IV.
основы
КОСМИЧЕСКОИ
ГЕОДЕЗИИ
Гл а в а XVII
§ 107. Общие сведения.
Основные понятия о решении геодези:'чесRих задач
из наблюдений ИСЗ
С момента запуска (4 октября 1957 г.) в СССР первого искусственного
-спутника Земли началось активное освоение человеком космического простран ства. Последующее бурное развитие ракетной техники и космонавтики поста вило перед геодезией достаточно сложные и своеобразные задачи. Так, напри мер, возникла чисто практическая необходимость в развитии единой системы
координат на всю Землю, повысились требования к точности совмещения начала
и направления осей государственной геодезической системы координат с цен
тром масс Земли и ее осями инерции. Движение ракет и ИСЗ происходит в поле тяготения Земли и, ·следовательно, изучение характеристик этого поля стано
вится особенно важным. Большие скорости движения ракет и ИСЗ привели к необходимости создания новых средств измерений и методов их обработки. С другой стороны, сами спутники открыли большие возможности для решения чисто геодезических задач. В итоге возникло новое направление геодезии -
к о с м и ч е с к а я г е о д е з и я.
Rосмическая геодезия изучает взаимное расположение точек земной поверх ности и космических аппаратов, движущихся в гравитационном поле Земли, а также характеристики этого поля с помощью космических средств. Решение задач космической геодезии основывается на определении координат косми
ческих аппаратов, по результатам измерения (в основном) направлений, рас
стояний и относительных скоростей. Измерение направлений производится фотографическими и радиотехническими средствами. Расстояния и относитель
ные скорости измеряются радиотехническими средствами и лазерами.
Производя фотографирование ИСЗ на фоне звездного неба и фиксируя
время наблюдения, определяют известными астрономическими методами пря мое восхождение а и склонение 8 ИСЗ. Некоторое отличие от обычных в астро номии способов возникает в связи с различием угловой скорости движения ИСЗ
и звезд. В итоге при фотографических способах измеряются углы между напра
1,
i1I
влениями на звезду и на спутник. Роль углового эталона играет звездное небо, так как угловые расстояния между звездами известны. Такой способ измерения
11
1 углов не связан с отвесной линией , и в этом его большое преимущество.
Из радиотехнических методов наибольшее применение получили методы
ивмерения радиальных скоростей ; и дальностей r. Измерение радиальных ско
ростей основано на эффекте Допплера. Передатчик, установленный на спут
нике, излучает определенную эталонную частоту / 0 • Принимаемая на наземной
460
станции частота f на основании эффекта Допплера испытывает сдвиг частоты Лf,
зависящий от относительной скорости r спутника и наземной станции наблю
дения. |
Если с - скорость света, а |
r - расстояние |
до спутника, |
то сдвиг |
частоты, вызванный эффектом Допплера, составляет |
|
|
||
|
Лf=f-fu= :0 ·r, |
|
(107.1) |
|
где f - |
наблюдаемая частота и r - |
производная от |
дальности по |
времени. |
В непосредственно измеренные величины необходимо вводить различные поправки (за рефракцию, аберрацию, сдвиг частоты и т. п.). Точность наблюде
ний зависит от применяющихся измерительных средств и от правильности введения в результаты измерений этих поправок. Принципиально точность наблюдений может быть доведена до дециметров в дальности и 1" в углах.
Определяя координаты спутников 3емли со станций, координаты которых
известны, и со станций, координаты которых не известны, можно определить
координаты последних. И так как движение ИС3 происходит в гравитационном
поле 3емли, то изучение в координатной форме этого движения дает инфор
мацию о гравитационном поле 3емли.
Математическое решение геодезических задач из наблюдений искусствен
ных спутников достаточно сложно. 3десь первоначально дадим лишь общие понятия об этом методе, а более подробное - в последующих параграфах.
