angkasa
permukaan A yang terkena aliran udara ~ Ci d memiliki komponen
normal dan tangensial dengan elemen permukaan (bersama
~ N ~ dan t) di mana normal (= tekanan) kontribusi adalah
juga tergantung di dinding suhu Tw ~ Ci s hanya memberikan kontribusi
dengan gaya normal lokal
~ Ci d = 1
pp
P (Sni)
yen S2 i
+
1
2rTw
yen T
c (Sni)
S2 yen i ~ N
+ 1
pp
Sti c (Sni)
yen S2 i ~ T (3)
~ Ci s =
2
pp
P (Sni)
yen S2 i
~ N (4)
Jumlah tambahan P (Sni) dan c (Sni) didefinisikan sebagai
P (Sni) = Sni exp 1048576 1048576 S2
ni + Pp S2
ni +
1
2 (1 + erf (Sni))
c (Sni) = exp 1048576 1048576 S2
ni + PpSni (1 + erf (Sni))
Di sini S yen i = pMiU2 yen = yen 2kT adalah rasio kecepatan molekul
(Gratis aliran kecepatan U yen dibagi oleh paling mungkin
kecepatan termal dari spesies atmosfer-i) Mi adalah
massa molar dari kontribusi jenis gas T yen adalah ambient
suhu dan k adalah konstanta Boltzmann Sni dan
IMS merupakan komponen normal dan tangensial S yen i untuk
elemen tertentu dari permukaan pesawat ruang angkasa terkena A
di mana pasukan yang terintegrasi
Program Angara (Fritsche et al (1998)) menggunakan
metode yang dijelaskan untuk menghitung koefisien aerodinamis
kekuatan dan torsi dengan cara analitik (yang disebut Integral
Metode) Atau numerik Monte-Carlo Test-
Partikel (MCTP) Cara diimplementasikan Kedua metode
pertimbangkan membayangi geometris dalam analisis mereka tetapi
MCTP juga mempertimbangkan beberapa refleksi dan alternatif
model interaksi permukaan yang lebih rinci menurut
Schaaf dan Chambre
4 RADIASI gangguan PRESSURE
Tekanan radiasi adalah dominan gangguan non-gravitasi
pada ketinggian satelit di atas 500 km sampai 600 km
5
(Tergantung pada aktivitas matahari) Agar signifikansi
ada empat sumber radiasi utama radiasi langsung
dari Matahari Albedo re-radiasi yang dipantulkan dari
Bumi belahan diterangi semakin seragam dipancarkan kembali
Bumi radiasi IR dan disutradarai radiasi IR yang dipancarkan
dari pesawat ruang angkasa (dilambangkan sebagai dorong termal) Itu
sumber kontribusi tersebut dan perhitungan
Pasukan gangguan mereka akan dibahas selanjutnya
Gambar 7 Planetary Albedo peta terdiri dari NOAA-9
data (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
Gambar 8 Bumi IR re-radiasi peta terdiri dari
Data Erbe (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
41 Model Sumber Radiasi
Fluks energi matahari memiliki distribusi spektral yang
erat mengikuti hukum Planck untuk radiator benda hitam dari
berarti suhu T = T = 5 785K Puncak
fluks energi (digambarkan dengan rumus Wien) dicapai dalam
cahaya tampak Mengintegrasikan Matahari spektrum radiasi
atas semua frekuensi mengarah ke fluks energi ˙ e (r) = ˙ e
di permukaan Matahari menurut Stefan-Boltzmann
hukum
˙ e = ST4 (5)
di mana s = 567 10 1048576 8Wm 1048576 2K 1048576 4)
Fluks energi awal dari ˙ e (r) = ˙ e = 604 107W = m2
direduksi menjadi nilai rata-rata ˙ e (r) = 1370W = m2 di
jarak r Bumi dengan variasi tahunan 0303
karena eksentrisitas orbit Bumi Sekitar 33 dari
energi datang dipantulkan dalam spektrum cahaya tampak
dari atas awan dari atmosfer
dan dari permukaan Bumi Gambar 7 menunjukkan
dihasilkan planet albedo distribusi Bumi untuk
Maret 1985 (NOAA-9 Data NASA (1996)) Terbesar
albedo yang diamati di daerah kutub karena salju dan
lapisan es sementara albedo khatulistiwa umumnya lebih kecil
Re-radiasi dari Bumi Albedo hanya efektif untuk
bagian-bagian permukaan dan suasana yang terletak
di belahan bumi Sun-diterangi
Sumber sekunder lain re-radiasi adalah timedelayed
dan frekuensi bergeser kembali emisi dalam panjang gelombang IR
dari 67 dari fluks energi surya yang diserap
oleh atmosfer bumi benua dan
lautan Gambar 8 menunjukkan distribusi global terestrial
IR fluks energi seperti yang diamati oleh satelit Erbe
(Bumi Radiasi Percobaan Anggaran NASA (1996))
Maret 1985 Ini re-radiasi hampir independen
kondisi pencahayaan dengan tingkat rata-rata
˙ e = 234W = m2 sesuai dengan radiator benda hitam
dengan suhu T = 253K
Bila dilihat dari Bumi jarak heliosentrik rata-rata
0105 106 km (1 satuan astronomi) Matahari mencakup padat
sudut sekitar 005 Ini sumber cahaya perpanjangan terbatas
menyebabkan bayangan inti (umbra) dan daerah bayangan setengah
(Pen-umbra) pada orbit satelit yang melewati
gerhana Tepi wilayah bayangan inti juga menerima
radiasi karena pembiasan atmosfer yang dapat menyebabkan
defleksi sinar matahari hingga 0103 meningkatkan geometris
didefinisikan semi-bayangan daerah (dengan sudut kerucut
dari sekitar 005) hingga faktor 7
Satelit tidak hanya menerima dan mencerminkan radiasi matahari langsung
tetapi mereka juga memanas karena eksternal dan internal
input energi Sebuah re-emisi non-seragam energi ini
di atas permukaan pesawat ruang angkasa (misalnya akibat membayangi) dapat
menyebabkan kekuatan non-nol (Antreasian amp Rosborough (1992)
dan Powell amp Gaposhkin (1988)) Efek seperti memiliki
telah diamati untuk satelit GPS karena energi panas
emisi dari panel radiator mereka
42 Koefisien Radiasi dari satelit yang
Radiasi fluks energi ˙ e yang dicegat oleh satelit
pada frekuensi tertentu n sesuai dengan pelampiasan foton
tingkat
˙ ˙ np = e = (hn) (6)
dimana h = 6625 10 1048576 34 Js adalah konstanta Planck Dari
foton masuk sebagian kecil yang diserap sebagian rs
adalah specularly tercermin dan rd Fraksi difus tercermin
menurut distribusi Lambert (cosinus hukum)
Jika kita menganggap permukaan non-transparan konservasi energi
dapat dinyatakan sebagai
a + rs + rd = 1 (7)
Semua koefisien ini biasanya tergantung pada permukaan
materi suhu dan panjang gelombang dan insiden
sudut foton Bersama dengan emisivitas
e yang menggambarkan sifat re-radiasi IR set ini
parameter benar-benar mendefinisikan interaksi foton-permukaan
Rasio a = e dapat bervariasi atas berbagai
(Misalnya 098098 untuk cat hitam 079081 untuk sel surya
045080 untuk Kapton aluminized dan 007076 untuk perak
Teflon)
Bila diasumsikan titik sumber radiasi pada jarak tak terbatas
dari satelit maka gaya radiasi yang dihasilkan
6
~ Fr dapat digambarkan sebagai
~ Fr =
4a
n = 1
˙ en
c
Apakah f ~ Crn (8)
dimana n = 1 sampai 4 mewakili langsung Bumi Albedo Bumi
IR dan radiasi termal ˙ en adalah fluks energi pada masing-masing
panjang gelombang c adalah kecepatan cahaya dan Apakah f adalah
referensi pesawat ruang angkasa penampang Kekuatan radiasi
koefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapat
ditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangi
Sebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasi
source)
~ Crn =
1
Apakah f Z (An)
~ Crn (~ r) dA (9)
Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dA
di lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadian
arah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n dan dengan
frekuensi refleksi sifat tergantung (di mana
telah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7)
~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 1048576 RSN) ~ un +
2
3
s
c
enT4
w ~ n
+ (~ Un ~ n) 2rsn (~ un ~ n) 1048576
2
3
RDN ~ n (10)
Untuk tujuan implementasi software koefisien radiasi
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
kp (lihat Gambar 1) Gambar 2 menunjukkan efek rendah dan
ekstrem tinggi matahari dan aktivitas geomagnetik pada
suhu dan kerapatan udara profil ketinggian Suhu
profil hanya berbeda sedikit di homosphere (di bawah
120 km) dan kemudian mengikuti peningkatan eksponensial
yang mencapai nilai pembatas yang disebut exospheric
suhu di bagian atas termosfer Kepadatan udara
atas turbopause (pada 120 km) ditentukan oleh
superimposisi konsentrasi profil ni (h) dari
utama konstituen N2 atmosfer O Dia H O2 Ar
dan N (untuk i = 1 sampai 7) Konsentrasi ketinggian skala
HNI yang menentukan penurunan jumlah kepadatan
dengan ketinggian sebanding dengan Mi = T di mana Mi adalah
massa molekul konstituen dan T adalah ambient
suhu Oleh karena itu spesies N2 berat dan O cenderung
Gambar 3 Variasi diurnal T suhu setempat menurut
dengan model MSIS-90e (tingkat unit kerja 100K
kondisi summer solstice 780 km ketinggian kegiatan berarti)
Gambar 4 Variasi diurnal kerapatan total r menurut
dengan model MSIS-90e (tingkat unit kerja 10 1048576 15 kg = m3
kondisi summer solstice 780 km ketinggian kegiatan berarti)
mendominasi di bawah dan menengah termosfer sementara
spesies ringan Dia dan H menang dalam termosfer atas
dan eksosfer Wilayah ketinggian di mana
N2 O Dia dan akhirnya H mendominasi digeser ke bawah
dengan suhu deceasing (misalnya penurunan tingkat aktivitas)
Terlepas dari perubahan dengan ketinggian suhu thermospheric
konsentrasi jumlah kepadatan dan jumlah yang diturunkan
(Mis gratis panjang jalan rata-rata) yang diketahui bervariasi
dengan waktu setempat tlst surya geografis bujur l geodesi
lintang f hari tahun td berarti fluks matahari macr F10 7
(Rata-rata lebih dari 81 hari = 3 rotasi matahari) sebenarnya surya
fluks F10 7 dan arus geomagnetik aktivitas Ap The diurnal
(Hari malam) profil variasi T r nO dan Nhe
ditunjukkan pada Gambar 3 sampai 6 untuk pada ketinggian orbit
ERS-1 dan 2 Suhu puncak dan puncak
konsentrasi oksigen atom dominan erat mengikuti
Titik sub-surya (yang di tlst = 12 jam) dengan penundaan
3 sampai 4 jam Konsentrasi puncak ringan
spesies helium bagaimanapun adalah lebih dekat ke titik anti-surya
sebagai konsekuensi dari difusi termal Yang disebut helium
tonjolan di belahan bumi musim dingin terlihat jelas
Termosfer dijelaskan oleh model MSISe-90
4
Gambar 5 Variasi diurnal konsentrasi atom oksigen
menurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat
10 +11 = 1 m3 kondisi summer solstice 780 km ketinggian
berarti kegiatan)
Gambar 6 Variasi diurnal konsentrasi helium atom
menurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat
10 +11 = 1 m3 kondisi summer solstice 780 km ketinggian
berarti kegiatan)
(Hedin (1987) dan Hedin (1991a)) didasarkan pada asumsi
ofmass transportasi melalui proses difusi dalam kesetimbangan
kondisi Menurut Hedin (1991b) namun
ada juga angin thermospheric dengan arah
hampir secara eksklusif pada bidang horisontal dan dengan kecepatan
mencapai 500 m s dan banyak lagi Pola angin ini
sangat erat kaitannya dengan hari malam terminator
dengan largestmagnitudes di daerah kutub menuju malam
belahan Karena peningkatan viskositas dengan ketinggian
besarnya angin ini mengurangi menuju
