Astronomiya

Bir ekvatorial çıxıntı ilə bir planetin ətrafında dövr edərkən bir peykin meylini dəyişdirən qüvvə nədir

Bir ekvatorial çıxıntı ilə bir planetin ətrafında dövr edərkən bir peykin meylini dəyişdirən qüvvə nədir

Bunu müvəffəqiyyətsiz axtarmağa çalışdım və bunun bir düsturunun olduğunu düşünürəm, məsafənin 5-ci gücünə düşən kimi gülünc rəqəmlərlə və ya bəlkə də daha çox.

Yupiter kimi bir planet, böyük ekvatorial qabarıqlıq təsəvvür edin və ekvatorial bir orbitdə deyil, qütb orbitində fırlanan süni bir peyk xəyal edin. Yupiterin nəhəng ekvatorial çıxıntısı peyk orbitini pozmalı və vaxtında (bəlkə də çox uzun müddət) onu ekvatorial bir orbitə çevirməlidir.

Mənim tərəfimdən bu düzgün və ya səhv düşüncə var və tətbiq olunan bir düstur varmı? Ekvatorial qabarıqlıq üçün bir növ ölçünün də lazım olacağını xəyal edirəm və bunun orbitdən bir cazibə sahəsində necə ölçüləcəyinə əmin deyiləm.


Bunu üzüklər üçün izah edə bilərəm.

Axtardığınız fenomenə nodal presessiya deyilir. Yəni planetin ekvatorial bir qabarıqlığı olduqda, bütün ekvatorial olmayan orbitlər əvvəlcədən dönəcək, fırlanma oxu ətrafında tərpənəcəkdir.

https://en.wikipedia.org/wiki/Nodal_precession

Çıxıntı səbəbindən peykdəki cazibə qüvvəsi birbaşa mərkəzi gövdənin mərkəzinə doğru deyil, ekvatora doğru silinir. Peyk içindəki hansı yarımkürədə olursa olsun, üstünlük təşkil edərək ekvatora doğru azca çəkilir. Bu, orbitdə bir tork yaradır. Bu tork meyli azaltmaz; əksinə, orbital düyünlərin zamanla sürüşməsinə səbəb olan bir torkun səbəb olduğu bir giroskopik presessiyaya səbəb olur.

Üzüklər üçün bu cür əvvəlki orbitlər qeyri-sabit olardı - halqa hissəcikləri bir-biri ilə toqquşurdu. Tək olmayan, çarpışmayan yörüngələr ekvatorialdır. Beləliklə, üzüklər davam edir.

Peyklərə gəlincə, orbitlərinin ekvatorial müstəviyə doğru miqrasiya etmədiklərini, yerlərində qaldıqlarını, yavaşca irəlilədiklərini təxmin edərdim. Zəhmət olmasa kimsə məni düzəltsin, orbital mexanikanız mənimkindən daha yaxşı vəziyyətdədir

EDİT: Çökək bir planetdən bir ton narahatlıq var və bəziləri orbitin meylinə aiddir. Beləliklə, bu, sadəcə öncüllük deyil. Bəzi şərtlər dövri xarakter daşıyır. Tırnaqlar olmadan Google "orbit oblate meyl". Bu ... kompleksdir. Uyğun bir şey tapsam sabah bu cavabı düzəldəcəyəm.

EDIT2: Bu düşündüyümdən daha mürəkkəbdir. Kozai, Y.-də hərtərəfli bir müalicə verilir. Yaxın bir yer peykinin hərəkəti:

http://adsabs.harvard.edu/abs/1959AJ… 64… 367K

J.M.A.-da Fəsil 11.15. Danby, Səma Mexanikasının Əsasları, tamamilə bu mövzuya həsr edilmişdir. Nəticələrinin tətbiq oluna bilmədiyi ilk parametrlər üçün kritik dəyərlərdən bəhs edir, buna görə açıq-aşkar bütün hallarda tətbiq olunan sadə bir nəticə yoxdur.

Riyaziyyatı şərh etmək fikrində deyiləm, üzr istəyirəm. Bu mövzuda demək istədiyim yalnız budur.


Laplace təyyarəsi

The Laplace təyyarəsi və ya Laplas təyyarəsi kəşfçisi Pierre-Simon Laplasın (1749–1827) adını daşıyan bir planet peykinin, bu peykin ani orbital təyyarəsi öz oxu ətrafında olan orta və ya istinad müstəvisidir.

Laplasın adı bəzən sistemin orta açısal impuls vektoruna dik olan müstəvi olan dəyişməz müstəviyə tətbiq edilir, lakin ikisi qarışdırılmamalıdır. [1] Bunlar yalnız bütün narahatlıq və rezonansların əvvəlki bədəndən uzaq olduğu hallarda bərabərdir.


Mündəricat

Tarixən, planetlərin aydın hərəkətləri səma kürələri fikrindən istifadə edərək Avropa və ərəb filosofları tərəfindən təsvir edilmişdir. Bu model, ulduz və planetlərin bağlandığı mükəmməl hərəkətli kürələrin və ya üzüklərin mövcudluğunu şərtləndirdi. Göylərin kürələrin hərəkəti xaricində sabitləşdiyini və cazibə anlayışı olmadan inkişaf etdiyini düşünürdü. Planetlərin hərəkətləri daha dəqiq ölçüldükdən sonra təxirə salınma və epikikliklər kimi nəzəri mexanizmlər əlavə edildi. Model, planetlərin göydəki mövqelərini ağlabatan dərəcədə dəqiq bir şəkildə proqnozlaşdırma qabiliyyətinə sahib olmasına baxmayaraq, ölçmələr dəqiqləşdikcə daha çox epikel tələb olundu və bu səbəbdən model getdikcə daha sarsılmaz oldu. İlkin olaraq coosentrik olan, modelin sadələşdirilməsinə kömək etmək üçün Günəşi mərkəzə yerləşdirmək üçün Kopernik tərəfindən dəyişdirilmişdir. Model, 16-cı əsrdə kürələri gəzən kometlərin müşahidə edildiyi üçün daha da çətin oldu. [4] [5]

Müasir dövrdə yörüngələrin başa düşülməsinin əsasını, nəticələrini planetar hərəkətin üç qanununda ümumiləşdirən Johannes Kepler formalaşdırmışdır. Birincisi, Günəş Sistemimizdəki planetlərin orbitlərinin əvvəllər inandığı kimi dairəvi (və ya epiksiklik) deyil, eliptik olduğunu və Günəşin orbitlərin mərkəzində deyil, əksinə bir fokusda olduğunu tapdı. [6] İkincisi, hər bir planetin orbital sürətinin əvvəllər düşünülən kimi sabit olmadığını, əksinə sürətin planetin Günəşdən uzaqlığından asılı olduğunu tapdı. Üçüncüsü, Kepler, Günəş ətrafında dövr edən bütün planetlərin orbital xüsusiyyətləri arasında universal bir əlaqə tapdı. Planetlər üçün Günəşdən məsafələrinin kubları orbital dövrlərinin kvadratlarına nisbətlidir. Məsələn, Yupiter və Venera, sırasıyla Günəşdən 5.2 və 0.723 AU, orbital dövrləri isə sırasıyla 11.86 və 0.615 ildir. Mütənasiblik, Yupiter üçün nisbət 5.2 3 /11.86 2'nin əlaqəyə uyğun olaraq Venera ilə 0.723 3 /0.615 2 nisbətinə bərabər olması ilə görülür. Bu qaydalara cavab verən ideallaşdırılmış yörüngələr Kepler yörüncələri olaraq bilinir.

Isaac Newton, Kepler qanunlarının onun cazibə nəzəriyyəsindən qaynaqlandığını və ümumiyyətlə cazibəyə məruz qalan cisimlərin orbitlərinin konik hissələr olduğunu nümayiş etdirdi (bu, cazibə qüvvəsinin anında yayılmasını nəzərdə tutur). Newton, bir cüt cisim üçün orbitlərin ölçülərinin kütlələrinə tərs nisbətdə olduğunu və bu cisimlərin ortaq kütlə mərkəzi ətrafında döndüyünü göstərdi. Bir cismin digərindən daha kütləvi olduğu bir yerdə (bir planetin ətrafında dövr edən süni peykin vəziyyətində olduğu kimi), kütlə mərkəzini daha kütləvi cismin mərkəzi ilə üst-üstə düşmək üçün əlverişli bir təxmindir.