Если бы 3емля была шаром, то действие силы ее притяжения на материаль
ные тела было бы равно, согласно выводам § 56, действию силы притяжения материальной точки, имеющей массу 3емли и расположенной в ее центре. Это
предположение означает, что мы пренебрегаем вторым и третьим членами фор
мулы для потенциала V в виде ряда (54.25), которые выражают влияние сжатия
Земли и неравномерности распределения масс по долготе, т. е. полагаем, что
V=f11J
R"
В этом случае движение спутника, после вывода его на орбиту, должно было бы совершаться по закону Кеплера, т. е. по плоской кривой - эллипсу, в одном из фокусов которого находится центр 3емли. Однако вследствие эллип соидальности 3емли орбита спутника претерпевает возмущения - отклоняется от плоской кривой; если использовать понятие <<мгновенной орбиты>>, то можно сказать, что спутник движется по плоской орбите, но сама плоскость орбиты
беспрерывно вращается и параметры ее изменяются. Эти отклонения - воз
мущения поддаются аналитическому выражению на основе закона всемирного
тяготения, если учесть второй, третий и последующие члены ра:шожения потен
циала в ряд (54.25). Этим самым определяется математическая зависимость
между сжатием и эллиптичностью земного экватора, с одной стороны, и харак
теристиками действительной орбиты спутника, с другой. Определяя эти харак теристики из непосредственных наблюдений и используя указанные зависи мости, получаем возможность вычислить сжатие 3емли и эллиптичность ее
экватора.
Для определения сжатия 3емли из непосредственных наблюдений движения
спутника необходимо иметь: скорость вращения орбиты, полуось орбиты и на клон ее к плоскости экватора. По этим данным, а также по значениям большой
полуоси земного эллипсоида, силе тяжести на экваторе (определяемым из гео дезических и гравиметрических измерений) и вычисляется сжатие 3емли.
Выведенное из наблюдений искусственных спутников сжатие характери зует эллипсоидность 3емли в цел ом, т. е. должно рассматриваться как
461
с ж а т и е о б щ е г о з е м н о г о э л л и п с о и д а, а не сжатие, наилучше
подходящее R RаRой-либо част и поверхности Земли, определяемое из гра дусных измерений и из гравиметрических наблюдений (при незавершенности мировой гравиметрической съемки).
Оказывается, что вывод сжатия Земли из наблюдений искусственных спутниRов совершается с весьма большой точностью; это - следствие того,
что сжатие Земли вызывает весьма значительное влияние р:а орбиту спутника.
Можно указать, что влияние с ж а т и я З е м л и на СRорость вращения мгновенной орбиты спутника в 10 ООО раз больше воздействия притяжения Луны и Солнца. Поэтому влияние сжатия на орбиту спутниRа определяется
из наблюдений уверенно и достаточно точно, а вычисляемое из этих наблюдений
значение сжатия Земли по точности должно быть поставлено на первое место. Вычисления сжатия из наблюдений спутниRов Земли определили его значение,
1
равное 298 26 •
При помощи исRусственных спутниRов может осуществляться геодези
ческая связь между точками, расположенными на больших расстояниях, на пример, между геодезическими пунRтами разных материков. Такая геодези
ческая связь позволяет устанавливать различие в принятых системах координат
при необходимости перевычислять координаты пунRтов одной системы в другую.
Решение этой задачи имеет большое научное и праRтичесRое значение.
Обычные геодезические методы (триангуляция и полигонометрия) для указан
ной цели не пригодны вследствие больших расстояний между материками. Наблюдения искусственных спутников Земли открывают новые возможности
|
----- Ороита спут |
решения этой важной задачи независимо от рас |
||||
|
стояния |
между |
материками. |
|
||
|
ника |
Объясним |
идею |
двух методов геодезической |
||
|
~,~~~ |
|||||
|
спутников. |
|
|
|
||
|
|
связи материков из |
наблюдений искусственных |
|||
|
а,~ |
Первый метод, называемый синхронным, ос |
||||
/ |
нован на использовании одновременных наблюде |
|||||
1 |
|
ний искусственного |
спутника |
с конечных точек |
||
|
базисов, |
расположенных на |
разных материках. |
'Пусть на рис. 182 А и В - два материка, на которых выбраны некоторые базисы аЬ и cd, Rо
|
|
нечные точки которых - |
пункты |
триангуляции. |
|||
Рис. |
182 |
Измерив |
о д н о в р е м е н н о |
в |
конечных |
||
точках базисов углы сх. 1, |
~ 1 , сх.2, |
~ 2 и |
зенитные |
||||
|
|
||||||
|
|
расстояндя, |
т. е. углы |
между |
направлениями |
линиi базисов и направлениями на искусственный спутник а, из вычис лений устанавливаем геодезическую связь между пунRтами обоих бази
сов, т. е. между триангуляциями, построенными на обоих материках.