thermopause
32 Koefisien aerodinamis satelit yang
Untuk pesawat ruang angkasa yang bergerak melalui bagian atas atmosfer
dengan kecepatan relatif yen U dan crosssection berarti
Are f kekuatan aerodinamis ditemui ~ Fa dapat
dihitung dengan penjumlahan kontribusi individu
dari semua 7 konstituen atmosfer (i = 1 sampai 7 untuk
N2 O Dia H O2 Ar dan N) dengan kepadatan parsial ri
~ Fa =
7A
i = 1
1
2
Apakah ri f U2 yen ~ Cai (1)
Dalam persamaan ini semua karakteristik gaya aerodinamika yang
terkonsentrasi di ~ Cai yang merupakan fungsi dari pesawat ruang angkasa
geometri sifat permukaannya dan sikap relatif
untuk aliran udara Jika kita menganggap bahwa sebagian kecil sd (di mana
0 sd 1) dari molekul masuk difus tercermin
menurut distribusi Lambert dan bahwa
komplemen specularly tercermin maka kontribusi lokal
ke ~ Cai dapat digambarkan secara analitis
~ Cai =
1
Apakah f Z (A) 1048576 sd ~ ci d (~ r) + (1 1048576 sd) ~ ci S (~ r) dA (2)
Jumlah vektor ~ ci d (S yen i Tw = T yen) dan ~ ci s (S yen i) adalah
diffuse dan specular koefisien refleksi permukaan
Elemen dA pada posisi ~ r pada bagian pesawat ruang angkasa
permukaan A yang terkena aliran udara ~ Ci d memiliki komponen
normal dan tangensial dengan elemen permukaan (bersama
~ N ~ dan t) di mana normal (= tekanan) kontribusi adalah
juga tergantung di dinding suhu Tw ~ Ci s hanya memberikan kontribusi
dengan gaya normal lokal
~ Ci d = 1
pp
P (Sni)
yen S2 i
+
1
2rTw
yen T
c (Sni)
S2 yen i ~ N
+ 1
pp
Sti c (Sni)
yen S2 i ~ T (3)
~ Ci s =
2
pp
P (Sni)
yen S2 i
~ N (4)
Jumlah tambahan P (Sni) dan c (Sni) didefinisikan sebagai
P (Sni) = Sni exp 1048576 1048576 S2
ni + Pp S2
ni +
1
2 (1 + erf (Sni))
c (Sni) = exp 1048576 1048576 S2
ni + PpSni (1 + erf (Sni))
Di sini S yen i = pMiU2 yen = yen 2kT adalah rasio kecepatan molekul
(Gratis aliran kecepatan U yen dibagi oleh paling mungkin
kecepatan termal dari spesies atmosfer-i) Mi adalah
massa molar dari kontribusi jenis gas T yen adalah ambient
suhu dan k adalah konstanta Boltzmann Sni dan
IMS merupakan komponen normal dan tangensial S yen i untuk
elemen tertentu dari permukaan pesawat ruang angkasa terkena A
di mana pasukan yang terintegrasi
Program Angara (Fritsche et al (1998)) menggunakan
metode yang dijelaskan untuk menghitung koefisien aerodinamis
kekuatan dan torsi dengan cara analitik (yang disebut Integral
Metode) Atau numerik Monte-Carlo Test-
Partikel (MCTP) Cara diimplementasikan Kedua metode
pertimbangkan membayangi geometris dalam analisis mereka tetapi
MCTP juga mempertimbangkan beberapa refleksi dan alternatif
model interaksi permukaan yang lebih rinci menurut
Schaaf dan Chambre
4 RADIASI gangguan PRESSURE
Tekanan radiasi adalah dominan gangguan non-gravitasi
pada ketinggian satelit di atas 500 km sampai 600 km
5
(Tergantung pada aktivitas matahari) Agar signifikansi
ada empat sumber radiasi utama radiasi langsung
dari Matahari Albedo re-radiasi yang dipantulkan dari
Bumi belahan diterangi semakin seragam dipancarkan kembali
Bumi radiasi IR dan disutradarai radiasi IR yang dipancarkan
dari pesawat ruang angkasa (dilambangkan sebagai dorong termal) Itu
sumber kontribusi tersebut dan perhitungan
Pasukan gangguan mereka akan dibahas selanjutnya
Gambar 7 Planetary Albedo peta terdiri dari NOAA-9
data (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
Gambar 8 Bumi IR re-radiasi peta terdiri dari
Data Erbe (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
41 Model Sumber Radiasi
Fluks energi matahari memiliki distribusi spektral yang
erat mengikuti hukum Planck untuk radiator benda hitam dari
berarti suhu T = T = 5 785K Puncak
fluks energi (digambarkan dengan rumus Wien) dicapai dalam
cahaya tampak Mengintegrasikan Matahari spektrum radiasi
atas semua frekuensi mengarah ke fluks energi ˙ e (r) = ˙ e
di permukaan Matahari menurut Stefan-Boltzmann
hukum
˙ e = ST4 (5)
di mana s = 567 10 1048576 8Wm 1048576 2K 1048576 4)
Fluks energi awal dari ˙ e (r) = ˙ e = 604 107W = m2
direduksi menjadi nilai rata-rata ˙ e (r) = 1370W = m2 di
jarak r Bumi dengan variasi tahunan 0303
karena eksentrisitas orbit Bumi Sekitar 33 dari
energi datang dipantulkan dalam spektrum cahaya tampak
dari atas awan dari atmosfer
dan dari permukaan Bumi Gambar 7 menunjukkan
dihasilkan planet albedo distribusi Bumi untuk
Maret 1985 (NOAA-9 Data NASA (1996)) Terbesar
albedo yang diamati di daerah kutub karena salju dan
lapisan es sementara albedo khatulistiwa umumnya lebih kecil
Re-radiasi dari Bumi Albedo hanya efektif untuk
bagian-bagian permukaan dan suasana yang terletak
di belahan bumi Sun-diterangi
Sumber sekunder lain re-radiasi adalah timedelayed
dan frekuensi bergeser kembali emisi dalam panjang gelombang IR
dari 67 dari fluks energi surya yang diserap
oleh atmosfer bumi benua dan
lautan Gambar 8 menunjukkan distribusi global terestrial
IR fluks energi seperti yang diamati oleh satelit Erbe
(Bumi Radiasi Percobaan Anggaran NASA (1996))
Maret 1985 Ini re-radiasi hampir independen
kondisi pencahayaan dengan tingkat rata-rata
˙ e = 234W = m2 sesuai dengan radiator benda hitam
dengan suhu T = 253K
Bila dilihat dari Bumi jarak heliosentrik rata-rata
0105 106 km (1 satuan astronomi) Matahari mencakup padat
sudut sekitar 005 Ini sumber cahaya perpanjangan terbatas
menyebabkan bayangan inti (umbra) dan daerah bayangan setengah
(Pen-umbra) pada orbit satelit yang melewati
gerhana Tepi wilayah bayangan inti juga menerima
radiasi karena pembiasan atmosfer yang dapat menyebabkan
defleksi sinar matahari hingga 0103 meningkatkan geometris
didefinisikan semi-bayangan daerah (dengan sudut kerucut
dari sekitar 005) hingga faktor 7
Satelit tidak hanya menerima dan mencerminkan radiasi matahari langsung
tetapi mereka juga memanas karena eksternal dan internal
input energi Sebuah re-emisi non-seragam energi ini
di atas permukaan pesawat ruang angkasa (misalnya akibat membayangi) dapat
menyebabkan kekuatan non-nol (Antreasian amp Rosborough (1992)
dan Powell amp Gaposhkin (1988)) Efek seperti memiliki
telah diamati untuk satelit GPS karena energi panas
emisi dari panel radiator mereka
42 Koefisien Radiasi dari satelit yang
Radiasi fluks energi ˙ e yang dicegat oleh satelit
pada frekuensi tertentu n sesuai dengan pelampiasan foton
tingkat
˙ ˙ np = e = (hn) (6)
dimana h = 6625 10 1048576 34 Js adalah konstanta Planck Dari
foton masuk sebagian kecil yang diserap sebagian rs
adalah specularly tercermin dan rd Fraksi difus tercermin
menurut distribusi Lambert (cosinus hukum)
Jika kita menganggap permukaan non-transparan konservasi energi
dapat dinyatakan sebagai
a + rs + rd = 1 (7)
Semua koefisien ini biasanya tergantung pada permukaan
materi suhu dan panjang gelombang dan insiden
sudut foton Bersama dengan emisivitas
e yang menggambarkan sifat re-radiasi IR set ini
parameter benar-benar mendefinisikan interaksi foton-permukaan
Rasio a = e dapat bervariasi atas berbagai
(Misalnya 098098 untuk cat hitam 079081 untuk sel surya
045080 untuk Kapton aluminized dan 007076 untuk perak
Teflon)
Bila diasumsikan titik sumber radiasi pada jarak tak terbatas
dari satelit maka gaya radiasi yang dihasilkan
6
~ Fr dapat digambarkan sebagai
~ Fr =
4a
n = 1
˙ en
c
Apakah f ~ Crn (8)
dimana n = 1 sampai 4 mewakili langsung Bumi Albedo Bumi
IR dan radiasi termal ˙ en adalah fluks energi pada masing-masing
panjang gelombang c adalah kecepatan cahaya dan Apakah f adalah
referensi pesawat ruang angkasa penampang Kekuatan radiasi
koefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapat
ditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangi
Sebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasi
source)
~ Crn =
1
Apakah f Z (An)
~ Crn (~ r) dA (9)
Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dA
di lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadian
arah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n dan dengan
frekuensi refleksi sifat tergantung (di mana
telah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7)
~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 1048576 RSN) ~ un +
2
3
s
c
enT4
w ~ n
+ (~ Un ~ n) 2rsn (~ un ~ n) 1048576
2
3
RDN ~ n (10)
Untuk tujuan implementasi software koefisien radiasi
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
konsentrasi jumlah kepadatan dan jumlah yang diturunkan
(Mis gratis panjang jalan rata-rata) yang diketahui bervariasi
dengan waktu setempat tlst surya geografis bujur l geodesi
lintang f hari tahun td berarti fluks matahari macr F10 7
(Rata-rata lebih dari 81 hari = 3 rotasi matahari) sebenarnya surya
fluks F10 7 dan arus geomagnetik aktivitas Ap The diurnal
(Hari malam) profil variasi T r nO dan Nhe
ditunjukkan pada Gambar 3 sampai 6 untuk pada ketinggian orbit
ERS-1 dan 2 Suhu puncak dan puncak
konsentrasi oksigen atom dominan erat mengikuti
Titik sub-surya (yang di tlst = 12 jam) dengan penundaan
3 sampai 4 jam Konsentrasi puncak ringan
spesies helium bagaimanapun adalah lebih dekat ke titik anti-surya
sebagai konsekuensi dari difusi termal Yang disebut helium
tonjolan di belahan bumi musim dingin terlihat jelas
Termosfer dijelaskan oleh model MSISe-90
4
Gambar 5 Variasi diurnal konsentrasi atom oksigen
menurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat
10 +11 = 1 m3 kondisi summer solstice 780 km ketinggian
berarti kegiatan)
Gambar 6 Variasi diurnal konsentrasi helium atom
menurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat
10 +11 = 1 m3 kondisi summer solstice 780 km ketinggian
berarti kegiatan)
(Hedin (1987) dan Hedin (1991a)) didasarkan pada asumsi
ofmass transportasi melalui proses difusi dalam kesetimbangan
kondisi Menurut Hedin (1991b) namun
ada juga angin thermospheric dengan arah
hampir secara eksklusif pada bidang horisontal dan dengan kecepatan
mencapai 500 m s dan banyak lagi Pola angin ini
sangat erat kaitannya dengan hari malam terminator
dengan largestmagnitudes di daerah kutub menuju malam
belahan Karena peningkatan viskositas dengan ketinggian
besarnya angin ini mengurangi menuju
thermopause
32 Koefisien aerodinamis satelit yang
Untuk pesawat ruang angkasa yang bergerak melalui bagian atas atmosfer
dengan kecepatan relatif yen U dan crosssection berarti
Are f kekuatan aerodinamis ditemui ~ Fa dapat
dihitung dengan penjumlahan kontribusi individu