Newtonian mexanikasındakı irəliləyişlər daha sonra Kepler yörüngələrinin arxasındakı sadə fərziyyələrin, məsələn, digər cisimlərə görə narahatlıqlar və ya kürə cisimlərin deyil sferoidlərin təsiri kimi dəyişiklikləri araşdırmaq üçün istifadə edildi. Lagrange (1736-1813) Newtonian mexanikasına enerjini gücdən daha çox vurğulayan yeni bir yanaşma inkişaf etdirdi və Lagrangian nöqtələrini kəşf edərək üç bədən problemi üzərində irəlilədi. Klassik mexanikanın dramatik bir bəraətində 1846-cı ildə Urbain Le Verrier, Uranın orbitindəki izah olunmamış narahatlıqlara əsaslanaraq Neptunun mövqeyini proqnozlaşdırmağı bacardı.

Albert Einstein (1879-1955) 1916-cı ildə yazdığı sənəddə Ümumi Nisbilik Nəzəriyyəsinin Vəqfi cazibə qüvvəsinin yer-zaman əyriliyindən qaynaqlandığını izah etdi və Newtonun dəyişikliklərin anında yayılması ehtimalını ortadan qaldırdı. Bu, astronomların Nyuton mexanikasının yörüngələri anlamaqda ən yüksək dəqiqliyi təmin etmədiyini anlamalarına səbəb oldu. Nisbilik nəzəriyyəsində orbitlər, ümumiyyətlə, Nyuton proqnozları ilə (çox güclü cazibə sahələri və çox yüksək sürət olduğu yerlər istisna olmaqla) çox yaxınlaşdırılan geodeziya traektoriyaları izləyir, lakin fərqlər ölçülür. Nəzəriyyələri ayırd edə bilən bütün eksperimental dəlillər nisbilik nəzəriyyəsi ilə eksperimental ölçmə dəqiqliyi ilə uzlaşır. Ümumi nisbiliyin orijinal doğrulaması, Le Verrier tərəfindən ilk dəfə qeyd olunan Merkuri perihelionunun prekresiyasında qalan açıqlanmayan miqdarı hesaba gətirə bilməsi. Bununla birlikdə, Newtonun həlli hələ də ən qısa müddətli məqsədlər üçün istifadə olunur, çünki istifadəsi xeyli asan və kifayət qədər dəqiqdir.

Planet sistemi içərisində planetlər, cırtdan planetlər, asteroidlər və digər kiçik planetlər, kometalar və kosmik zibillər sistemin mərkəzi mərkəzini eliptik orbitlərdə dövr edir. Barsenter ətrafında bir parabolik və ya hiperbolik orbitdə olan bir kometa cazibə baxımından ulduzla əlaqəli deyil və bu səbəbdən də ulduzun planet sisteminin bir hissəsi hesab edilmir. Planet sistemindəki planetlərdən birinə cazibə qüvvəsi ilə bağlı olan cisimlər ya təbii, ya da süni peyklər, o planetin yaxınlığında və ya içərisində bir baryenter ətrafında olan orbitləri izləyirlər.

Qarşılıqlı cazibə narahatlıqları sayəsində planet orbitlərinin eksantrikliyi zamanla dəyişir. Günəş Sistemindəki ən kiçik planet olan Merkuri ən eksantrik orbitə sahibdir. İndiki dövrdə Mars ən böyük eksantrikliyə sahibdir, ən kiçik orbital eksantrikliklər Venera və Neptunla görülür.

İki cisim bir-birinin ətrafında fırlandığı üçün periapsis, iki cismin bir-birinə ən yaxın olduğu nöqtə və apoapsis isə ən uzaq olduğu nöqtədir. (Xüsusi orqanlar üçün daha spesifik terminlər istifadə olunur. Məsələn, perigeeapogee Yer kürəsi ətrafında bir orbitin ən aşağı və ən yüksək hissələridir perihelionafelion Günəş ətrafında bir orbitin ən yaxın və ən uzaq nöqtələridir.)

Planetlərin bir ulduzun ətrafında dövr etməsi halında, ulduzun və bütün peyklərinin kütləsi barisenter adlanan tək bir nöqtədə olduğu hesablanır. Bütün ulduz peyklərinin yolları o baryenter ətrafında elliptik orbitlərdir. Bu sistemdəki hər bir peyk, ellipsin bir mərkəz nöqtəsində baryenter ilə öz eliptik orbitinə sahib olacaqdır. Orbitinin istənilən nöqtəsində, hər hansı bir peyk baryer mərkəzinə görə müəyyən bir kinetik və potensial enerjiyə sahib olacaq və bu enerji orbitinin hər nöqtəsində sabit bir dəyərdir. Nəticədə, bir planet periapsisə yaxınlaşdıqda, bir planet apoapsisə yaxınlaşdıqca potensial enerjisi azaldıqca planet sürətini artıracaq, potensial enerjisi artdıqca sürəti azalacaq.

Orbitlərin Düzəlişini başa düşmək

Orbitləri anlamaq üçün bir neçə ümumi yol var:

  • Cazibə qüvvəsi kimi bir cisim düz bir xəttlə uçmağa çalışarkən bir cismani əyri bir yola çəkir.
  • Cisim kütləvi bədənə çəkildikdə, həmin bədənə doğru düşür. Lakin kifayət qədər tangensial sürətə sahibdirsə, bədənə düşməyəcək, əksinə bu cismin yaratdığı əyri trayektoriyanı sonsuza qədər izləməyə davam edəcəkdir. Daha sonra obyektin cəsəd ətrafında dövr etdiyi deyilir.

Bir planetin ətrafında bir orbitin təsviri olaraq, Newton'un top topu modeli faydalı ola bilər (aşağıdakı şəkilə baxın). Bu, hündür bir dağın zirvəsindəki bir topun topu üfüqi olaraq istənilən ağız sürətində atəş edə biləcəyi bir 'düşüncə təcrübəsi'. Hava sürtünməsinin top topuna təsirləri nəzərə alınmır (ya da bəlkə də dağ topun Yer atmosferinin üstündə olacağı qədər yüksəkdir, bu da eyni şeydir). [7]

Top topu aşağı başlanğıc sürətlə atırsa, topun trayektoriyası aşağıya doğru əyilir və yerə dəyir (A). Atəş sürəti artırıldıqca top topu topdan topa (B) daha uzağa dəyir, çünki top hələ yerə yıxılarkən yer getdikcə ondan uzaqlaşır (yuxarıdakı birinci nöqtəyə bax). Bütün bu hərəkətlər əslində texniki mənada "orbitlər" dir - ağırlıq mərkəzi ətrafında eliptik bir yolun bir hissəsini təsvir edirlər - ancaq orbitlər dünyaya vurularaq kəsilir.

Top topu kifayət qədər sürətlə vurulursa, torpaq topdan ən azı top düşdüyü qədər əyilir - buna görə top heç vaxt yerə dəymir. İndi fasiləsiz və ya dövr edən bir orbit deyilə bilən bir şeydir. Planetin cazibə mərkəzi və kütləsi mərkəzinin üstündəki hər hansı bir xüsusi hündürlüyün birləşməsi üçün dairəvi bir orbit yaradan bir spesifik atəş sürəti var (topun kütləsi, Yerin kütləsinə nisbətən çox kiçik olduğu düşünülür). , (C) də göstərildiyi kimi.

Atəş sürəti bundan da artdıqca fasiləsiz eliptik yörüngələr istehsal olunur (D). Əgər ilkin atəş göstərildiyi kimi Yer səthinin üstündə olarsa, daha yavaş atəş sürətində fasiləsiz eliptik orbitlər də olacaqdır ki, bunlar Yerin ətrafındakı bir orbitin yarısındakı nöqtədə və atəş nöqtəsinin birbaşa qarşısında, aşağıda dairəvi orbit.