В данном методе искусственный спутник Земли является каR бы визирной
целью, координаты которой независимо определяются засечRами с пунRтов
триангуляции обоих материков. Если не принимать во внимание оmибRи наблю
дений, то различие в значениях вычисленных координат спутника с обоих базисов будет характеризовать различие систем Rоординат, т. е. влияние раз ностей параметров референц-эллипсоидов, принятых при вычислении триангу
ляционных сетей на обоих материках. Наблюдения спутника следует произ
водить многократно.
Не останавливаясь на техниRе наблюдений искусственного спутника,
462
отметим лишь, что описанный метод требуе'т одновременной впдимости его
спунктов обоих базисов. Отсюда следует, что применение этого :м:етода возможно при сравнительно незначительных расстояниях между материками. Нетрудно также сделать вывод, что чем больше высота орбиты спутника Земли, тем значи тельнее может быть расстояние между базисами. Точная фиксация времени при этом необязательна.
Возможно при помощи ИС3 решение и несколько иной задачи: по задан
ным координатам двух пунктов А, В определить координаты третьего пункта С,
скоторым геодезическая связь обычными наземными методами затруднительна или невозможна. Производя о д н о в р е м е н н ы е наблюдения искусствен
ного спутника при нескольких его положениях, легко устанавливаются связи
между заданными пунктами А и В и определяемым пунктом С. Конечно, опи
санным способом возможно определение многих пунктов. Последовательное построение образуемых по описанной схеме фигур создает своеобразную гео
|
дезическую |
сеть, |
называемую |
к о с м и - |
|
|
|
|||||||
|
ч е с к о й т р и а н г у л я ц и е й. |
Воз |
|
|
|
|||||||||
|
можно иное построение с искусственным |
|
|
|
||||||||||
|
спутником, называемое космической поли |
|
|
|
||||||||||
|
гонометрией. |
|
|
|
|
о р б и - |
|
|
|
|||||
|
Второй |
метод, |
называемый |
|
|
|
||||||||
|
таль н ы м, |
заключается в следующем. |
|
|
|
|||||||||
!, . |
Из |
одновременных |
наблюдений |
с |
не |
; |
|
|
||||||
|
скольких |
пунктов |
триангуляции на каждом |
|
|
|||||||||
|
материке |
определяются |
пространственные |
, |
|
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
I{оординаты положения спутника в какой- |
, ... |
|
|
||||||||||
|
либо точно |
фиксируемый |
о п р е д е л е н - |
|
|
|
||||||||
|
н ы й |
м о м е н т |
в р е м е н и. |
Если |
из |
|
|
|
||||||
|
вестны |
параметры |
орбиты, то |
указанными |
|
Рис. 183 |
||||||||
|
наблюдениями устанавливается определяемая |
|
||||||||||||
|
|
|
|
|||||||||||
|
геоде3ическая |
СВЯ3Ь между пунктами триан- |
|
|
|
|||||||||
|
гуляции, расположенными на ра3ных материках. На рис. 183 контуры А и В |
|||||||||||||
|
схематически изображают два материка. Произведя одновременно наблюдения |
|||||||||||||
|
искусственного спутника с материка А в l\lомент времени Т1 , |
из вычислений |
||||||||||||
|
получаем |
пространственные координаты |
спутника |
в этот момент в системе |
||||||||||
|
Rоординат |
|
триангуляции |
материка А. |
Произведя |
аналогичные наблюдения |
||||||||
|
с материка В, получаем координаты спутника в системе координат триангуля |
|||||||||||||
|
ции второго материка в момент Т2 • |
Но зная параметры движения искусствен |
||||||||||||
|
ного спутника и координаты его в момент Т |
1 (в первой системе координат), |
||||||||||||
|
можем |
вычислить |
координаты |
его |
в |
т о й |
ж е |
с и ст е м е |
в момент Т2. |
Сопоставляя вычисленные таким образом координаты спутника с его коорди натами, полученными и3 наблюдений с материка В, получаем ра3ности коор
динат спутника, которые позволяют выявить различия в системах координат,
принятых в вычислениях триангуляций обоих материков. Конечно, это очень
схематическое объяснение с целью пока3ать лишь основную идею - принцип метода; при более подробном рассмотрении этой 3адачи рассуждения значи
тельно сложнее, а решение ее основывается на ра3делах математики и меха
ники, обычно выходящих за пределы программы дисциплин, и3учаемых в тех
нических ву3ах.