dari semua 7 konstituen atmosfer (i = 1 sampai 7 untuk
N2 O Dia H O2 Ar dan N) dengan kepadatan parsial ri
~ Fa =
7A
i = 1
1
2
Apakah ri f U2 yen ~ Cai (1)
Dalam persamaan ini semua karakteristik gaya aerodinamika yang
terkonsentrasi di ~ Cai yang merupakan fungsi dari pesawat ruang angkasa
geometri sifat permukaannya dan sikap relatif
untuk aliran udara Jika kita menganggap bahwa sebagian kecil sd (di mana
0 sd 1) dari molekul masuk difus tercermin
menurut distribusi Lambert dan bahwa
komplemen specularly tercermin maka kontribusi lokal
ke ~ Cai dapat digambarkan secara analitis
~ Cai =
1
Apakah f Z (A) 1048576 sd ~ ci d (~ r) + (1 1048576 sd) ~ ci S (~ r) dA (2)
Jumlah vektor ~ ci d (S yen i Tw = T yen) dan ~ ci s (S yen i) adalah
diffuse dan specular koefisien refleksi permukaan
Elemen dA pada posisi ~ r pada bagian pesawat ruang angkasa
permukaan A yang terkena aliran udara ~ Ci d memiliki komponen
normal dan tangensial dengan elemen permukaan (bersama
~ N ~ dan t) di mana normal (= tekanan) kontribusi adalah
juga tergantung di dinding suhu Tw ~ Ci s hanya memberikan kontribusi
dengan gaya normal lokal
~ Ci d = 1
pp
P (Sni)
yen S2 i
+
1
2rTw
yen T
c (Sni)
S2 yen i ~ N
+ 1
pp
Sti c (Sni)
yen S2 i ~ T (3)
~ Ci s =
2
pp
P (Sni)
yen S2 i
~ N (4)
Jumlah tambahan P (Sni) dan c (Sni) didefinisikan sebagai
P (Sni) = Sni exp 1048576 1048576 S2
ni + Pp S2
ni +
1
2 (1 + erf (Sni))
c (Sni) = exp 1048576 1048576 S2
ni + PpSni (1 + erf (Sni))
Di sini S yen i = pMiU2 yen = yen 2kT adalah rasio kecepatan molekul
(Gratis aliran kecepatan U yen dibagi oleh paling mungkin
kecepatan termal dari spesies atmosfer-i) Mi adalah
massa molar dari kontribusi jenis gas T yen adalah ambient
suhu dan k adalah konstanta Boltzmann Sni dan
IMS merupakan komponen normal dan tangensial S yen i untuk
elemen tertentu dari permukaan pesawat ruang angkasa terkena A
di mana pasukan yang terintegrasi
Program Angara (Fritsche et al (1998)) menggunakan
metode yang dijelaskan untuk menghitung koefisien aerodinamis
kekuatan dan torsi dengan cara analitik (yang disebut Integral
Metode) Atau numerik Monte-Carlo Test-
Partikel (MCTP) Cara diimplementasikan Kedua metode
pertimbangkan membayangi geometris dalam analisis mereka tetapi
MCTP juga mempertimbangkan beberapa refleksi dan alternatif
model interaksi permukaan yang lebih rinci menurut
Schaaf dan Chambre
4 RADIASI gangguan PRESSURE
Tekanan radiasi adalah dominan gangguan non-gravitasi
pada ketinggian satelit di atas 500 km sampai 600 km
5
(Tergantung pada aktivitas matahari) Agar signifikansi
ada empat sumber radiasi utama radiasi langsung
dari Matahari Albedo re-radiasi yang dipantulkan dari
Bumi belahan diterangi semakin seragam dipancarkan kembali
Bumi radiasi IR dan disutradarai radiasi IR yang dipancarkan
dari pesawat ruang angkasa (dilambangkan sebagai dorong termal) Itu
sumber kontribusi tersebut dan perhitungan
Pasukan gangguan mereka akan dibahas selanjutnya
Gambar 7 Planetary Albedo peta terdiri dari NOAA-9
data (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
Gambar 8 Bumi IR re-radiasi peta terdiri dari
Data Erbe (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
41 Model Sumber Radiasi
Fluks energi matahari memiliki distribusi spektral yang
erat mengikuti hukum Planck untuk radiator benda hitam dari
berarti suhu T = T = 5 785K Puncak
fluks energi (digambarkan dengan rumus Wien) dicapai dalam
cahaya tampak Mengintegrasikan Matahari spektrum radiasi
atas semua frekuensi mengarah ke fluks energi ˙ e (r) = ˙ e
di permukaan Matahari menurut Stefan-Boltzmann
hukum
˙ e = ST4 (5)
di mana s = 567 10 1048576 8Wm 1048576 2K 1048576 4)
Fluks energi awal dari ˙ e (r) = ˙ e = 604 107W = m2
direduksi menjadi nilai rata-rata ˙ e (r) = 1370W = m2 di
jarak r Bumi dengan variasi tahunan 0303
karena eksentrisitas orbit Bumi Sekitar 33 dari
energi datang dipantulkan dalam spektrum cahaya tampak
dari atas awan dari atmosfer
dan dari permukaan Bumi Gambar 7 menunjukkan
dihasilkan planet albedo distribusi Bumi untuk
Maret 1985 (NOAA-9 Data NASA (1996)) Terbesar
albedo yang diamati di daerah kutub karena salju dan
lapisan es sementara albedo khatulistiwa umumnya lebih kecil
Re-radiasi dari Bumi Albedo hanya efektif untuk
bagian-bagian permukaan dan suasana yang terletak
di belahan bumi Sun-diterangi
Sumber sekunder lain re-radiasi adalah timedelayed
dan frekuensi bergeser kembali emisi dalam panjang gelombang IR
dari 67 dari fluks energi surya yang diserap
oleh atmosfer bumi benua dan
lautan Gambar 8 menunjukkan distribusi global terestrial
IR fluks energi seperti yang diamati oleh satelit Erbe
(Bumi Radiasi Percobaan Anggaran NASA (1996))
Maret 1985 Ini re-radiasi hampir independen
kondisi pencahayaan dengan tingkat rata-rata
˙ e = 234W = m2 sesuai dengan radiator benda hitam
dengan suhu T = 253K
Bila dilihat dari Bumi jarak heliosentrik rata-rata
0105 106 km (1 satuan astronomi) Matahari mencakup padat
sudut sekitar 005 Ini sumber cahaya perpanjangan terbatas
menyebabkan bayangan inti (umbra) dan daerah bayangan setengah
(Pen-umbra) pada orbit satelit yang melewati
gerhana Tepi wilayah bayangan inti juga menerima
radiasi karena pembiasan atmosfer yang dapat menyebabkan
defleksi sinar matahari hingga 0103 meningkatkan geometris
didefinisikan semi-bayangan daerah (dengan sudut kerucut
dari sekitar 005) hingga faktor 7
Satelit tidak hanya menerima dan mencerminkan radiasi matahari langsung
tetapi mereka juga memanas karena eksternal dan internal
input energi Sebuah re-emisi non-seragam energi ini
di atas permukaan pesawat ruang angkasa (misalnya akibat membayangi) dapat
menyebabkan kekuatan non-nol (Antreasian amp Rosborough (1992)
dan Powell amp Gaposhkin (1988)) Efek seperti memiliki
telah diamati untuk satelit GPS karena energi panas
emisi dari panel radiator mereka
42 Koefisien Radiasi dari satelit yang
Radiasi fluks energi ˙ e yang dicegat oleh satelit
pada frekuensi tertentu n sesuai dengan pelampiasan foton
tingkat
˙ ˙ np = e = (hn) (6)
dimana h = 6625 10 1048576 34 Js adalah konstanta Planck Dari
foton masuk sebagian kecil yang diserap sebagian rs
adalah specularly tercermin dan rd Fraksi difus tercermin
menurut distribusi Lambert (cosinus hukum)
Jika kita menganggap permukaan non-transparan konservasi energi
dapat dinyatakan sebagai
a + rs + rd = 1 (7)
Semua koefisien ini biasanya tergantung pada permukaan
materi suhu dan panjang gelombang dan insiden
sudut foton Bersama dengan emisivitas
e yang menggambarkan sifat re-radiasi IR set ini
parameter benar-benar mendefinisikan interaksi foton-permukaan
Rasio a = e dapat bervariasi atas berbagai
(Misalnya 098098 untuk cat hitam 079081 untuk sel surya
045080 untuk Kapton aluminized dan 007076 untuk perak
Teflon)
Bila diasumsikan titik sumber radiasi pada jarak tak terbatas
dari satelit maka gaya radiasi yang dihasilkan
6
~ Fr dapat digambarkan sebagai
~ Fr =
4a
n = 1
˙ en
c
Apakah f ~ Crn (8)
dimana n = 1 sampai 4 mewakili langsung Bumi Albedo Bumi
IR dan radiasi termal ˙ en adalah fluks energi pada masing-masing
panjang gelombang c adalah kecepatan cahaya dan Apakah f adalah
referensi pesawat ruang angkasa penampang Kekuatan radiasi
koefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapat
ditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangi
Sebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasi
source)
~ Crn =
1
Apakah f Z (An)
~ Crn (~ r) dA (9)
Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dA
di lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadian
arah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n dan dengan
frekuensi refleksi sifat tergantung (di mana
telah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7)
~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 1048576 RSN) ~ un +
2
3
s
c
enT4
w ~ n
+ (~ Un ~ n) 2rsn (~ un ~ n) 1048576
2
3
RDN ~ n (10)
Untuk tujuan implementasi software koefisien radiasi
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
kondisi Menurut Hedin (1991b) namun
ada juga angin thermospheric dengan arah
hampir secara eksklusif pada bidang horisontal dan dengan kecepatan
mencapai 500 m s dan banyak lagi Pola angin ini
sangat erat kaitannya dengan hari malam terminator
dengan largestmagnitudes di daerah kutub menuju malam
belahan Karena peningkatan viskositas dengan ketinggian
besarnya angin ini mengurangi menuju
thermopause
32 Koefisien aerodinamis satelit yang
Untuk pesawat ruang angkasa yang bergerak melalui bagian atas atmosfer
dengan kecepatan relatif yen U dan crosssection berarti
Are f kekuatan aerodinamis ditemui ~ Fa dapat
dihitung dengan penjumlahan kontribusi individu
dari semua 7 konstituen atmosfer (i = 1 sampai 7 untuk
N2 O Dia H O2 Ar dan N) dengan kepadatan parsial ri
~ Fa =
7A
i = 1
1
2
Apakah ri f U2 yen ~ Cai (1)
Dalam persamaan ini semua karakteristik gaya aerodinamika yang
terkonsentrasi di ~ Cai yang merupakan fungsi dari pesawat ruang angkasa
geometri sifat permukaannya dan sikap relatif
untuk aliran udara Jika kita menganggap bahwa sebagian kecil sd (di mana
0 sd 1) dari molekul masuk difus tercermin
menurut distribusi Lambert dan bahwa
komplemen specularly tercermin maka kontribusi lokal
ke ~ Cai dapat digambarkan secara analitis
~ Cai =
1
Apakah f Z (A) 1048576 sd ~ ci d (~ r) + (1 1048576 sd) ~ ci S (~ r) dA (2)
Jumlah vektor ~ ci d (S yen i Tw = T yen) dan ~ ci s (S yen i) adalah
diffuse dan specular koefisien refleksi permukaan
Elemen dA pada posisi ~ r pada bagian pesawat ruang angkasa
permukaan A yang terkena aliran udara ~ Ci d memiliki komponen
normal dan tangensial dengan elemen permukaan (bersama
~ N ~ dan t) di mana normal (= tekanan) kontribusi adalah
juga tergantung di dinding suhu Tw ~ Ci s hanya memberikan kontribusi
dengan gaya normal lokal
~ Ci d = 1
pp
P (Sni)
yen S2 i
+
1
2rTw
yen T
c (Sni)
S2 yen i ~ N
+ 1
pp
Sti c (Sni)
yen S2 i ~ T (3)
~ Ci s =
2
pp
P (Sni)
yen S2 i
~ N (4)
Jumlah tambahan P (Sni) dan c (Sni) didefinisikan sebagai
P (Sni) = Sni exp 1048576 1048576 S2
ni + Pp S2
ni +
1
2 (1 + erf (Sni))
c (Sni) = exp 1048576 1048576 S2
ni + PpSni (1 + erf (Sni))
Di sini S yen i = pMiU2 yen = yen 2kT adalah rasio kecepatan molekul
(Gratis aliran kecepatan U yen dibagi oleh paling mungkin
kecepatan termal dari spesies atmosfer-i) Mi adalah