Planetin kütləsindən asılı olaraq qaçma sürəti adlanan xüsusi bir üfüqi atəş sürətində parabolik bir yola sahib olan açıq bir orbit (E) əldə edilir. Daha da yüksək sürətlərdə obyekt bir sıra hiperbolik traektoriyaları izləyəcək. Praktiki mənada, bu hər iki trayektoriya növü, obyektin planetin cazibəsindən "qurtulduğunu" və bir daha geri dönməmək üçün "kosmosa çıxma" mənasını verir.

Kütlə ilə hərəkət edən iki cismin sürət əlaqəsi, alt tiplərlə birlikdə dörd praktik sinifdə nəzərdən keçirilə bilər:

Orbit yoxdur Suborbital trayektoriyalar Kesilmiş eliptik yollar üçündür Orbital traektoriyalar (və ya sadəcə, orbitlər)

  • Atəş nöqtəsi ilə ən yaxın nöqtəsi olan eliptik yollar üçündür
  • Dairəvi yol
  • Atəş nöqtəsinə ən yaxın nöqtəsi olan eliptik yollar üçündür

Diqqətə çatdırmaq lazımdır ki, əvvəlcə raketin atmosferdən yuxarı qaldırılması üçün (sürtünmə sürüklənməsinə səbəb olan) orbital raketlər şaquli olaraq atılır və sonra yavaş-yavaş yerdən qaldırılaraq raket mühərrikini atmosferə paralel olaraq orbit sürətinə çatmaq üçün atəşi bitirir.

Orbitdə olduqdan sonra sürəti onları atmosferin üstündəki orbitdə saxlayır. Məsələn, eliptik bir orbit sıx havaya dalırsa, obyekt sürətini itirəcək və yenidən daxil olacaq (yəni düşmək). Bəzən bir kosmik gəmi, ümumiyyətlə aerobraking manevri olaraq adlandırılan bir hərəkətlə atmosferi qəsdən tutacaq.

Newtonun cazibə qanunu və iki bədən problemi üçün hərəkət qanunları Düzenle

Əksər hallarda nisbi təsirlər laqeyd edilə bilər və Newton qanunları hərəkətin kifayət qədər dəqiq təsvirini verir. Bir cismin sürətlənməsi ona təsir edən qüvvələrin cəminə bölünən cəminə bərabərdir və cismə təsir edən cazibə qüvvəsi cazibədar iki cismin kütlələrinin məhsulu ilə mütənasibdir və kvadratı ilə tərs olaraq azalır. aralarındakı məsafə. Bu Nyuton yaxınlaşmasına görə, yalnız qarşılıqlı cazibə qüvvəsindən təsirlənən iki nöqtəli kütlələr və ya sferik cisimlər sistemi üçün (iki cisimli problem adlanır), onların trayektoriyaları dəqiq hesablana bilər. Ağır cisim, bir planetin ətrafında fırlanan bir peyk və ya kiçik bir ayın və ya Yerin Günəşin ətrafında dövr etməsi vəziyyətində olduğu kimi, kiçikdən daha çox kütləlidirsə, hərəkəti bir koordinat sistemi baxımından təsvir etmək kifayət qədər dəqiq və rahatdır. ağır bədən üzərində mərkəzləşmişdir və daha yüngül cismin daha ağır ətrafdakı orbitdə olduğunu söyləyirik. İki cismin kütlələrinin müqayisə oluna biləcəyi bir vəziyyətdə, tam bir Newtonian həlli kifayətdir və koordinat sistemini sistemin kütləsinin mərkəzinə qoyaraq əldə etmək olar.

Cazibə potensial enerjisinin təyin edilməsi Edit

Enerji cazibə sahələri ilə əlaqələndirilir. Başqasından uzaq bir hərəkətsiz cism, ona tərəf çəkildiyi təqdirdə xarici iş edə bilər və bu səbəblə cazibə qüvvəsinə sahibdir potensial enerji. Cazibənin çəkilməsinə qarşı iki cismin ayrılması üçün iş tələb olunduğundan, cazibə potensial enerjisi ayrıldıqca artır və bir-birinə yaxınlaşdıqda azalır. Nöqtə kütlələri üçün cazibə enerjisi sıfır ayrılmaya yaxınlaşdıqda sıfıra enir. Potensial enerjini bir-birlərindən sonsuz bir məsafədə olduqda sıfır dəyər kimi təyin etmək rahatdır və bu səbəbdən kiçik sonlu məsafələr üçün mənfi bir qiymətə (sıfırdan azaldığına görə) malikdir.

Orbital enerjilər və orbit şəkilləri Düzenle

Yalnız iki cazibə cismi qarşılıqlı əlaqədə olduqda, orbitləri konik hissəni izləyir. Orbit açıq ola bilər (obyektin heç vaxt geri qayıtmadığını nəzərdə tutur) və ya qapalı (geri dönə bilər). Hansı ki, sistemin ümumi enerjisindən (kinetik + potensial enerji) asılıdır. Açıq bir yörüngədə, orbitin hər hansı bir mövqeyindəki sürət ən azı bu mövqe üçün qaçış sürətidir, qapalı bir yörüngədə, sürət həmişə qaçma sürətindən azdır. Kinetik enerji heç vaxt mənfi olmadığından, potensial enerjinin sonsuz ayrılmada sıfır qəbul edilməsinə dair ümumi konvensiya qəbul edilərsə, bağlı orbitlər mənfi ümumi enerjiyə, parabolik traektoriyalar ümumi enerjiyə sıfır və hiperbolik orbitlər müsbət ümumi enerjiyə sahib olacaqdır.

Açıq bir orbit, hərəkət trayektoriyasında həmin nöqtədə tam qaçma sürətinin sürətinə sahib olduqda parabolik bir forma sahib olacaq və sürəti qaçma sürətindən çox olduqda hiperbola şəklində olacaqdır. Qaçma sürəti və ya daha böyük olan cisimlər bir-birinə yaxınlaşdıqda, yaxınlaşdıqları anda qısa müddət ərzində bir-birlərinin ətrafında əyləşəcək və sonra sonsuza qədər ayrılacaqlar.

Bütün qapalı orbitlər ellips şəklindədir. Dairəvi orbit xüsusi bir vəziyyətdir, burada ellips fokusları üst-üstə düşür. Orbitdəki cismin Yerə ən yaxın olduğu nöqtəyə perigee deyilir və orbitin Yerdən başqa bir cisim olduğu zaman periapsis (daha az düzgün, "perifokus" və ya "pericentron") adlanır. Peykin Yerdən ən uzaq olduğu nöqtəyə apogee, apoapsis və ya bəzən apifocus və ya apocentron deyilir. Periapsisdən apoapsisə çəkilən bir xətt apsidlər. Bu, ellipsin əsas oxudur, ən uzun hissəsindən keçən xəttdir.