При этом методе нет необходимости одновременно видеть спутник с обоих
материков, поэтому свя3ь может осуществляться при любых расстояниях
между материками. Существенное условие для применения этого метода -
463
достаточно точное знание параметров орбиты и времени наблюдений с пунк
тов триангуляции на наждом материне. О{rсюда следует, что иснусственные
спутнини, предназначенные для геодезичесних целей, должны иметь устой
чивую и хорошо известную орбиту, а угловые измерения с пуннтов триангу
ляции на наждом материне для определения упомянутых ноординат спутника
должны сопровождаться точным определением: времени наблюдений. :Конечно,
во время полета спутнина должны приниматься соответствующие радио
сигналы.
Существуют и иные :методы использования иснусственных спутнинов для геодезичесних связей материнов. При соответствующих параметрах спутнинов и программе наблюдений их с Земли специальной аппаратурой :м о г у т
определяться и ноординаты точен зе:мнойповерх
н о ст и.
Тани:м образом, область использования иснусственных спутнинов Земли
для геодезичесних целей достаточно обширна.
§ 108. Основы теории движения
исRусственного спутниRа Земли
Движение спутнина по орбите происходит под влиянием поля тяготения Земли. Rроме того, играют роль и притяжение других тел, сопротивление атмосферы, световое давление и другие силы.
Уснорение g спутнина, вызываемое силой тяготения Земли, может быть
определено через силовую фуннцию Земли V нан
- |
д |
(108.1) |
g= - ~ (V), |
дr
где r - вентор положения спутнина в геоцентричесной системе ноординат.
Силовая фуннция Земли во внешней точне, определяемая суммарным
притяжением материальных точен, составляющих физичесное тело Земли,
равна |
|
V =f 55S drm' |
(108.2) |
(Т) |
|
где dm - :масса элементарного объема в теле Земли; r - |
расстояние от центра |
этого объема до внешней точни; f = 6,670 Х (1±0,0007) 10- 11 :м3 нг- 1 с- 2
есть постоянная тяготения.
Интегрирование нужно вести по всему телу Земли, для чего :необходимо знать занон распределения плотности внутри Земли. Тан нан этот занон неиз вестен, то в геодезии и небесной :механине идут по другому пути - разлагают выражение для силовой фуннции (108.2) 'в ряд по сферичесним фуннциям,
представляя его, например, в следующем виде:
V = 7+µ |
r |
&. |
( -r r0 )т· Ртп'Ф, |
|
|
µ (''~ "Стп · cos пl+Sтп · s.ш nl ) |
(108.3) |
||||
где µ = fМ - гравитационный параметр Земли; М - |
масса Земли; r, 'Ф, l |
- |
|||
сферичесние ноординаты |
спутнина; r 0 - средний радиус Земли; |
Ртп - |
по |
||
линомы Лежандра; |
Стп, |
Smn - постоянные величины, зависящие |
от формы |
464
1
\
и внутреннего строения Земли и определяемые по результатам гравиметри ческих и спутниковых наблюдений:.
Вектор ускорения спутника, вызываемого телом Земли, равен
- |
d'2--;. |
дУ |
µ - |
- |
(108.4) |
gз= |
dt2 = - |
дr =--;:зr+vv, |
|||
где r - вектор положения спутника; vV - |
вектор, |
составляющие |
которого |
равны частным производным возмущающей: части силовой: функции Земли
по соответствующим координатам.
"Ускорение спутника, вызываемое притяжением: других планет, пред-
ставим в виде
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(108.5) |
где |
µ 1 , |
r1 - |
соответственно гравитационный параметр |
и вектор |
положения |
|||||
i-й планеты. |
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
Сила, с которой спутник тормозится атмосферой, называется силой лобо |
|||||||||
вого сопротивления. "Ускорение, вызываемое этой силой, равно |
|
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(108.6), |
где |
Сх - |
коэффициент аэродинамического сопротивления; А - площадь сече |
||||||||
ния |
ИСЗ; v |
- скорость ИСЗ относительно |
Земли; р (Н) - плотность атмо |
|||||||
сферы как функции высоты: т - |
:масса ИСЗ. |
|
|
|
||||||
"Ускорение, испытываемое спутником: под действием |
светового |
давления,, |
||||||||
определяется формулой: |
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
- |
А |
ro-r |
' |
|
(108.7}. |
||
|
|
|
gc=K-· - |
- |
|
|
||||
|
|
|
|
т |
\ r 0 |
- r lз |
|
|
|
|
где |
К - |
коэффициент, характеризующий: |
излучающую |
способность Солнца |
иотражательные свойства поверхности объекта.