massa molar dari kontribusi jenis gas T yen adalah ambient
suhu dan k adalah konstanta Boltzmann Sni dan
IMS merupakan komponen normal dan tangensial S yen i untuk
elemen tertentu dari permukaan pesawat ruang angkasa terkena A
di mana pasukan yang terintegrasi
Program Angara (Fritsche et al (1998)) menggunakan
metode yang dijelaskan untuk menghitung koefisien aerodinamis
kekuatan dan torsi dengan cara analitik (yang disebut Integral
Metode) Atau numerik Monte-Carlo Test-
Partikel (MCTP) Cara diimplementasikan Kedua metode
pertimbangkan membayangi geometris dalam analisis mereka tetapi
MCTP juga mempertimbangkan beberapa refleksi dan alternatif
model interaksi permukaan yang lebih rinci menurut
Schaaf dan Chambre
4 RADIASI gangguan PRESSURE
Tekanan radiasi adalah dominan gangguan non-gravitasi
pada ketinggian satelit di atas 500 km sampai 600 km
5
(Tergantung pada aktivitas matahari) Agar signifikansi
ada empat sumber radiasi utama radiasi langsung
dari Matahari Albedo re-radiasi yang dipantulkan dari
Bumi belahan diterangi semakin seragam dipancarkan kembali
Bumi radiasi IR dan disutradarai radiasi IR yang dipancarkan
dari pesawat ruang angkasa (dilambangkan sebagai dorong termal) Itu
sumber kontribusi tersebut dan perhitungan
Pasukan gangguan mereka akan dibahas selanjutnya
Gambar 7 Planetary Albedo peta terdiri dari NOAA-9
data (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
Gambar 8 Bumi IR re-radiasi peta terdiri dari
Data Erbe (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
41 Model Sumber Radiasi
Fluks energi matahari memiliki distribusi spektral yang
erat mengikuti hukum Planck untuk radiator benda hitam dari
berarti suhu T = T = 5 785K Puncak
fluks energi (digambarkan dengan rumus Wien) dicapai dalam
cahaya tampak Mengintegrasikan Matahari spektrum radiasi
atas semua frekuensi mengarah ke fluks energi ˙ e (r) = ˙ e
di permukaan Matahari menurut Stefan-Boltzmann
hukum
˙ e = ST4 (5)
di mana s = 567 10 1048576 8Wm 1048576 2K 1048576 4)
Fluks energi awal dari ˙ e (r) = ˙ e = 604 107W = m2
direduksi menjadi nilai rata-rata ˙ e (r) = 1370W = m2 di
jarak r Bumi dengan variasi tahunan 0303
karena eksentrisitas orbit Bumi Sekitar 33 dari
energi datang dipantulkan dalam spektrum cahaya tampak
dari atas awan dari atmosfer
dan dari permukaan Bumi Gambar 7 menunjukkan
dihasilkan planet albedo distribusi Bumi untuk
Maret 1985 (NOAA-9 Data NASA (1996)) Terbesar
albedo yang diamati di daerah kutub karena salju dan
lapisan es sementara albedo khatulistiwa umumnya lebih kecil
Re-radiasi dari Bumi Albedo hanya efektif untuk
bagian-bagian permukaan dan suasana yang terletak
di belahan bumi Sun-diterangi
Sumber sekunder lain re-radiasi adalah timedelayed
dan frekuensi bergeser kembali emisi dalam panjang gelombang IR
dari 67 dari fluks energi surya yang diserap
oleh atmosfer bumi benua dan
lautan Gambar 8 menunjukkan distribusi global terestrial
IR fluks energi seperti yang diamati oleh satelit Erbe
(Bumi Radiasi Percobaan Anggaran NASA (1996))
Maret 1985 Ini re-radiasi hampir independen
kondisi pencahayaan dengan tingkat rata-rata
˙ e = 234W = m2 sesuai dengan radiator benda hitam
dengan suhu T = 253K
Bila dilihat dari Bumi jarak heliosentrik rata-rata
0105 106 km (1 satuan astronomi) Matahari mencakup padat
sudut sekitar 005 Ini sumber cahaya perpanjangan terbatas
menyebabkan bayangan inti (umbra) dan daerah bayangan setengah
(Pen-umbra) pada orbit satelit yang melewati
gerhana Tepi wilayah bayangan inti juga menerima
radiasi karena pembiasan atmosfer yang dapat menyebabkan
defleksi sinar matahari hingga 0103 meningkatkan geometris
didefinisikan semi-bayangan daerah (dengan sudut kerucut
dari sekitar 005) hingga faktor 7
Satelit tidak hanya menerima dan mencerminkan radiasi matahari langsung
tetapi mereka juga memanas karena eksternal dan internal
input energi Sebuah re-emisi non-seragam energi ini
di atas permukaan pesawat ruang angkasa (misalnya akibat membayangi) dapat
menyebabkan kekuatan non-nol (Antreasian amp Rosborough (1992)
dan Powell amp Gaposhkin (1988)) Efek seperti memiliki
telah diamati untuk satelit GPS karena energi panas
emisi dari panel radiator mereka
42 Koefisien Radiasi dari satelit yang
Radiasi fluks energi ˙ e yang dicegat oleh satelit
pada frekuensi tertentu n sesuai dengan pelampiasan foton
tingkat
˙ ˙ np = e = (hn) (6)
dimana h = 6625 10 1048576 34 Js adalah konstanta Planck Dari
foton masuk sebagian kecil yang diserap sebagian rs
adalah specularly tercermin dan rd Fraksi difus tercermin
menurut distribusi Lambert (cosinus hukum)
Jika kita menganggap permukaan non-transparan konservasi energi
dapat dinyatakan sebagai
a + rs + rd = 1 (7)
Semua koefisien ini biasanya tergantung pada permukaan
materi suhu dan panjang gelombang dan insiden
sudut foton Bersama dengan emisivitas
e yang menggambarkan sifat re-radiasi IR set ini
parameter benar-benar mendefinisikan interaksi foton-permukaan
Rasio a = e dapat bervariasi atas berbagai
(Misalnya 098098 untuk cat hitam 079081 untuk sel surya
045080 untuk Kapton aluminized dan 007076 untuk perak
Teflon)
Bila diasumsikan titik sumber radiasi pada jarak tak terbatas
dari satelit maka gaya radiasi yang dihasilkan
6
~ Fr dapat digambarkan sebagai
~ Fr =
4a
n = 1
˙ en
c
Apakah f ~ Crn (8)
dimana n = 1 sampai 4 mewakili langsung Bumi Albedo Bumi
IR dan radiasi termal ˙ en adalah fluks energi pada masing-masing
panjang gelombang c adalah kecepatan cahaya dan Apakah f adalah
referensi pesawat ruang angkasa penampang Kekuatan radiasi
koefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapat
ditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangi
Sebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasi
source)
~ Crn =
1
Apakah f Z (An)
~ Crn (~ r) dA (9)
Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dA
di lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadian
arah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n dan dengan
frekuensi refleksi sifat tergantung (di mana
telah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7)
~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 1048576 RSN) ~ un +
2
3
s
c
enT4
w ~ n
+ (~ Un ~ n) 2rsn (~ un ~ n) 1048576
2
3
RDN ~ n (10)
Untuk tujuan implementasi software koefisien radiasi
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
menurut distribusi Lambert dan bahwa
komplemen specularly tercermin maka kontribusi lokal
ke ~ Cai dapat digambarkan secara analitis
~ Cai =
1
Apakah f Z (A) 1048576 sd ~ ci d (~ r) + (1 1048576 sd) ~ ci S (~ r) dA (2)
Jumlah vektor ~ ci d (S yen i Tw = T yen) dan ~ ci s (S yen i) adalah
diffuse dan specular koefisien refleksi permukaan
Elemen dA pada posisi ~ r pada bagian pesawat ruang angkasa
permukaan A yang terkena aliran udara ~ Ci d memiliki komponen
normal dan tangensial dengan elemen permukaan (bersama
~ N ~ dan t) di mana normal (= tekanan) kontribusi adalah
juga tergantung di dinding suhu Tw ~ Ci s hanya memberikan kontribusi
dengan gaya normal lokal
~ Ci d = 1
pp
P (Sni)
yen S2 i
+
1
2rTw
yen T
c (Sni)
S2 yen i ~ N
+ 1
pp
Sti c (Sni)
yen S2 i ~ T (3)
~ Ci s =
2
pp
P (Sni)
yen S2 i
~ N (4)
Jumlah tambahan P (Sni) dan c (Sni) didefinisikan sebagai
P (Sni) = Sni exp 1048576 1048576 S2
ni + Pp S2
ni +
1
2 (1 + erf (Sni))
c (Sni) = exp 1048576 1048576 S2
ni + PpSni (1 + erf (Sni))
Di sini S yen i = pMiU2 yen = yen 2kT adalah rasio kecepatan molekul
(Gratis aliran kecepatan U yen dibagi oleh paling mungkin
kecepatan termal dari spesies atmosfer-i) Mi adalah
massa molar dari kontribusi jenis gas T yen adalah ambient
suhu dan k adalah konstanta Boltzmann Sni dan
IMS merupakan komponen normal dan tangensial S yen i untuk
elemen tertentu dari permukaan pesawat ruang angkasa terkena A
di mana pasukan yang terintegrasi
Program Angara (Fritsche et al (1998)) menggunakan
metode yang dijelaskan untuk menghitung koefisien aerodinamis
kekuatan dan torsi dengan cara analitik (yang disebut Integral
Metode) Atau numerik Monte-Carlo Test-
Partikel (MCTP) Cara diimplementasikan Kedua metode
pertimbangkan membayangi geometris dalam analisis mereka tetapi
MCTP juga mempertimbangkan beberapa refleksi dan alternatif
model interaksi permukaan yang lebih rinci menurut
Schaaf dan Chambre
4 RADIASI gangguan PRESSURE
Tekanan radiasi adalah dominan gangguan non-gravitasi
pada ketinggian satelit di atas 500 km sampai 600 km
5
(Tergantung pada aktivitas matahari) Agar signifikansi
ada empat sumber radiasi utama radiasi langsung
dari Matahari Albedo re-radiasi yang dipantulkan dari
Bumi belahan diterangi semakin seragam dipancarkan kembali
Bumi radiasi IR dan disutradarai radiasi IR yang dipancarkan
dari pesawat ruang angkasa (dilambangkan sebagai dorong termal) Itu
sumber kontribusi tersebut dan perhitungan
Pasukan gangguan mereka akan dibahas selanjutnya
Gambar 7 Planetary Albedo peta terdiri dari NOAA-9
data (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
Gambar 8 Bumi IR re-radiasi peta terdiri dari
Data Erbe (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
41 Model Sumber Radiasi
Fluks energi matahari memiliki distribusi spektral yang
erat mengikuti hukum Planck untuk radiator benda hitam dari
berarti suhu T = T = 5 785K Puncak
fluks energi (digambarkan dengan rumus Wien) dicapai dalam
cahaya tampak Mengintegrasikan Matahari spektrum radiasi
atas semua frekuensi mengarah ke fluks energi ˙ e (r) = ˙ e
di permukaan Matahari menurut Stefan-Boltzmann
hukum
˙ e = ST4 (5)
di mana s = 567 10 1048576 8Wm 1048576 2K 1048576 4)
Fluks energi awal dari ˙ e (r) = ˙ e = 604 107W = m2
direduksi menjadi nilai rata-rata ˙ e (r) = 1370W = m2 di
jarak r Bumi dengan variasi tahunan 0303
karena eksentrisitas orbit Bumi Sekitar 33 dari
energi datang dipantulkan dalam spektrum cahaya tampak
dari atas awan dari atmosfer
dan dari permukaan Bumi Gambar 7 menunjukkan
dihasilkan planet albedo distribusi Bumi untuk
Maret 1985 (NOAA-9 Data NASA (1996)) Terbesar
albedo yang diamati di daerah kutub karena salju dan
lapisan es sementara albedo khatulistiwa umumnya lebih kecil
Re-radiasi dari Bumi Albedo hanya efektif untuk
bagian-bagian permukaan dan suasana yang terletak
di belahan bumi Sun-diterangi
Sumber sekunder lain re-radiasi adalah timedelayed
dan frekuensi bergeser kembali emisi dalam panjang gelombang IR