Kepler qanunları Düzenle

Qapalı orbitləri izləyən cisimlər, yollarını müəyyən bir müddət deyilən müddətlə təkrarlayırlar. Bu hərəkət, Keplerin riyazi olaraq Newton qanunlarından əldə edilə bilən empirik qanunları ilə təsvir olunur. Bunlar aşağıdakı kimi formalaşdırıla bilər:

  1. Günəşin ətrafındakı bir planetin orbiti bir ellipsdir, Günəş həmin ellipsin mərkəz nöqtələrindən birindədir. [Bu fokus nöqtəsi, əslində bu izahın Günəş kütləsinin o planetinkindən sonsuz böyük olduğunu düşündüyü sadəlik üçün Günəş-planet sisteminin baryenteridir.] Planetin orbiti bir müstəvidə yerləşir, orbital təyyarə. Cazibədar bədənə ən yaxın olan orbitdəki nöqtə periapsisdir. Cazibədar bədəndən ən uzaq nöqtəyə apoapsis deyilir. Günəş ətrafında dövr edən bəzi cisimlər ətrafında perihelion və aphelyon, Yer ətrafında fırlanan şeylər perigee və apogee, Ayda fırlanan şeylər perilune və apolune (və ya müvafiq olaraq periselene və aposelene) ilə əlaqəli spesifik şərtlər var. Yalnız Günəş deyil, hər hansı bir ulduz ətrafında olan bir orbitdə periastron və apastron vardır.
  2. Planet öz orbitində hərəkət edərkən Günəşdən planetə keçən xətt, müəyyən bir müddət ərzində planetin orbitinin hansı hissəsini izləməsindən asılı olmayaraq müəyyən bir müddət ərzində sabit bir sahəni əhatə edir. Bu o deməkdir ki, planet öz perihelionu yaxınlığında apheliyasına nisbətən daha sürətli hərəkət edir, çünki kiçik məsafədə eyni ərazini əhatə etmək üçün daha böyük bir qövs izləmək lazımdır. Bu qanun ümumiyyətlə "bərabər vaxtda bərabər sahələr" olaraq ifadə edilir.
  3. Verilmiş bir orbit üçün yarı böyük oxunun kubunun dövrün kvadratına nisbəti sabitdir.

Newtonun cazibə qanununun məhdudiyyətləri Düzenle

Bir nöqtə kütləsinin və ya Nyuton cazibə sahəsi olan sferik cismin əlaqəli orbitləri eyni yolu dəqiq və qeyri-müəyyən şəkildə təkrarlayan qapalı elips olduğu halda, qeyri-sferik və ya Nyuton olmayan təsirlər (məsələn Yer və ya relyativistik təsirlər nəticəsində cazibə sahəsinin davranışını məsafə ilə dəyişdirmək) orbit formasının Newtonian iki bədən hərəkətinə xas olan qapalı elipslərdən uzaqlaşmasına səbəb olacaqdır. İki bədənli həllər 1687-ci ildə Newton tərəfindən Principia'da nəşr olundu. 1912-ci ildə Karl Fritiof Sundman üç bədən problemini həll edən yaxınlaşan sonsuz bir sıra inkişaf etdirdi, lakin çox istifadə üçün çox yavaş birləşir. Laqranj nöqtələri kimi xüsusi hallar xaricində, dörd və ya daha çox cismə sahib bir sistem üçün hərəkət tənliklərini həll edən heç bir metod məlum deyil.

Çox bədən problemlərinə yanaşmalar Düzenle

Tam bir qapalı forma həllindən çox, bir çox cismə sahib olan orbitlər özbaşına yüksək dəqiqliklə yaxınlaşdırıla bilər. Bu təxminlər iki formada olur:

Bir forma saf eliptik hərəkəti əsas götürür və çoxlu cisimlərin cazibə təsirini nəzərə almaq üçün narahatlıq şərtlərini əlavə edir. Bu, astronomik cisimlərin mövqelərini hesablamaq üçün əlverişlidir. Ayların, planetlərin və digər cisimlərin hərəkət tənlikləri böyük dəqiqliklə bilinir və səmavi naviqasiya üçün cədvəllər yaratmaq üçün istifadə olunur. Yenə də post-Nyuton metodları ilə həll edilməli olan dünyəvi hadisələr var. Diferensial tənlik forması elmi və ya missiya planlaşdırma məqsədləri üçün istifadə olunur. Newton qanunlarına görə, bir cismə təsir edən bütün qüvvələrin cəmi, cismin kütləsinin sürətlənməsindən qatına bərabər olacaqdır (F = ma). Bu səbəbdən sürətlənmə mövqelərlə ifadə edilə bilər. Narahatlıq şərtlərini bu formada izah etmək daha asandır. Mövqe və sürətin başlanğıc dəyərlərindən sonrakı mövqeləri və sürətləri proqnozlaşdırmaq ilkin dəyər probleminin həllinə uyğundur. Ədədi metodlar gələcəkdə obyektlərin mövqelərini və sürətlərini qısa müddətdə hesablayır, sonra da ürəkbulanma hesablamasını təkrarlayın. Lakin kompüter riyaziyyatının məhdud dəqiqliyindən kiçik hesab səhvləri məcmu olur və bu yanaşmanın dəqiqliyini məhdudlaşdırır.

Çox sayda cisim olan diferensial simulyasiyalar kütlə mərkəzləri arasında hiyerarşik cütlük şəklində hesablamalar aparır. Bu sxemdən istifadə edərək, qalaktikalar, ulduz qrupları və digər böyük obyekt birləşmələri simulyasiya edilmişdir. [ alıntıya ehtiyac var ]

Aşağıdakı hasilat belə bir eliptik orbit üçün tətbiq olunur. Yalnız Newtonian cazibə qanunu ilə başlayırıq ki, mərkəzi cismə doğru cazibə sürətlənməsi, aralarındakı məsafənin kvadratının tərsinə aiddir.

harada F2 kütləyə təsir göstərən qüvvədir m2 cazibə cazibə kütləsindən qaynaqlanır m1 üçün var m2, G universal cazibə sabitidir və r iki kütlə mərkəzləri arasındakı məsafəsidir.

Newtonun ikinci qanununa əsasən təsir edən qüvvələrin cəmi m2 həmin bədənin sürətlənməsi ilə əlaqəli:

harada A2 sürətlənməsidir m2 cazibə qüvvəsinin səbəb olduğu F2 of m1 fəaliyyət göstərir m2.

Sürətlənmə üçün həll, A2:

Mərkəzi cismin hərəkətsiz sayıla biləcəyi qədər kütləvi olduğunu düşünürük və ümumi nisbilikin daha incə təsirlərini görməməzlikdən gəlirik.

T < displaystyle t> cari zamanda orbitdə olan cismin yeri həm standart Öklid bazası ilə, həm də mənşəyi güc mərkəzi ilə üst-üstə düşən qütb bazası ilə qütb koordinatlarında vektor hesabı istifadə edərək müstəvidə yerləşir. R < displaystyle r> cisimlə mərkəz arasındakı məsafə, θ < displaystyle theta> isə döndüyü bucaq olsun. X ^ < displaystyle < hat < mathbf edək >>> və y ^ < displaystyle < hat < mathbf >>> standart Öklid bazaları olun və r ^ = cos ⁡ (θ) x ^ + sin ⁡ (θ) y ^ < displaystyle < hat < mathbf >> = cos ( theta) < hat < mathbf >> + sin ( theta) < hat < mathbf >>> və θ ^ = - sin ⁡ (θ) x ^ + cos ⁡ (θ) y ^ < displaystyle < hat < boldsymbol < theta >>> = - sin ( theta) < hat < mathbf >> + cos ( theta) < hat < mathbf >>> birincisi, mərkəzi gövdədən orbitdəki cismin yerləşdiyi yerə doğru vahid vektoru, ikincisi isə orbital cismin orbitə çıxacağı təqdirdə hərəkət edəcəyi istiqamətə işarə edən vahid vahid vektoru ilə radial və eninə qütb bazası olun. saat yönünün əksinə bir dairədə. O zaman orbitdə olan obyektin vektoru budur

Artıq orbital obyektimizin sürətini və sürətlənməsini tapa bilərik.

Tənlik (2) hissələri ilə inteqrasiya istifadə edərək yenidən düzəldilə bilər.

əslində Keplerin ikinci qanununun nəzəri sübutu olan (Bir planetlə Günəşin birləşdiyi bir xətt bərabər zaman aralığında bərabər sahələri süpürür). İnteqrasiya sabitliyi, h, vahid kütlə başına açısal impulsdur.