Витоге дифференциальное уравнение движения спутника под действием:;_ перечисленных сил может быть записано как
(108.8)
или
(1.08.9),
где ~3 r - основное ускорение, вызванное притяжением: Земли, рассматри
ваемой как материальная точка; gв - возмущающее ускорение, вызванное
другими силами.
Траектория спутника определяется интегрированием: этого уравнения.
Решение задачи о движении спутника достаточно сложно и в качестве пер вого приближения рассматривают движение спутника под действием: :мате-. риальной точки с массой, равной массе Земли. Такое движение происходит в поле центральной силы и назыв::~ется невозмущенным: или к е пл е р о вы м
(подчиняющимся законам Rе1шера). "Учет других воздействий и членов раз
ложения потенциала дает возмущения в движении спутника.
30 П. С. Закатов |
465. |
1
'11
111
1. Невоамущеuuое движеuие
Кеплер вывел законы движения планет вокруг Солнца, но они спра ведливы для любого тела, массой которого можно пренебречь по сравнению с массой притягивающего тела, причем последнее должно обладать централь ной симметрией распределения плотностей.
Законы Кеплера:
1.Орбиты планет суть эллипсы, в одном из фокусов которых находится Солнце.
2.Радиус-вектор каждой планеты описывает равные площади в равные
промежутки времени.
3. Отношение квадратов периодов обращения двух планет равно отноше нию кубов их больших полуосей.
Траектории движения небесных тел могут быть круговыми, эллиптиче скими, параболическими или гиперболическими. Кроме того, в поле центральной
силы возможно еще радиальное движение (подъем по вертикали и свободное
падение).
Пусть центральное тело расположено в начале координат и имеет массу М.
Спутник имеет бесконечно малую массу, и его положение задается вектором r.
Тогда действующая на спутник сила, отнесенная к единице массы, равна
- .:....:. |
р - |
(108.10) |
g= r= -ra r. |
В результате имеем систему трех дифференциальных уравнений второго по рядка, решение которой зависит от шести произвольных постоянных.
Умножим уравнение (108.10) |
скалярно на 2f и получим |
|
|
|
||||||||
|
|
..:.. |
.:...:. |
|
.... |
|
- |
:... |
|
|
|
|
|
|
2r · |
r =-= |
- |
- rs |
• |
2r · r |
|
|
|
(108.11) |
|
или |
d |
..:.. |
|
µ |
d |
- |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(108.12) |
||||||
|
dt |
(r2) = - |
r3 . dt (r2)' |
|
|
|
||||||
но так как |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(108.13) |
-то |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
_!:_ (v2) = - |
.Е:_ . _!__ (r2) |
|
|
|
(108.14) |
|||||
|
|
dt |
|
|
тЗ |
|
dt |
|
|
|
|
|
J:IЛИ |
|
= - ~ - ~ = 2µ _!:_ (J...). |
|
|
|
|||||||
|
_!!__ (v2) |
|
|
(108.15) |
||||||||
|
dt |
|
r2 |
|
dt |
|
|
dt |
r |
|
|
|
Интегрируя это уравнение, получим |
|
|
|
|
|
|
|
|||||
|
|
|
v2 =~+h. |
|
|
|
|
(108.16) |
||||
|
|
|
|
|
r |
|
|
|
|
|
|
|
Выражение (110.16) называется интегралом энергии, а постоянная |
интег |
|||||||||||
рирования h, - постоянной энергии. Вид орбиты зависит от значения |
постоян |
|||||||||||
ной энергии: h, |
= -µlr - по окружности, |
h, |
< О - |
по эллипсу, |
h, |
= О - по |
||||||
параболе, h, > |
О - по гиперболе. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Если спутник движется по коническому сечению (не по прямой), |
то век |
|||||||||||
торное произведение его положения r |
на |
скорость |
V выразится |
следующим |
образом:
(108.17)
i i1
1 '
1
Дифференцируя это выражение по t, получим |
|
|
|||||
d |
- |
..:. |
.:.. |
.:.. |
- |
.:...:. |
(108.18) |
dt |
(rx r) = rx r |
+rx r. |
|||||
"Учитывая, что |
|
|
|
|
|
|
|
и |
|
|
|
|
|
|
|
- |
.:.:. |
|
1 |
- |
- |
О, |
|
r Х r = |
-µ -;:-з (r |
Х r) = |
|
||||
получим |
d |
- |
.:_ |
|
|
|
|
|
|
|
|
(108.19} |
|||
|
dt (rxr) =0 |
|
|||||
и после интегрирования |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
!.. |
|
|
|
(108.20). |
|
|
rxr= с, |
|
|
где с - постоянный вектор, называемый константой площадей.