dari 67 dari fluks energi surya yang diserap
oleh atmosfer bumi benua dan
lautan Gambar 8 menunjukkan distribusi global terestrial
IR fluks energi seperti yang diamati oleh satelit Erbe
(Bumi Radiasi Percobaan Anggaran NASA (1996))
Maret 1985 Ini re-radiasi hampir independen
kondisi pencahayaan dengan tingkat rata-rata
˙ e = 234W = m2 sesuai dengan radiator benda hitam
dengan suhu T = 253K
Bila dilihat dari Bumi jarak heliosentrik rata-rata
0105 106 km (1 satuan astronomi) Matahari mencakup padat
sudut sekitar 005 Ini sumber cahaya perpanjangan terbatas
menyebabkan bayangan inti (umbra) dan daerah bayangan setengah
(Pen-umbra) pada orbit satelit yang melewati
gerhana Tepi wilayah bayangan inti juga menerima
radiasi karena pembiasan atmosfer yang dapat menyebabkan
defleksi sinar matahari hingga 0103 meningkatkan geometris
didefinisikan semi-bayangan daerah (dengan sudut kerucut
dari sekitar 005) hingga faktor 7
Satelit tidak hanya menerima dan mencerminkan radiasi matahari langsung
tetapi mereka juga memanas karena eksternal dan internal
input energi Sebuah re-emisi non-seragam energi ini
di atas permukaan pesawat ruang angkasa (misalnya akibat membayangi) dapat
menyebabkan kekuatan non-nol (Antreasian amp Rosborough (1992)
dan Powell amp Gaposhkin (1988)) Efek seperti memiliki
telah diamati untuk satelit GPS karena energi panas
emisi dari panel radiator mereka
42 Koefisien Radiasi dari satelit yang
Radiasi fluks energi ˙ e yang dicegat oleh satelit
pada frekuensi tertentu n sesuai dengan pelampiasan foton
tingkat
˙ ˙ np = e = (hn) (6)
dimana h = 6625 10 1048576 34 Js adalah konstanta Planck Dari
foton masuk sebagian kecil yang diserap sebagian rs
adalah specularly tercermin dan rd Fraksi difus tercermin
menurut distribusi Lambert (cosinus hukum)
Jika kita menganggap permukaan non-transparan konservasi energi
dapat dinyatakan sebagai
a + rs + rd = 1 (7)
Semua koefisien ini biasanya tergantung pada permukaan
materi suhu dan panjang gelombang dan insiden
sudut foton Bersama dengan emisivitas
e yang menggambarkan sifat re-radiasi IR set ini
parameter benar-benar mendefinisikan interaksi foton-permukaan
Rasio a = e dapat bervariasi atas berbagai
(Misalnya 098098 untuk cat hitam 079081 untuk sel surya
045080 untuk Kapton aluminized dan 007076 untuk perak
Teflon)
Bila diasumsikan titik sumber radiasi pada jarak tak terbatas
dari satelit maka gaya radiasi yang dihasilkan
6
~ Fr dapat digambarkan sebagai
~ Fr =
4a
n = 1
˙ en
c
Apakah f ~ Crn (8)
dimana n = 1 sampai 4 mewakili langsung Bumi Albedo Bumi
IR dan radiasi termal ˙ en adalah fluks energi pada masing-masing
panjang gelombang c adalah kecepatan cahaya dan Apakah f adalah
referensi pesawat ruang angkasa penampang Kekuatan radiasi
koefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapat
ditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangi
Sebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasi
source)
~ Crn =
1
Apakah f Z (An)
~ Crn (~ r) dA (9)
Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dA
di lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadian
arah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n dan dengan
frekuensi refleksi sifat tergantung (di mana
telah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7)
~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 1048576 RSN) ~ un +
2
3
s
c
enT4
w ~ n
+ (~ Un ~ n) 2rsn (~ un ~ n) 1048576
2
3
RDN ~ n (10)
Untuk tujuan implementasi software koefisien radiasi
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
yen S2 i ~ T (3)
~ Ci s =
2
pp
P (Sni)
yen S2 i
~ N (4)
Jumlah tambahan P (Sni) dan c (Sni) didefinisikan sebagai
P (Sni) = Sni exp 1048576 1048576 S2
ni + Pp S2
ni +
1
2 (1 + erf (Sni))
c (Sni) = exp 1048576 1048576 S2
ni + PpSni (1 + erf (Sni))
Di sini S yen i = pMiU2 yen = yen 2kT adalah rasio kecepatan molekul
(Gratis aliran kecepatan U yen dibagi oleh paling mungkin
kecepatan termal dari spesies atmosfer-i) Mi adalah
massa molar dari kontribusi jenis gas T yen adalah ambient
suhu dan k adalah konstanta Boltzmann Sni dan
IMS merupakan komponen normal dan tangensial S yen i untuk
elemen tertentu dari permukaan pesawat ruang angkasa terkena A
di mana pasukan yang terintegrasi
Program Angara (Fritsche et al (1998)) menggunakan
metode yang dijelaskan untuk menghitung koefisien aerodinamis
kekuatan dan torsi dengan cara analitik (yang disebut Integral
Metode) Atau numerik Monte-Carlo Test-
Partikel (MCTP) Cara diimplementasikan Kedua metode
pertimbangkan membayangi geometris dalam analisis mereka tetapi
MCTP juga mempertimbangkan beberapa refleksi dan alternatif
model interaksi permukaan yang lebih rinci menurut
Schaaf dan Chambre
4 RADIASI gangguan PRESSURE
Tekanan radiasi adalah dominan gangguan non-gravitasi
pada ketinggian satelit di atas 500 km sampai 600 km
5
(Tergantung pada aktivitas matahari) Agar signifikansi
ada empat sumber radiasi utama radiasi langsung
dari Matahari Albedo re-radiasi yang dipantulkan dari
Bumi belahan diterangi semakin seragam dipancarkan kembali
Bumi radiasi IR dan disutradarai radiasi IR yang dipancarkan
dari pesawat ruang angkasa (dilambangkan sebagai dorong termal) Itu
sumber kontribusi tersebut dan perhitungan
Pasukan gangguan mereka akan dibahas selanjutnya
Gambar 7 Planetary Albedo peta terdiri dari NOAA-9
data (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
Gambar 8 Bumi IR re-radiasi peta terdiri dari
Data Erbe (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
41 Model Sumber Radiasi
Fluks energi matahari memiliki distribusi spektral yang
erat mengikuti hukum Planck untuk radiator benda hitam dari
berarti suhu T = T = 5 785K Puncak
fluks energi (digambarkan dengan rumus Wien) dicapai dalam
cahaya tampak Mengintegrasikan Matahari spektrum radiasi
atas semua frekuensi mengarah ke fluks energi ˙ e (r) = ˙ e
di permukaan Matahari menurut Stefan-Boltzmann
hukum
˙ e = ST4 (5)
di mana s = 567 10 1048576 8Wm 1048576 2K 1048576 4)
Fluks energi awal dari ˙ e (r) = ˙ e = 604 107W = m2
direduksi menjadi nilai rata-rata ˙ e (r) = 1370W = m2 di
jarak r Bumi dengan variasi tahunan 0303
karena eksentrisitas orbit Bumi Sekitar 33 dari
energi datang dipantulkan dalam spektrum cahaya tampak
dari atas awan dari atmosfer
dan dari permukaan Bumi Gambar 7 menunjukkan
dihasilkan planet albedo distribusi Bumi untuk
Maret 1985 (NOAA-9 Data NASA (1996)) Terbesar
albedo yang diamati di daerah kutub karena salju dan
lapisan es sementara albedo khatulistiwa umumnya lebih kecil
Re-radiasi dari Bumi Albedo hanya efektif untuk
bagian-bagian permukaan dan suasana yang terletak
di belahan bumi Sun-diterangi
Sumber sekunder lain re-radiasi adalah timedelayed
dan frekuensi bergeser kembali emisi dalam panjang gelombang IR
dari 67 dari fluks energi surya yang diserap
oleh atmosfer bumi benua dan
lautan Gambar 8 menunjukkan distribusi global terestrial
IR fluks energi seperti yang diamati oleh satelit Erbe
(Bumi Radiasi Percobaan Anggaran NASA (1996))
Maret 1985 Ini re-radiasi hampir independen
kondisi pencahayaan dengan tingkat rata-rata
˙ e = 234W = m2 sesuai dengan radiator benda hitam
dengan suhu T = 253K
Bila dilihat dari Bumi jarak heliosentrik rata-rata
0105 106 km (1 satuan astronomi) Matahari mencakup padat
sudut sekitar 005 Ini sumber cahaya perpanjangan terbatas
menyebabkan bayangan inti (umbra) dan daerah bayangan setengah
(Pen-umbra) pada orbit satelit yang melewati
gerhana Tepi wilayah bayangan inti juga menerima
radiasi karena pembiasan atmosfer yang dapat menyebabkan
defleksi sinar matahari hingga 0103 meningkatkan geometris
didefinisikan semi-bayangan daerah (dengan sudut kerucut
dari sekitar 005) hingga faktor 7
Satelit tidak hanya menerima dan mencerminkan radiasi matahari langsung
tetapi mereka juga memanas karena eksternal dan internal
input energi Sebuah re-emisi non-seragam energi ini
di atas permukaan pesawat ruang angkasa (misalnya akibat membayangi) dapat
menyebabkan kekuatan non-nol (Antreasian amp Rosborough (1992)
dan Powell amp Gaposhkin (1988)) Efek seperti memiliki
telah diamati untuk satelit GPS karena energi panas
emisi dari panel radiator mereka
42 Koefisien Radiasi dari satelit yang
Radiasi fluks energi ˙ e yang dicegat oleh satelit
pada frekuensi tertentu n sesuai dengan pelampiasan foton
tingkat
˙ ˙ np = e = (hn) (6)
dimana h = 6625 10 1048576 34 Js adalah konstanta Planck Dari
foton masuk sebagian kecil yang diserap sebagian rs
adalah specularly tercermin dan rd Fraksi difus tercermin
menurut distribusi Lambert (cosinus hukum)
Jika kita menganggap permukaan non-transparan konservasi energi
dapat dinyatakan sebagai
a + rs + rd = 1 (7)
Semua koefisien ini biasanya tergantung pada permukaan
materi suhu dan panjang gelombang dan insiden
sudut foton Bersama dengan emisivitas
e yang menggambarkan sifat re-radiasi IR set ini
parameter benar-benar mendefinisikan interaksi foton-permukaan
Rasio a = e dapat bervariasi atas berbagai
(Misalnya 098098 untuk cat hitam 079081 untuk sel surya
045080 untuk Kapton aluminized dan 007076 untuk perak
Teflon)
Bila diasumsikan titik sumber radiasi pada jarak tak terbatas
dari satelit maka gaya radiasi yang dihasilkan
6
~ Fr dapat digambarkan sebagai
~ Fr =
4a
n = 1
˙ en
c
Apakah f ~ Crn (8)
dimana n = 1 sampai 4 mewakili langsung Bumi Albedo Bumi
IR dan radiasi termal ˙ en adalah fluks energi pada masing-masing
panjang gelombang c adalah kecepatan cahaya dan Apakah f adalah
referensi pesawat ruang angkasa penampang Kekuatan radiasi
koefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapat
ditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangi
Sebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasi
source)
~ Crn =
1
Apakah f Z (An)
~ Crn (~ r) dA (9)
Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dA
di lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadian
arah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n dan dengan
frekuensi refleksi sifat tergantung (di mana
telah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7)
~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 1048576 RSN) ~ un +
2
3
s
c
enT4
w ~ n
+ (~ Un ~ n) 2rsn (~ un ~ n) 1048576
2
3
RDN ~ n (10)
Untuk tujuan implementasi software koefisien radiasi
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