Bunları (1) -ə bağlamaq verir

Yəni cazibə qüvvəsi üçün - ya da ümumiyyətlə, üçün hər hansı tərs kvadrat qüvvə qanunu - tənliyin sağ tərəfi sabit olur və tənliyin harmonik tənlik olduğu (asılı dəyişənin mənşəyinin dəyişməsinə qədər) olduğu görülür. Çözüm budur:

harada Aθ0 ixtiyari sabitlərdir. Cismin orbitinin bu nəticəsi, mərkəz nöqtələrindən birinə nisbətən Qütb şəklində bir ellipsdir. Bu, ≡ h 2 / μ (1 - e 2) qoyaraq e iv h 2 A / μ < displaystyle e equiv h ^ <2> A / mu> ekssentrikliyi qoyaraq daha standart bir formaya salınır. < displaystyle a equiv h ^ <2> / mu sol (1-e ^ <2> right)> yarı əsas ox. Nəhayət, ellipsin uzun oxu müsbət boyunca olmasına görə θ 0 ≡ 0 < displaystyle theta _ <0> equiv 0> qoyun. x koordinat.

İki bədən sistemi torkun təsiri altında olduqda, açısal impuls h sabit deyil. Aşağıdakı hesablamadan sonra:

iki bədənli sistemin Sturm-Liouville tənliyini alacağıq. [9]

Yuxarıda göstərilən orbital mexanikanın (Nyuton) analizi, çərçivə sürükləməsi və cazibə vaxtının genişlənməsi kimi ümumi nisbiliyin daha incə təsirlərinin əhəmiyyətsiz olduğunu düşünür. Nisbi təsirlər çox böyük cisimlərin yaxınlığında olduqda (Merkurinin Günəş ətrafında olan orbitində olduğu kimi) və ya həddindən artıq dəqiqliyə ehtiyac olduqda (GPS peykləri üçün orbital elementlərin hesablamaları və zaman siqnalına istinadlar kimi.) [10]) .

İndiyə qədər aparılan analiz iki ölçülü olub, narahat olmayan bir orbitin kosmosda sabitləşmiş bir düzlükdə iki ölçülü olduğu və bu səbəbdən üç ölçüyə uzanmanın sadəcə iki ölçülü təyyarənin qütblərinə nisbətən lazımlı açıya çevrilməsini tələb etdiyi ortaya çıxdı. planetar cisim iştirak edir.

Bunu üç ölçüdə etmək üçün fırlanma ənənəvi olaraq bunları üç bucaq şəklində ifadə etmək üçün üç rəqəm tələb olunur.

Orbital dövr sadəcə bir orbitdəki cismin bir orbiti tamamlamaq üçün nə qədər vaxt apardığını göstərir.

Bir bədən haqqında Keplerian orbitini təyin etmək üçün altı parametr tələb olunur. Məsələn, cismin başlanğıc mövqeyini göstərən üç rəqəm və sürətini göstərən üç dəyər, zamanla irəli (və ya geri) hesablana bilən unikal bir orbit təyin edəcəkdir. Lakin ənənəvi olaraq istifadə olunan parametrlər bir qədər fərqlidir.

Ənənəvi olaraq istifadə olunan orbital elementlər toplusuna Johannes Kepler və qanunlarından sonra Keplerian elementlər dəsti deyilir. Keplerian elementləri altıdır:

Prinsipcə, orbital elementlər bir cism üçün məlum olduqda, onun mövqeyi zamanla irəli və geri hesablana bilər. Bununla birlikdə, praktikada, orbitlər, ehtimal olunan bir nöqtə mənbəyindən sadə cazibə qüvvəsindən başqa digər qüvvələr tərəfindən təsirlənir və ya narahat olur (növbəti hissəyə baxın) və beləliklə orbital elementlər zaman keçdikcə dəyişir.

Orbital narahatlıq, əsas cazibəedici cismin ümumi qüvvəsindən və ya orta impulsundan xeyli kiçik olan və iki orbitə cisminə xarici olan bir qüvvə və ya impulsun zamanla orbitin parametrlərini dəyişdirən bir sürətlənməyə səbəb olmasıdır.

Radial, proqrad və transvers narahatlıqlar Düzenle

Orbitdə olan bir cismə verilmiş kiçik bir radial impuls eksantrikliyi dəyişdirir, ancaq orbital dövrü deyil (birinci sıraya). Proqrasiya və ya retrograd impuls (yəni orbital hərəkət boyunca tətbiq olunan impuls) həm eksantrikliyi, həm də orbital dövrü dəyişir. Xüsusi olaraq, periapsisdə bir proqres impulsu apoapsisdə hündürlüyü artırır və əksinə, geriyə doğru bir impuls isə əksini edir. Eninə bir impuls (orbital müstəvidən kənarda) dövrü və eksantrikliyi dəyişdirmədən orbital müstəvinin fırlanmasına səbəb olur. Bütün hallarda, qapalı bir orbit hələ də narahatlıq nöqtəsi ilə kəsişəcəkdir.

Orbital çürüməyə düzəliş edin

Bir orbit əhəmiyyətli bir atmosferi olan bir planet cismi ilə əlaqədardırsa, orbit süründürmə səbəbindən çürüyə bilər. Xüsusilə hər periapsisdə obyekt enerjisini itirərək atmosfer sürüşməsini yaşayır. Hər dəfə orbit daha az ekssentrik (daha dairəvi) böyüyür, çünki cisim dəqiq olaraq bu enerji maksimum olduqda kinetik enerjini itirir. Bu, sarkaçın ən aşağı nöqtəsində yavaşlatmasının təsirinə bənzəyir, sarkaçın salınmasının ən yüksək nöqtəsi aşağı olur. Ardıcıl yavaşlama ilə orbitin daha çox yolu atmosferdən təsirlənir və təsir daha aydın görünür. Nəhayət, təsir o qədər böyüyür ki, maksimum kinetik enerji atmosfer sürüşmə effektinin hüdudlarından yuxarı olan orbiti geri qaytarmaq üçün kifayət deyil. Belə olduqda, cəsəd sürətlə aşağıya doğru irəliləyəcək və mərkəzi bədəni kəsəcəkdir.

Bir atmosferin sərhədləri vəhşicəsinə dəyişir. Günəş maksimumu zamanı Yer atmosferi günəş minimumu ilə müqayisədə yüz kilometrə qədər yüksək sürüşməyə səbəb olur.

Uzun keçirici tetherləri olan bəzi peyklər, Yerin maqnit sahəsindən elektromaqnit sürüklənməsinə görə orbital çürüməyə də məruz qala bilərlər. Tel maqnit sahəsini kəsdikdə, generatorların rolunu oynayır, elektronları bir ucundan digərinə keçir. Orbital enerji teldəki istiliyə çevrilir.

Orbitlər süni şəkildə bədənin kinetik enerjisini yolunun müəyyən bir nöqtəsində dəyişdirən raket mühərriklərinin istifadəsi ilə təsir edə bilər. Bu kimyəvi və ya elektrik enerjisinin kinetik enerjiyə çevrilməsidir. Bu şəkildə orbit şəklində və ya istiqamətdə dəyişikliklər asanlaşdırıla bilər.

Bir orbitə süni təsir göstərməyin başqa bir üsulu günəş yelkənlərinin və ya maqnit yelkənlərinin istifadəsidir. Bu itələmə formaları Günəşdən başqa heç bir itələmə və ya enerji girişi tələb etmir və bu səbəbdən sonsuza qədər istifadə edilə bilər. Belə bir təklif olunan istifadə üçün statitə baxın.

Orbital çürümə, dövr etdiyi bədən üçün sinxron orbitin altındakı cisimlər üçün gelgit qüvvələri səbəbindən meydana gələ bilər. Orbitdə olan cismin cazibə qüvvəsi ilkin hissədə gelgit çıxıntılarını artırır və sinxron orbitin altındakı orbitdə olan cisim bədənin səthindən daha sürətli hərəkət etdiyinə görə qabarıqlıqlar arxada qısa bir bucaq saxlayır. Çıxıntıların cazibə qüvvəsi birincil peyk oxundan azca uzaqdır və beləliklə peykin hərəkəti boyunca bir hissəyə malikdir. Yaxın çıxıntı cismi uzaq şişkinlik sürətləndirdikdən daha çox yavaşlatır və nəticədə orbit çürüyür. Əksinə, peykin qabarıqlıqdakı cazibəsi birincil tork tətbiq edir və fırlanmasını sürətləndirir. Süni peyklər orbitə çıxdıqları planetlərdə nəzərəçarpacaq dərəcədə bir gelgit təsiri göstərə bilməyəcək qədər kiçikdir, lakin Günəş Sistemindəki bir neçə ay bu mexanizmlə orbital çürüməyə məruz qalır. Marsın içindəki Fobos ən yaxşı nümunədir və ya Marsın səthinə təsir edəcəyi, ya da 50 milyon il içində bir halqa halına düşəcəyi gözlənilir.