Уравнение (108.20) называют интегралом площадей, и оно может быть.
переписано в координатной форме следующим образом:
|
|
y~-z~ = С1 |
l |
|
|
||
|
|
ZX-XZ = С2 . |
|
(108.21)., |
|||
|
|
ху-ух=с3 |
1 |
|
|
||
|
|
J |
|
|
|||
Величины с1, с2, с3 называются постоянными площадей. |
|
||||||
Из уравнений (108.21) легко получить важное соотношение |
|
||||||
С1Х + С2У+ C3Z = xyz -xzy + zyx- ху;+ xzyyzlx = 0. |
(108.22),, |
||||||
Постоянные площадей с1 , |
с |
2 , с3 |
образуют вектор кинетического |
момента |
|||
и определяют плоскость, уравнение которой |
|
|
|||||
|
|
С1Х+ С2У+ C3Z = 0. |
(108.23 |
||||
Эта плоскость проходит через |
начало координат (притягивающую точку М)· |
||||||
и является плоскостью орбиты. |
|
|
|
|
|
||
"Умножив ё векторно на -r~ получим |
|
|
|
||||
схt = - ~3 |
(, х ~) х-,. = - ;з -,. х(r х~) |
|
|||||
и, воспользовавшись известным векторным тождеством |
|
||||||
ах (Ьхё) = ь. (а-ё)- ё. (а· Ь), |
|
||||||
найдем |
|
|
|
|
|
.:. |
|
сх1=- ~ [r·(r-~)-V-(r·r)}= - |
|
|
|
||||
~з -[~-r2 -,.~r]=-µ r·r~-r·r |
(108.26)-. |
||||||
3 |
|
|
|
|
|
|
|
11 |
|
|
|
|
|
(r) |
|
- |
d |
- |
- - |
|
d |
(108.27)- |
|
|
(cxr)= -µ- |
- · . |
|||||
dt |
|
|
|
dt |
r |
|
|
Интегрируя, найдем |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
- |
.:_ |
r |
|
- |
|
|
|
cXr=µ 7 =-f, |
(108.28). |
~О* |
467, |
еде ( - некоторый постоянный вектор, называемый вектором Лапласа.
Уравнение (108.28) называют уравнением Лапласа. Нетрудно убедиться, qто вектор ё ортогонален вектору f, т. е.
(108.29)
Вектор с ортогонален плоскости орбиты, а вектор Глежит в этой плоскости
и определяет фокальную ось орбиты. Умножив (108.28) скалярно на r и сложив
все три получившихся уравнения, получим
(108.30)
Уравнения (108.23) и (108.30) полностью определяют орбиту. Rак следует
из них, орбита есть линия пересечения поверхности вращения второго порядка, задаваемой уравнением (108.30), и плоскости (108.23), в которой лежит фокаль
ная ось этой поверхности.