Partikel (MCTP) Cara diimplementasikan Kedua metode
pertimbangkan membayangi geometris dalam analisis mereka tetapi
MCTP juga mempertimbangkan beberapa refleksi dan alternatif
model interaksi permukaan yang lebih rinci menurut
Schaaf dan Chambre
4 RADIASI gangguan PRESSURE
Tekanan radiasi adalah dominan gangguan non-gravitasi
pada ketinggian satelit di atas 500 km sampai 600 km
5
(Tergantung pada aktivitas matahari) Agar signifikansi
ada empat sumber radiasi utama radiasi langsung
dari Matahari Albedo re-radiasi yang dipantulkan dari
Bumi belahan diterangi semakin seragam dipancarkan kembali
Bumi radiasi IR dan disutradarai radiasi IR yang dipancarkan
dari pesawat ruang angkasa (dilambangkan sebagai dorong termal) Itu
sumber kontribusi tersebut dan perhitungan
Pasukan gangguan mereka akan dibahas selanjutnya
Gambar 7 Planetary Albedo peta terdiri dari NOAA-9
data (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
Gambar 8 Bumi IR re-radiasi peta terdiri dari
Data Erbe (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985)
41 Model Sumber Radiasi
Fluks energi matahari memiliki distribusi spektral yang
erat mengikuti hukum Planck untuk radiator benda hitam dari
berarti suhu T = T = 5 785K Puncak
fluks energi (digambarkan dengan rumus Wien) dicapai dalam
cahaya tampak Mengintegrasikan Matahari spektrum radiasi
atas semua frekuensi mengarah ke fluks energi ˙ e (r) = ˙ e
di permukaan Matahari menurut Stefan-Boltzmann
hukum
˙ e = ST4 (5)
di mana s = 567 10 1048576 8Wm 1048576 2K 1048576 4)
Fluks energi awal dari ˙ e (r) = ˙ e = 604 107W = m2
direduksi menjadi nilai rata-rata ˙ e (r) = 1370W = m2 di
jarak r Bumi dengan variasi tahunan 0303
karena eksentrisitas orbit Bumi Sekitar 33 dari
energi datang dipantulkan dalam spektrum cahaya tampak
dari atas awan dari atmosfer
dan dari permukaan Bumi Gambar 7 menunjukkan
dihasilkan planet albedo distribusi Bumi untuk
Maret 1985 (NOAA-9 Data NASA (1996)) Terbesar
albedo yang diamati di daerah kutub karena salju dan
lapisan es sementara albedo khatulistiwa umumnya lebih kecil
Re-radiasi dari Bumi Albedo hanya efektif untuk
bagian-bagian permukaan dan suasana yang terletak
di belahan bumi Sun-diterangi
Sumber sekunder lain re-radiasi adalah timedelayed
dan frekuensi bergeser kembali emisi dalam panjang gelombang IR
dari 67 dari fluks energi surya yang diserap
oleh atmosfer bumi benua dan
lautan Gambar 8 menunjukkan distribusi global terestrial
IR fluks energi seperti yang diamati oleh satelit Erbe
(Bumi Radiasi Percobaan Anggaran NASA (1996))
Maret 1985 Ini re-radiasi hampir independen
kondisi pencahayaan dengan tingkat rata-rata
˙ e = 234W = m2 sesuai dengan radiator benda hitam
dengan suhu T = 253K
Bila dilihat dari Bumi jarak heliosentrik rata-rata
0105 106 km (1 satuan astronomi) Matahari mencakup padat
sudut sekitar 005 Ini sumber cahaya perpanjangan terbatas
menyebabkan bayangan inti (umbra) dan daerah bayangan setengah
(Pen-umbra) pada orbit satelit yang melewati
gerhana Tepi wilayah bayangan inti juga menerima
radiasi karena pembiasan atmosfer yang dapat menyebabkan
defleksi sinar matahari hingga 0103 meningkatkan geometris
didefinisikan semi-bayangan daerah (dengan sudut kerucut
dari sekitar 005) hingga faktor 7
Satelit tidak hanya menerima dan mencerminkan radiasi matahari langsung
tetapi mereka juga memanas karena eksternal dan internal
input energi Sebuah re-emisi non-seragam energi ini
di atas permukaan pesawat ruang angkasa (misalnya akibat membayangi) dapat
menyebabkan kekuatan non-nol (Antreasian amp Rosborough (1992)
dan Powell amp Gaposhkin (1988)) Efek seperti memiliki
telah diamati untuk satelit GPS karena energi panas
emisi dari panel radiator mereka
42 Koefisien Radiasi dari satelit yang
Radiasi fluks energi ˙ e yang dicegat oleh satelit
pada frekuensi tertentu n sesuai dengan pelampiasan foton
tingkat
˙ ˙ np = e = (hn) (6)
dimana h = 6625 10 1048576 34 Js adalah konstanta Planck Dari
foton masuk sebagian kecil yang diserap sebagian rs
adalah specularly tercermin dan rd Fraksi difus tercermin
menurut distribusi Lambert (cosinus hukum)
Jika kita menganggap permukaan non-transparan konservasi energi
dapat dinyatakan sebagai
a + rs + rd = 1 (7)
Semua koefisien ini biasanya tergantung pada permukaan
materi suhu dan panjang gelombang dan insiden
sudut foton Bersama dengan emisivitas
e yang menggambarkan sifat re-radiasi IR set ini
parameter benar-benar mendefinisikan interaksi foton-permukaan
Rasio a = e dapat bervariasi atas berbagai
(Misalnya 098098 untuk cat hitam 079081 untuk sel surya
045080 untuk Kapton aluminized dan 007076 untuk perak
Teflon)
Bila diasumsikan titik sumber radiasi pada jarak tak terbatas
dari satelit maka gaya radiasi yang dihasilkan
6
~ Fr dapat digambarkan sebagai
~ Fr =
4a
n = 1
˙ en
c
Apakah f ~ Crn (8)
dimana n = 1 sampai 4 mewakili langsung Bumi Albedo Bumi
IR dan radiasi termal ˙ en adalah fluks energi pada masing-masing
panjang gelombang c adalah kecepatan cahaya dan Apakah f adalah
referensi pesawat ruang angkasa penampang Kekuatan radiasi
koefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapat
ditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangi
Sebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasi
source)
~ Crn =
1
Apakah f Z (An)
~ Crn (~ r) dA (9)
Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dA
di lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadian
arah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n dan dengan
frekuensi refleksi sifat tergantung (di mana
telah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7)
~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 1048576 RSN) ~ un +
2
3
s
c
enT4
w ~ n
+ (~ Un ~ n) 2rsn (~ un ~ n) 1048576
2
3
RDN ~ n (10)
Untuk tujuan implementasi software koefisien radiasi
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
atas semua frekuensi mengarah ke fluks energi ˙ e (r) = ˙ e
di permukaan Matahari menurut Stefan-Boltzmann
hukum
˙ e = ST4 (5)
di mana s = 567 10 1048576 8Wm 1048576 2K 1048576 4)
Fluks energi awal dari ˙ e (r) = ˙ e = 604 107W = m2
direduksi menjadi nilai rata-rata ˙ e (r) = 1370W = m2 di
jarak r Bumi dengan variasi tahunan 0303
karena eksentrisitas orbit Bumi Sekitar 33 dari
energi datang dipantulkan dalam spektrum cahaya tampak
dari atas awan dari atmosfer
dan dari permukaan Bumi Gambar 7 menunjukkan
dihasilkan planet albedo distribusi Bumi untuk
Maret 1985 (NOAA-9 Data NASA (1996)) Terbesar
albedo yang diamati di daerah kutub karena salju dan
lapisan es sementara albedo khatulistiwa umumnya lebih kecil
Re-radiasi dari Bumi Albedo hanya efektif untuk
bagian-bagian permukaan dan suasana yang terletak
di belahan bumi Sun-diterangi
Sumber sekunder lain re-radiasi adalah timedelayed
dan frekuensi bergeser kembali emisi dalam panjang gelombang IR
dari 67 dari fluks energi surya yang diserap
oleh atmosfer bumi benua dan
lautan Gambar 8 menunjukkan distribusi global terestrial
IR fluks energi seperti yang diamati oleh satelit Erbe
(Bumi Radiasi Percobaan Anggaran NASA (1996))
Maret 1985 Ini re-radiasi hampir independen
kondisi pencahayaan dengan tingkat rata-rata
˙ e = 234W = m2 sesuai dengan radiator benda hitam
dengan suhu T = 253K
Bila dilihat dari Bumi jarak heliosentrik rata-rata
0105 106 km (1 satuan astronomi) Matahari mencakup padat
sudut sekitar 005 Ini sumber cahaya perpanjangan terbatas
menyebabkan bayangan inti (umbra) dan daerah bayangan setengah
(Pen-umbra) pada orbit satelit yang melewati
gerhana Tepi wilayah bayangan inti juga menerima
radiasi karena pembiasan atmosfer yang dapat menyebabkan
defleksi sinar matahari hingga 0103 meningkatkan geometris
didefinisikan semi-bayangan daerah (dengan sudut kerucut
dari sekitar 005) hingga faktor 7
Satelit tidak hanya menerima dan mencerminkan radiasi matahari langsung
tetapi mereka juga memanas karena eksternal dan internal
input energi Sebuah re-emisi non-seragam energi ini
di atas permukaan pesawat ruang angkasa (misalnya akibat membayangi) dapat
menyebabkan kekuatan non-nol (Antreasian amp Rosborough (1992)
dan Powell amp Gaposhkin (1988)) Efek seperti memiliki
telah diamati untuk satelit GPS karena energi panas
emisi dari panel radiator mereka
42 Koefisien Radiasi dari satelit yang
Radiasi fluks energi ˙ e yang dicegat oleh satelit
pada frekuensi tertentu n sesuai dengan pelampiasan foton
tingkat
˙ ˙ np = e = (hn) (6)
dimana h = 6625 10 1048576 34 Js adalah konstanta Planck Dari
foton masuk sebagian kecil yang diserap sebagian rs
adalah specularly tercermin dan rd Fraksi difus tercermin
menurut distribusi Lambert (cosinus hukum)
Jika kita menganggap permukaan non-transparan konservasi energi
dapat dinyatakan sebagai
a + rs + rd = 1 (7)
Semua koefisien ini biasanya tergantung pada permukaan
materi suhu dan panjang gelombang dan insiden
sudut foton Bersama dengan emisivitas
e yang menggambarkan sifat re-radiasi IR set ini
parameter benar-benar mendefinisikan interaksi foton-permukaan
Rasio a = e dapat bervariasi atas berbagai
(Misalnya 098098 untuk cat hitam 079081 untuk sel surya
045080 untuk Kapton aluminized dan 007076 untuk perak
Teflon)
Bila diasumsikan titik sumber radiasi pada jarak tak terbatas
dari satelit maka gaya radiasi yang dihasilkan
6
~ Fr dapat digambarkan sebagai
~ Fr =
4a
n = 1
˙ en
c
Apakah f ~ Crn (8)
dimana n = 1 sampai 4 mewakili langsung Bumi Albedo Bumi
IR dan radiasi termal ˙ en adalah fluks energi pada masing-masing
panjang gelombang c adalah kecepatan cahaya dan Apakah f adalah
referensi pesawat ruang angkasa penampang Kekuatan radiasi
koefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapat
ditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangi
Sebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasi
source)
~ Crn =
1
Apakah f Z (An)
~ Crn (~ r) dA (9)
Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dA
di lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadian
arah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n dan dengan
frekuensi refleksi sifat tergantung (di mana
telah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7)
~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 1048576 RSN) ~ un +
2
3
s
c
enT4
w ~ n
+ (~ Un ~ n) 2rsn (~ un ~ n) 1048576
2
3
RDN ~ n (10)
Untuk tujuan implementasi software koefisien radiasi