Orbitlər cazibə dalğalarının yayılması ilə çürüə bilər. Bu mexanizm, əksər ulduz cisimlər üçün son dərəcə zəifdir, ancaq həddindən artıq kütlə ilə həddindən artıq sürətlənmənin birləşməsi olduğu hallarda, məsələn bir-birinin ətrafında dolaşan qara dəliklər və ya neytron ulduzları ilə əhəmiyyətli olur.

Ablateness Edit

Orbitdəki cisimlərin standart analizi bütün cisimlərin vahid kürələrdən və ya ümumiyyətlə hər birinin sıxlığı bərabər olan konsentrik qabıqlardan ibarət olduğunu düşünür. Bu cür cisimlərin cazibə baxımından nöqtə mənbələrinə bərabər olduğu göstərilə bilər.

Lakin, gerçək dünyada bir çox cisim fırlanır və bu cazibə sahəsini təqdim edir və cazibə sahəsini təhrif edir və cazibə sahəsinə bədənin radiusu ilə müqayisə olunan məsafələrdə əhəmiyyətli olan dördqat an verir. Ümumiyyətlə, bir fırlanan cismin cazibə potensialı, məsələn, bir planet, ümumiyyətlə onun sferik simmetriyadan uzaqlaşmasını hesablayan multipollarda genişlənir. Peyk dinamikası baxımından xüsusi əhəmiyyət kəsb edən, hətta zona harmonik əmsalları və ya hətta zonalardır, çünki orbital dövrdən daha uzun müddətə məcmu olan dünyəvi orbital narahatlıqları meydana gətirir. [11] [12] [13] Bütöv simmetriya oxunun fəzadakı oriyentasiyasından, ümumilikdə yarı ox istisna olmaqla bütün orbiti təsir etməsindən asılıdır.

Birdən çox cazibə orqanı Redaktə edin

Digər cazibə orqanlarının təsiri əhəmiyyətli ola bilər. Məsələn, Ayın orbitini, eyni zamanda Yerin cazibə qüvvəsinin təsirinə imkan vermədən dəqiq təsvir etmək olmur. Təxminən bir nəticə budur ki, cəsədlər, daha ağır bir planetin və ya Ayın ətrafında, ağır cismin Təpə sferası daxilində yaxşı bir şəkildə dövr etmələri şərti ilə, bu narahatlıqlara baxmayaraq, sabit bir orbitə sahib olacaqdır.

İkidən çox cazibə orqanı olduqda, n-cisim problemi olaraq adlandırılır. Bəzi xüsusi hallar hazırlanmasına baxmayaraq n bədən problemlərinin əksəriyyətinin qapalı forma həlli yoxdur.

İşıq şüalanma və ulduz küləyi Düzenle

Daha kiçik cisimlər üçün, yüngül və ulduzlu külək bədənin hərəkət və hərəkət istiqamətində ciddi narahatlıqlara səbəb ola bilər və zamanla əhəmiyyətli ola bilər. Planet cisimlərindən asteroidlərin hərəkəti, xüsusilə asteroidlərin Günəşə nisbətən fırlandığı böyük dövrlərdə təsirlənir.

Riyaziyyatçılar kəşf etdilər ki, elliptik olmayan orbitlərdə dövri olaraq təkrarlanan birdən çox cismə sahib olmaq mümkündür, baxmayaraq ki, bu cür yörüncələrin əksəriyyəti kütlə, mövqe və ya sürətdəki kiçik narahatlıqlara qarşı sabit deyil. Bununla birlikdə, üç hərəkətli cəsəd tərəfindən tutulmuş bir planar rəqəm səkkiz orbit də daxil olmaqla bəzi xüsusi sabit hallar müəyyən edilmişdir. [14] Əlavə tədqiqatlar, bir kuboktaedrin kənarlarına topoloji cəhətdən ekoloji cəhətdən 4 dairəvi, bir-birinə bənzəyən yörüngələrdə hərəkət edən 12 kütləni əhatə edən bir plansız yörüngələrin də mümkün olduğunu tapdı. [15]

Kainatda təbii olaraq meydana gələn bu cür yörüngələrin tapılmasının ehtimal olunan şərtlərin təsadüfən yarana bilməməsi səbəbindən mümkünsüz olduğu düşünülür. [15]

Orbital mexanika və ya astrodinamik raketlərin və digər kosmik aparatların hərəkəti ilə bağlı praktik problemlərə ballistik və göy mexanikasının tətbiqidir. Bu cisimlərin hərəkəti ümumiyyətlə Nyutonun hərəkət qanunlarından və Nyutonun ümumdünya cazibə qanunundan hesablanır. Kosmik missiya dizaynı və nəzarəti içərisində əsas bir intizamdır. Göy mexanikası, kosmik aparatlar və ulduz sistemləri, planetlər, aylar və kometlər kimi təbii astronomik cisimlər də daxil olmaqla cazibə qüvvəsinin təsiri altında sistemlərin orbital dinamikasını daha geniş şəkildə müalicə edir. Orbital mexanika, orbital manevrlər, orbit təyyarəsi dəyişiklikləri və planetlərarası köçürmələr daxil olmaqla kosmik aparat trayektoriyalarına diqqət yetirir və itələyici manevrlərin nəticələrini proqnozlaşdırmaq üçün missiya planlaşdırıcıları tərəfindən istifadə olunur. Ümumi nisbilik, orbitlərin hesablanması üçün Newton qanunlarından daha dəqiq bir nəzəriyyədir və bəzən daha dəqiqlik üçün və ya yüksək cazibə şəraitində (Günəşə yaxın orbitlər kimi) zəruridir.

    (LEO): 2000 km (0–1,240 mil) hündürlüyə sahib olan coosentrik orbitlər. [16] (MEO): 2000 km-dən (1240 mil) hündürlüyü 35.786 kilometr (22.236 mil) olan geosinxron orbitin altına qədər olan coğrafi mərkəz orbitləri. Aralıq dairəvi orbit olaraq da bilinir. Bunlar "ən çox orbital dövrü 12 saat olan 20.200 kilometr (12.600 mil) və ya 20.650 kilometrdir." [17]
  • Həm geosinxron orbit (GSO), həm də geostasionar orbit (GEO), Yerin sereal fırlanma müddətinə uyğun Yer ətrafında olan orbitlərdir. Bütün geosinxron və geostasionar orbitlər 42.164 km (26.199 mil) yarı böyük oxa malikdir. [18] Bütün geostasionar yörüngələr eyni zamanda geosinxrondur, lakin bütün geosinxron yörüncələr geostasionar deyil. Bir geostasionar orbit ekvatorun tam üstündə qalır, bir geosinxron orbit isə Yer səthinin daha çox hissəsini əhatə etmək üçün şimala və cənuba yuvarlana bilər. Hər ikisi də günəşdə Yerin tam bir orbitini tamamlayır (Günəşə deyil, ulduzlara nisbətən). : Geosinxron orbitin hündürlüyündən 35.786 km (22.240 mil) hündürlükdə olan geocentric orbitlər. [17]

Cazibə sabitliyi G aşağıdakı kimi hesablanmışdır:

Beləliklə, sabitin ölçü sıxlığı −1 vaxt ension2 olur. Bu, aşağıdakı xüsusiyyətlərə uyğundur.