Так как движение происходит в плоскости (108.23), то удобно перейти
к новой системе координат s, У/ , ~'направив ось ~ по вектору кинетического
момента с, а оси sиУ/ расположив в плоскости орбиты, причем ось sнаправить
по вектору Лапласа/. Тогда переход от координат в системе х, у, z к коордwна |
||||||
':Гам в системе s, У/, ~ |
определится следующим образом: |
|
|
|||
(S) |
( |
!1 |
f2 |
/з |
) ( ) |
|
|
|
-t |
-t |
т |
х |
|
У/ |
|
С2/3-С3/2 |
сзf1 -с1fз |
C1f2-C2f1 |
у |
(108.31) |
|
cf |
cf |
cf |
|||
|
|
|
|
|||
|
|
~ |
~ |
С3 |
z J |
|
|
|
|
|
|
||
|
|
с |
с |
с |
|
|
В новых координатах уравнение (108.23) запишется как |
|
|||||
~ уравнение (108.30) примет вид |
|
|
|
(108.32) |
||
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
(108.33) |
Введя в плоскости |
so11 полярную систему координат r, ,а,, |
получим |
||||
|
|
~ = r · сos {}, |
} |
|
(108.34) |
|
|
|
У/ = r · siн{}, |
· |
|
||
|
|
|
|
|||
В полярной системе координат уравнение (108.33) примет вид |
||||||
|
|
µr |
+ fr · cos {}, = с2, |
|
(108.35) |
|
()ТКуда |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
с2 |
|
|
|
|
|
Г= |
µ |
• |
|
(108.36) |
1+--µfсоs,В,
Введем: обозначения
с2
р=µ },
(108.37)
е=-1-
µ
468
11
и тогда уравнение (108.36) запишется в виде |
|
|
||
r= |
1 |
Р |
' |
(108.38) |
|
+е ·cos t} |
|
|
|
которое и является полярным уравнением орбиты. |
< е < 1, |
|||
Орбита является круговой при |
е = О, |
эллиптической при О |
||
uaраболической при е = 1, гиперболической при е > 1. |
|
|||
В новой системе координат ~' 'У1 , |
~ формулы (108.21) примут вид |
|
||
11_t-~~ =01 |
|
|
||
~~-~~=о ' |
|
(108.39) |
||
s~ - 1')~ = с |
|
|
||
так как s = О и ~ = О. Третье уравнение с учетом (108.34) примет вид |
||||
|
r2'6= с |
|
(108.40) |
и дает возможность найти зависимость угла{}, от времени.
Плоскость орбиты спутника, движущегося в центральном поле, проходит
через начало координат и пересекает плоскость экватора вдоль л и н и и
уз л о в |
OQ (рис. 184). Точка, |
в кото- |
N |
||||
рой спутник пересекает |
плоскость эк |
z |
|||||
ватора с юга на север, называется вос |
|||||||
ходящим узлом. Угол XOQ называется |
|
||||||
долготой |
восходящего |
узла и обозна |
|
||||
чается |
Q. |
Угол |
между касательной в |
|
|||
восходящем узле |
к орбите в направле |
|
|||||
нии движения тела и касательной к эк |
|
||||||
ватору в направлении оси У называется |
(1 |
||||||
н а к л о н е н и е м о р б и т ы |
и обоз- |
||||||
|
|||||||
начается через i. |
Угол i изменяется от |
(} |
|||||
0° до 180°, причем если i превышает 90°, |
|
||||||
-то считают, что движение обратное. |
|
||||||
Углы Q и i определяют ориентацию пло |
|
||||||
скости |
орбиты в |
пространстве. Угол |
Х |
||||
QOn, отсчитываемый в направлении дви |
|
||||||
жения по |
орбите, |
определяет положе- |
|
||||
ние перигея n и |
обозначается через ffi. |
Рис. 184 |
|||||
Он называется расстоянием перигея от |
|||||||
|
|||||||
узла и определяет ориентацию орбиты |
|
||||||
в ее плоскости. Угол nOC называется |
истинной аномалией и обо |
||||||
значается через ,fi,. Элементы а - |
большая полуось и е - эксцентриситет опре |
деляют форму и размеры орбиты. |
Время вводится посредством задания 't'- |
|
м о м е н т а п р о х о ж д е ни я |
n е р и г е я. |
Таким образом, а, е, i, Q, |
(t) + {}, и 't'могут рассматриваться как шесть независимых элементов, которые |
||
полностью определяют орбиту и положение тела |
на орбите в любой момент |
времени.
Установим связь постоянных интегрирования с-и Г и элементов орбиты.
На основании: (108.38) и (108.39) запишем
|
р2 |
dt} |
(108.41) |
--- = ---- . -- = с |
|||
( 1 |
+ е ·сщ, i:t) 2 |
dt |
|
469