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
kondisi pencahayaan dengan tingkat rata-rata
˙ e = 234W = m2 sesuai dengan radiator benda hitam
dengan suhu T = 253K
Bila dilihat dari Bumi jarak heliosentrik rata-rata
0105 106 km (1 satuan astronomi) Matahari mencakup padat
sudut sekitar 005 Ini sumber cahaya perpanjangan terbatas
menyebabkan bayangan inti (umbra) dan daerah bayangan setengah
(Pen-umbra) pada orbit satelit yang melewati
gerhana Tepi wilayah bayangan inti juga menerima
radiasi karena pembiasan atmosfer yang dapat menyebabkan
defleksi sinar matahari hingga 0103 meningkatkan geometris
didefinisikan semi-bayangan daerah (dengan sudut kerucut
dari sekitar 005) hingga faktor 7
Satelit tidak hanya menerima dan mencerminkan radiasi matahari langsung
tetapi mereka juga memanas karena eksternal dan internal
input energi Sebuah re-emisi non-seragam energi ini
di atas permukaan pesawat ruang angkasa (misalnya akibat membayangi) dapat
menyebabkan kekuatan non-nol (Antreasian amp Rosborough (1992)
dan Powell amp Gaposhkin (1988)) Efek seperti memiliki
telah diamati untuk satelit GPS karena energi panas
emisi dari panel radiator mereka
42 Koefisien Radiasi dari satelit yang
Radiasi fluks energi ˙ e yang dicegat oleh satelit
pada frekuensi tertentu n sesuai dengan pelampiasan foton
tingkat
˙ ˙ np = e = (hn) (6)
dimana h = 6625 10 1048576 34 Js adalah konstanta Planck Dari
foton masuk sebagian kecil yang diserap sebagian rs
adalah specularly tercermin dan rd Fraksi difus tercermin
menurut distribusi Lambert (cosinus hukum)
Jika kita menganggap permukaan non-transparan konservasi energi
dapat dinyatakan sebagai
a + rs + rd = 1 (7)
Semua koefisien ini biasanya tergantung pada permukaan
materi suhu dan panjang gelombang dan insiden
sudut foton Bersama dengan emisivitas
e yang menggambarkan sifat re-radiasi IR set ini
parameter benar-benar mendefinisikan interaksi foton-permukaan
Rasio a = e dapat bervariasi atas berbagai
(Misalnya 098098 untuk cat hitam 079081 untuk sel surya
045080 untuk Kapton aluminized dan 007076 untuk perak
Teflon)
Bila diasumsikan titik sumber radiasi pada jarak tak terbatas
dari satelit maka gaya radiasi yang dihasilkan
6
~ Fr dapat digambarkan sebagai
~ Fr =
4a
n = 1
˙ en
c
Apakah f ~ Crn (8)
dimana n = 1 sampai 4 mewakili langsung Bumi Albedo Bumi
IR dan radiasi termal ˙ en adalah fluks energi pada masing-masing
panjang gelombang c adalah kecepatan cahaya dan Apakah f adalah
referensi pesawat ruang angkasa penampang Kekuatan radiasi
koefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapat
ditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangi
Sebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasi
source)
~ Crn =
1
Apakah f Z (An)
~ Crn (~ r) dA (9)
Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dA
di lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadian
arah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n dan dengan
frekuensi refleksi sifat tergantung (di mana
telah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7)
~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 1048576 RSN) ~ un +
2
3
s
c
enT4
w ~ n
+ (~ Un ~ n) 2rsn (~ un ~ n) 1048576
2
3
RDN ~ n (10)
Untuk tujuan implementasi software koefisien radiasi
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
foton masuk sebagian kecil yang diserap sebagian rs
adalah specularly tercermin dan rd Fraksi difus tercermin
menurut distribusi Lambert (cosinus hukum)
Jika kita menganggap permukaan non-transparan konservasi energi
dapat dinyatakan sebagai
a + rs + rd = 1 (7)
Semua koefisien ini biasanya tergantung pada permukaan
materi suhu dan panjang gelombang dan insiden
sudut foton Bersama dengan emisivitas
e yang menggambarkan sifat re-radiasi IR set ini
parameter benar-benar mendefinisikan interaksi foton-permukaan
Rasio a = e dapat bervariasi atas berbagai
(Misalnya 098098 untuk cat hitam 079081 untuk sel surya
045080 untuk Kapton aluminized dan 007076 untuk perak
Teflon)
Bila diasumsikan titik sumber radiasi pada jarak tak terbatas
dari satelit maka gaya radiasi yang dihasilkan
6
~ Fr dapat digambarkan sebagai
~ Fr =
4a
n = 1
˙ en
c
Apakah f ~ Crn (8)
dimana n = 1 sampai 4 mewakili langsung Bumi Albedo Bumi
IR dan radiasi termal ˙ en adalah fluks energi pada masing-masing
panjang gelombang c adalah kecepatan cahaya dan Apakah f adalah
referensi pesawat ruang angkasa penampang Kekuatan radiasi
koefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapat
ditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangi
Sebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasi
source)
~ Crn =
1
Apakah f Z (An)
~ Crn (~ r) dA (9)
Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dA
di lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadian
arah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n dan dengan
frekuensi refleksi sifat tergantung (di mana
telah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7)
~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 1048576 RSN) ~ un +
2
3
s
c
enT4
w ~ n
+ (~ Un ~ n) 2rsn (~ un ~ n) 1048576
2
3
RDN ~ n (10)
Untuk tujuan implementasi software koefisien radiasi
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
panjang gelombang c adalah kecepatan cahaya dan Apakah f adalah
referensi pesawat ruang angkasa penampang Kekuatan radiasi
koefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapat
ditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangi
Sebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasi
source)
~ Crn =
1
Apakah f Z (An)
~ Crn (~ r) dA (9)
Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dA
di lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadian
arah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n dan dengan
frekuensi refleksi sifat tergantung (di mana
telah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7)
~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 1048576 RSN) ~ un +
2
3
s
c
enT4
w ~ n
+ (~ Un ~ n) 2rsn (~ un ~ n) 1048576
2
3
RDN ~ n (10)
Untuk tujuan implementasi software koefisien radiasi
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empat
sumber utama Untuk masing-masing sumber satu yang paling mungkin
frekuensi diadopsi dan masukan radiasi non-seragam
distribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalah
discretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar dengan
masing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa
sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat
(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasus
albedo) Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termal
radiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalah
dipertimbangkan termasuk refraksi dan penyerapan terlihat
cahaya oleh atmosfer bumi
Serupa dengan analisis aerodinamis program Angara
(Fritsche et al (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifik
koefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasi
dengan menggunakan salah satu metode Integral analitis atau numerik
Monte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP) Sebagai
sebelumnya kedua metode pertimbangkan membayangi geometris tetapi
Metode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yang
dapat menjadi penting bagi torsi)
5 PEMBAHASAN HASIL
Pasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagai
Pasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit
Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi
(Yang mencapai sekitar 85 dari semua obyek dilacak)
hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energi
mempengaruhi tingkat peluruhan orbit dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbit
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
dalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 amp 2)
Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi dan dalam kasus yang sangat eksentrik
orbit (misalnya ISO) tekanan radiasi matahari menjadi
kekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikap
siklus pemeliharaan
Gambar 9 Model geometris dari ERS-1 satelit (atas)
dan dari satelit Envisat (bawah) seperti yang dihasilkan dan
digunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagai
sisik)
51 Pengaruh Angkatan Permukaan
Benda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalam
lapisan padat dari atmosfer bumi di mana mereka kebanyakan
membakar Secara statistik satu objek dari radar cross-section
(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu Kadang-kadang
seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besar
massa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7) atau
muatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954
dan 1402) bagian-bagian yang dapat mencapai tanah Selama
kampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi
efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetik
fluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1)
11-Juli-1979 Skylab-1 kembali memasuki atas India
Samudera dan Australia pada awal maksimum
siklus matahari 21 Studi intensif dari aerodinamis
Perilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejak
dengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri
07-Februari-1983 The terpisah reaktor Kosmos-1402
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
kembali memasuki atas Atlantik Selatan 15 menit sebelum
mencapai Eropa Tingginya tingkat airdrag di akhir
dari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkan
oleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 pada
Februari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkat
sebesar 30
07-Februari-1991 Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)
kembali memasuki seluruh Amerika Selatan Orbit seumur hidup
itu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari
22 (F10 7 = 369 pada 30 Januari)
7
00 02 04 06 08 10 12 14 16 18 20
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
15e-05
20e-05
25e-05
30e-05
35e-05
40e-05
45e-05
50e-05
Angkatan Magnitude [N]
00e +00
20e +11
40e +11
60e +11
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
80e +11
10e +12
12e +12
14e +12
16e +12
18e +12
20e +12
22e +12
Konsentrasi [1 m 3]
Specular Diffuse O Dia
Gambar 10 Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisat
lebih dari 2 orbit untuk hukum refleksi specular dan menyebar seperti