Məsafələrin miqyaslanması (cisimlərin ölçüləri daxil olmaqla, sıxlığı eyni tutarkən) vaxtı ölçmədən oxşar orbitləri verir: məsələn məsafələr yarıya enirsə kütlələr 8-ə, cazibə qüvvələri 16-ya, cazibə sürətləri 2-yə bölünür. Buradan sürətlər yarıya enmiş və orbital dövrlər və cazibə qüvvəsi ilə əlaqəli digər səyahət müddətləri eyni qalır. Məsələn, bir qüllədən bir cisim düşdükdə, yerə tökülmək üçün çəkilən vaxt Yerin bir şkalalı modelindəki qüllənin miqyaslı modeli ilə eyni qalır.

Kütlələri eyni saxlayarkən məsafələrin miqyası (nöqtə kütlələri halında və ya sıxlıqları tənzimləməklə) məsafələr 4-ə, cazibə qüvvələri və sürətlənmələr 16-ya bölünsə, sürətlər yarıya endirilərsə və orbital dövrlər vurulursa oxşar orbitlər verir. 8 ilə.

Bütün sıxlıqlar 4-ə vurulduqda, orbitlər eyni cazibə qüvvələri 16-ya, sürətlənmələr 4-ə çarpıldıqda, sürətlər ikiqat artır və orbital dövrlər yarıya endirilir.

Bütün sıxlıqlar 4-ə vurulduqda və bütün ölçülər yarıya endirildikdə, orbitlər oxşar kütlələr 2-yə bölünür, cazibə qüvvələri eynidir, cazibə sürətləri ikiqat artır. Beləliklə sürətlər eynidir və orbital dövrlər yarıya endirilir.

Bütün bu miqyaslı vəziyyətlərdə. sıxlıqlar 4-ə vurulursa, sürətlər ikiqat artarsa, yarılar, qüvvələr 16-ya vurulur.

Bu xüsusiyyətlər düsturda göstərilmişdir (orbital dövr üçün düsturdan götürülmüşdür)

yarı böyük oxlu bir eliptik orbit üçün a, radiusu olan kürə cismin ətrafında kiçik bir cismin r və orta sıxlıq ρ, harada T orbital dövrdür. Keplerin Üçüncü Qanununa da baxın.

Müəyyən orbitlərin və ya orbital manevrlərin konkret faydalı məqsədlərə tətbiqi patent mövzusu olmuşdur. [19]

Bəzi cisimlər digər cisimlərlə səliqəli şəkildə kilidlənir, yəni səma cisminin bir tərəfi daimi olaraq ana obyektinə baxır. Bu, Yer-Ay və Pluton-Charon sisteminə aiddir.


Klassik Laplace təyyarəsi, geostasionar peyklər üçün sabit atılma orbitidir

Klassik Laplas təyyarəsi Yerin oblatitesindən və lunisolar cazibə pozğunluqlarından yaranan orta dinamik üçün dondurulmuş bir orbit və ya tarazlıq həllidir. Nəzarətsiz GEO peyklərinin orbital təyyarəsinin qütbü Laplas təyyarəsinin qütbünün ətrafında demək olar ki, sabit meyl və sürətlə geri çəkilir. Friesen və s. Uyğun olaraq. (1993), bu sabit təyyarənin möhkəm uzunmüddətli atma orbiti kimi necə istifadə edilə biləcəyini göstəririk. Kosmik gəmi xüsusiyyətlərindən asılı olaraq GEO-dan bir neçə yüz kilometr yüksəklikdə olan GEO faydalı yüklərinin ömrünü sona çatması üçün mövcud qəbiristanlıq bölgələri yeni aşkar edilmiş yüksək sahə-kütlə nisbətində zibil populyasiyasını ehtiva edə bilməz. Bu cür obyektlər qısa müddət ərzində eksantriklik və meyl baxımından dramatik dəyişikliklər göstərən günəş radiasiya təzyiqinin təsirlərinə çox həssasdır. Laplace təyyarə qəbiristanlığı, əksinə, bu zibilləri tələyə salacaq və bu obyektlərin GEO vasitəsilə yağış yağmasına icazə verməzdi. Bu meylli orbitdə bir peykin yerləşdirilməsi baha başa gələ biləcəyi üçün, məqbul mənfəət-fayda nisbətlərinə malik bəzi alternativ atma sxemlərini müzakirə edirik.


Mündəricat

1929-cu ildə Herman Potočnik həm geosinxron orbitləri, həm də geostasionar Yer orbitinin xüsusi vəziyyətini kosmik stansiyalar üçün faydalı orbitlər kimi xarakterizə etdi. [1] Geosinxron bir orbitin populyar ədəbiyyatda ilk görünüşü 1942-ci ilin oktyabrında George O. Smithin ilk Venera Equilateral hekayəsində [2] oldu, lakin Smith təfərrüatlarına varmadı. İngilis fantastika müəllifi Arthur C. Clarke, 1945-ci ildə yazılmış bir məqalədə konsepsiyanı populyarlaşdırdı və genişləndirdi Yerdənkənar Röleler - Roket Stansiyaları Ümumdünya Radiosunu əhatə edə bilərmi?, nəşr Simsiz Dünya jurnal. Clarke, girişində əlaqəni qəbul etdi Tam Venera bərabərliyi. [3] [4] Clarke'nin əvvəlcə yayım və röle rabitə peykləri üçün faydalı olduğunu açıqladığı orbit [4] bəzən Clarke Orbit adlanır. [5] Eynilə, bu orbitdəki süni peyklərin toplanması Clarke Kəmər kimi tanınır. [6]

Texniki terminologiyada, geosinxron yörüngələr, təxminən ekvator üzərində olduqları təqdirdə, geostasionar olaraq adlandırılır, lakin terminlər bir-birinin əvəzinə istifadə olunur. [7] [8] Xüsusilə, geosinxron Yer orbitidir (GEO) üçün sinonim ola bilər geosinxron ekvatorial orbit, [9] və ya geostasionar Yer orbitidir. [10]

İlk geosinxron peyk Harold Rosen tərəfindən 1959-cu ildə Hughes Aircraft-da işləyərkən dizayn edilmişdir. Sputnik 1-dən ilham alaraq, rabitəni qloballaşdırmaq üçün geostasionar (geosinxron ekvatorial) peykdən istifadə etmək istəyir. O zaman ABŞ və Avropa arasında telekomunikasiya bir anda yalnız 136 nəfər arasında mümkün idi və yüksək tezlikli radiolara və dənizaltı kabelə etibar etdi. [11]

O vaxtkı ənənəvi müdriklik, bir peykin geosinxron bir orbitdə yerləşdirilməsi üçün çox raket gücünə ehtiyac duyması və xərcləri doğrultmaq üçün kifayət qədər uzun müddət yaşamaması idi [12], buna görə də aşağı və ya orta səviyyədəki peyk bürclərinə qarşı erkən səylər göstərildi. Earth orbit. [13] Bunlardan birincisi 1960-cı ildə, ardından 1962-ci ildə Telstar 1-in passiv Echo balon peykləri idi. [14] Bu layihələrdə geosinxron peyklər yolu ilə həll edilə bilən siqnal gücü və izləmə ilə bağlı çətinliklər olsa da, konsepsiya praktik deyildi. , buna görə Hughes tez-tez vəsait və dəstəyi saxladı. [13] [11]

1961-ci ilədək Rosen və qrupu, diametri 76 santimetr (30 inç), hündürlüyü 38 santimetr (15 in), çəkisi 11,3 kiloqram (25 lb) olan silindrik bir prototip istehsal etdilər. O vaxt mövcud olan roketika ilə orbitə, spin sabitləşdirildi və pancake şəklində dalğa forması istehsal edən dipol antenlərindən istifadə edildi. [15] 1961-ci ilin avqust ayında işləyən peykin istehsalına başlamaq üçün müqavilə bağlandı. [11] Syncom 1-i elektronik uğursuzluqdan itirdilər, lakin Syncom 2 1963-cü ildə uğurla bir geosinxron orbitə yerləşdirildi. Eğimli orbit hələ hərəkətli antenalar tələb etsə də, televiziya ötürülmələrini ötürə bildi və ABŞ prezidenti John F. Kennedy-yə icazə verdi. 23 avqust 1963-cü ildə bir gəmidən Nigeriyanın baş naziri Abubakar Tafawa Balewa ilə telefon əlaqəsi yaratmaq. [13] [16]