fungsi dari komposisi atmosfer lokal
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Aero W S IR IR W S
Gambar 11 Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnya
untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas solstice
kondisi
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalah
disesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit Itu
frekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantung
pada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack
(Untuk ERS-1 amp 2 groundtrack harus dipertahankan
ke dalam 1 km) dan juga ditentukan oleh dibutuhkan
periode operasi payload terganggu Permukaan
Pasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepat
penentuan program satelit seperti GPS (Powell
amp Gaposhkin (1988)) LAGEOS (Rubincam (1982))
TOPEX-POSEIDON (Antreasian amp Rosborough (1992))
dan ESA ERS-1 ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat
di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeter
diperlukan
52 Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan Envisat
Operasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit dan
Misi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar
(E = 0001) dari kecenderungan retro-grade (i = 9852) Pada ketinggian
dekat 780 km Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringan
pesawat orbit yang berputar Sun-serentak pada
tingkat 0986 = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi
The menurun node orbit demikian disimpan di 1030
berarti waktu matahari setempat Satelit dipelihara dalam
sikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal
(Roll dan pitch kontrol) dengan kemudi yaw sehingga
balok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol
000 020 040 060 080 100 120 140 160 180 200
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
20e-05
40e-05
60e-05
80e-05
10e-04
12e-04
14e-04
16e-04
18e-04
20e-04
22e-04
24e-04
26e-04
28E-04
30e-04
Angkatan Magnitude [N]
Langsung W langsung S Diri W Diri S Albedo W Albedo S
Gambar 12 Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termal
besarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit untuk musim dingin dan musim panas
kondisi solstice
000 010 020 030 040 050 060 070 080 090 100
Waktu [dalam periode orbit]
00e +00
10e-05
20e-05
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
30e-05
40e-05
50e-05
60e-05
70e-05
Angkatan Magnitude [N]
Aero Laut
Albedo Laut
IR Laut
Aero Tanah
Albedo Tanah
IR Tanah
Gambar 13 Aerodinamis Bumi albedo dan Bumi IR
memaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit untuk laut dan
Tanah groundtrack
Garis Doppler ERS-1 amp 2 pembusukan ketinggian dapat berkisar
dari 05 m d 10 m d antara sangat rendah dan sangat
aktivitas matahari tinggi
Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuh
analisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 dan
Envisat Model geometri permukaan yang sesuai
yang terdiri dari 11376 dan 7644 panel masing-masing
ditunjukkan pada Gambar 9 Untuk analisis dua orbit yang
diprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan
Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaan
proses interaksi disorot untuk Envisat Itu
kurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1 diisi diamond)
dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =
0 berongga berlian) Sejarah kekuatan berkorelasi dengan
dominasi perubahan yang berlaku atmosfer
konstituen Dia dan O (sumbu kanan) dengan specular kuat
refleksi dari atom oksigen dan kecenderungan
berdifusi kembali emisi dari helium Hal ini terkait dengan
spesies tergantung kecepatan molekul rasio S yen i μpMi (dengan
Mi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3
dan 4 Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamis
dengan perubahan musim dari atmosfer atas adalah
dianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (berongga
lingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh) Tanda tangan
kepadatan tonjolan diurnal yang bergerak dengan
Titik sub-solar terlihat jelas menghasilkan perbedaan musiman
di tingkat drag aerodinamis hingga 30 di
lokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4)
8
53 Pasukan radiasi pada ERS-1
The hr ketinggian Sebuah luar yang gangguan radiasi
yang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukan
dari persamaan 1 dan 8 menjadi
hr a = ho 1048576 HRO ln 2 ˙ e (r)
croU2 yen (11)
di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di mana
berarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuai
ketinggian HRO didefinisikan Antara ekstrem rendah dan tinggi
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
aktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkat
dengan faktor sekitar 10 dari 10 1048576 12-10 1048576 11 kgm3 yang mengarah
ke ekstrem rendah dan tinggi jam antara 500 dan
600 km
Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasi
karena radiasi matahari langsung Bumi IR dan Bumi
Albedo re-radiasi dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasa
diplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solstice
dan kondisi musim dingin solstice Sebuah perbandingan dengan
gaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsung
tekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguan
yang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdrag
pada tingkat aktivitas matahari rata-rata Perbedaan musiman
dalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10
dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earth
jarak (untuk radiasi langsung) dan perubahan tahunan
Albedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untuk
radiasi tidak langsung) Emisi radiasi termal oleh
pesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman
kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekat
node menaik Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhi
radiasi matahari langsung dengan hampir seketika on off
switching yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosfer
efek refraksi Demikian pula reradiation Albedo
dinonaktifkan sementara belahan malam dari
Bumi datang ke bidang pandang dari satelit (yang
merupakan proses yang lebih bertahap)
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkait
ke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis
lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8) Itu
pengaruh posisi bujur node menaik
sebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisis
pada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dan
cakupan laut masing-masing (airdrag profil disertakan
sebagai acuan) Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IR
gangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrack
adalah pada urutan 10
6 KESIMPULAN
Model yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyarat
dalam aplikasi penentuan orbit yang tepat terutama
untuk rasi navigasi (misalnya GPS dan
GLONASS) dan program satelit dengan misi geodesi
tujuan (misalnya LAGEOS ERS-1 amp 2 dan TOPEXPOSEIDON)
Pasukan permukaan dominan yang perlu
yang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari)
radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR) dan pesawat ruang angkasa
memancarkan radiasi termal Gangguan aerodinamis
hanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadi
mendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari)
Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton dan
molekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (maka
istilah kekuatan permukaan) dapat dimodelkan dengan cara
metode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-
Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa dan
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
model permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan
Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESA
Program Angara Fritsche dkk (1998)) terutama
dibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan
(Misalnya atmosfer Bumi Albedo dan distribusi IR)
dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaan
parameter foton dan molekul sebagai fungsi
dari bahan permukaan dan sifat partikel insiden
Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukan
untuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasi
efek
REFERENSI
Antreasian PG dan Rosborough GW Prediksi
Pasukan Energi Radiant pada TOPEX POSEIDON
Wahana antariksa AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets
vol 29 no1 hlm 81-90 Jan Februari 1992
Fritsche B Ivanov M Kashkovsky A Koppenwallner
G Kudrayavtsev A dan Zhukova G Radiasi
Pasukan Tekanan pada Spacecraft Complex laporan akhir
ESA ada kontrak 1190896DIM 1998
Hedin AE MSIS-86 thermospheric Model Jurnal
Geophysical Research vol 92 no A5 hlm 4649 -
4662 1987
Hedin AE Perpanjangan termosfer Model MSIS
ke Bawah Suasana Jurnal Geophys Res
vol 96 no A2 hlm 1159-1172 1991
Hedin AE Biondi MA Burnside RG Hernandez
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982
G Johnson RM Killeen TL Mazaudier C Meriwether
JW Salah JE Sica RJ Smith RW
Spencer NW Wickwar VB dan Virdi TS Revisi
Model of the Winds termosfer Menggunakan satelit
dan Pengamatan berbasis Ground Jurnal Geophys
Res Vol 96 no A5 hlm 7657-7688 1991
Klinkrad H Koeck C dan Renard P satelit Precise
Kulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-
Tracing ESA Journal vol 14 hlm 409-430 1990
Klinkrad H Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-
Prediksi entri ESA SP-392 hlm 287-298 1996
Koppenwallner G Johansmeier D Klinkrad H dan
Ivanov M A Aerodinamika langka Pemodelan Sistem
untuk Bumi Satelit (RAMSES) Gas langka
Dinamika vol 19 Oxford Ilmu Publikasi
hlm 1366-1372 1995
Marcos FA Baker CR Bass JN Killeen TL dan
Roble RG Model Drag Satelit Status Sekarang
dan Prospek AAS AIAA Astrodynamics Spesialis
Konferensi Victoria BC 16-19 Agustus 1993
NASA Langley Research Center Erbe Scanner Bulanan
Data Products CD ROMdistributed oleh NASA
Distributed Pusat Arsip Aktif 1996
Powell GE dan Gaposhkin EM Modeling Non-
Efek gravitasi pada Satelit GPS AIAA kertas
no 88-4291-CP 1988
Ries JC Shum CK dan Tapley BD Angkatan Permukaan
Pemodelan untuk Precision Penentuan Orbit IUGG
Majelis Umum gejala U15 1992
Rubincam DP Di Penurunan Sekuler di semimajor ini
Axis Orbit LAGEOS itu Mekanika Celestial
vol 26 hlm 361-382 1982