Bu gün uzaqdan algılama, naviqasiya və rabitə təmin edən yüzlərlə geosinxron peyk var. [11] [17]

Planetin əksər əhalisi olan quru yerlərinin hazırda tez-tez gecikmə və bant genişliyi üstünlüklərinə sahib olan yerüstü rabitə vasitələri (mikrodalğalı, fiber optik) və 2018-ci ilədək əhalinin 96% -ni əhatə edən telefon və internetə çıxışı 90% olmasına baxmayaraq [18] inkişaf etmiş ölkələrin bəzi kənd və ucqar bölgələri hələ də peyk rabitəsindən asılıdır. [19] [20]

Geostasionar orbit Düzəliş edin

Geostasionar ekvatorial orbit (GEO) Yerin ekvatoru təyyarəsindəki radiusu təxminən 42.164 km (26.199 mi) olan (Yerin mərkəzindən ölçülən) dairəvi bir geosinxron orbitdir. [21]: 156 Belə bir orbitdəki bir peyk, orta dəniz səviyyəsindən təxminən 35.786 km (22.236 mi) yüksəklikdədir. Yer səthinə nisbətən eyni mövqeyi saxlayır. Geostasionar orbitdə bir peyk görə bilsəydi, göydəki eyni nöqtədə uçur, yəni Gündəlik, Ay və ulduzlar arxasındakı səmaları dolaşırdı. Bu cür orbitlər telekommunikasiya peykləri üçün faydalıdır. [22]

Mükəmməl sabit bir geostasionar orbit yalnız təqribən edilə bilən bir idealdır. Təcrübədə peyk günəş küləyi, radiasiya təzyiqi, Yerin cazibə sahəsindəki dəyişikliklər və Ay və Günəşin cazibə təsiri kimi narahatlıqlar səbəbindən bu orbitdən uzaqlaşır və itələyicilər orbitin bilinən bir müddətdə qorunması üçün istifadə olunur. stansiya saxlama kimi. [21]: 156

Nəhayət, itələyicilər istifadə edilmədən, orbit hər 55 ildən bir 0 ilə 15 ° arasında salınan meylli olacaqdır. Peykin ömrünün sonunda, yanacaq tükənməyə yaxınlaşdıqda, peyk operatorları meylləri düzəltmək və yalnız eksantrikliyi idarə etmək üçün bu bahalı manevrləri buraxmağa qərar verə bilərlər. Bu, zamanla daha az yanacaq sərf etdiyi üçün peykin ömrünü uzadır, ancaq peyk yalnız N-S hərəkətini izləyə bilən yerüstü antenalar tərəfindən istifadə edilə bilər. [21]: 156

Geostasionar peyklər həm də stansiya saxlamadan 75 ° və 255 ° olan iki sabit uzunluqdan birinin ətrafında sürüşməyə meyllidir. [21]: 157

Eliptik və meylli geosinxron orbitlər Düzəliş edin

Geosinxron orbitlərdəki bir çox obyekt eksantrik və / və ya meylli orbitlərə malikdir. Eksantriklik orbiti eliptik hala gətirir və yerüstü stansiya baxımından göydə E-W-yə salınır, meyl ekvatorla müqayisədə orbiti əyir və yerüstü stansiyadan N-S-yə salınmasını göstərir. Bu təsirlər birləşərək analemma əmələ gətirir (şəkil-8). [21]: 122

Elliptik / ekssentrik yörüngələrdə olan peyklər idarə oluna bilən yerüstü stansiyalar tərəfindən izlənilməlidir. [21]: 122

Tundra orbitini düzəldin

Tundra orbiti, peykin vaxtının çox hissəsini bir yüksək enli yerdə yaşamağa imkan verən eksantrik bir rus geosinxron orbitidir. Dondurulmuş bir orbit olan 63.4 ° meylində oturur və bu da stansiya saxlama ehtiyacını azaldır. [23] Bir ərazini davamlı əhatə etmək üçün ən azı iki peyk lazımdır. [24] Sirius XM Peyk Radyosu tərəfindən ABŞ-ın şimalında və Kanadada siqnal gücünü artırmaq üçün istifadə edilmişdir. [25]

Quazi-Zenith orbitini düzəldin

Quazi-Zenith Peyk Sistemi (QZSS), 42 ° və 0,075 eksantriklik meylli bir geosinxron orbitdə işləyən üç peykli bir sistemdir. [26] Hər peyk Yaponiya üzərində yaşayır və siqnalların şəhər kanyonlarındakı alıcılara çatmasına imkan verir, sonra Avstraliya üzərindən sürətlə keçir. [27]

Geosinxron peyklər şərqə ekvatorun fırlanma sürətinə uyğun bir proqrasiya orbitinə çıxarılır. Bir peykin atıla biləcəyi ən kiçik meyl buraxılış sahəsinin enliyidir, bu səbəbdən peykin ekvatora yaxın yerdən atılması, sonradan lazım olan meyl dəyişikliyini məhdudlaşdırır. [28] Əlavə olaraq, ekvatora yaxın yerdən fırlatmaq, Yerin fırlanma sürətinin peykə təkan verməsini təmin edir. Başlanğıc sahənin şərqində su və ya səhra olmalıdır, buna görə uğursuz raketlər yaşayış məntəqəsinə düşməz. [29]

Əksər buraxılış vasitələri geosinxron peykləri birbaşa geosinxron ötürmə orbitinə (GTO), GSO hündürlüyündə apogeyli və aşağı perigeyli eliptik bir orbitə yerləşdirirlər. Gəmidəki peyk sürücüsü daha sonra perigeyi qaldırmaq, dairəvi hala gətirmək və GSO-ya çatmaq üçün istifadə olunur. [28] [30]

Yaşayışlı bir geostasionar orbitdə olduqda, kosmik gəmilər, yarı-əsas oxunu, yeni dövr sidereal gündən daha qısa və ya daha uzun olacaq şəkildə düzəldərək uzununa mövqeyini dəyişdirə bilər, bunun üçün sırasıyla Şərqə və ya Qərbə doğru bir "sürüşmə" əmələ gələ bilər. İstədiyiniz uzunluğa çatdıqdan sonra kosmik gəminin dövrü geosinxron vəziyyətə gətirilir. [ alıntıya ehtiyac var ]

Statite təklifi Redaktə edin

Statit, orbitini dəyişdirmək üçün günəş yelkəninə qarşı günəşdən gələn radiasiya təzyiqindən istifadə edən hipotetik bir peykdir. [31]

Yerini qaranlıq tərəfdən təxminən 30 dərəcə enlikdə tutacaqdı. Yerdəki bir tamaşaçı nöqteyi-nəzərindən hər 24 saatda bir səmadakı eyni nöqtəyə qayıdacaqdı, buna görə funksional olaraq bir geosinxron orbitə bənzəyin. [31] [32]

Kosmik lifti redaktə edin

Geosinxron orbitin başqa bir forması nəzəri kosmik liftdir. Bir ucu yerə yapışdırıldıqda, geostasionar kəmərin altındakı yüksəkliklər üçün lift yalnız cazibə qüvvəsindən daha qısa bir orbital dövr saxlayır. [33]

Geosinxron peyklər öz mövqelərini qorumaq üçün bəzi stansiyaların saxlanılmasını tələb edir və itələyici yanacaq tükəndikdən və artıq faydalı olmadıqdan sonra daha yüksək qəbiristanlıq orbitinə köçürülürlər. Geosinxron peykləri debitdən çıxarmaq mümkün deyil, çünki orbiti bir az qaldırmaqdan çox daha çox yanacaq alacaq və atmosfer sürüklənməsi əhəmiyyətsizdir, GSO-lara min illər boyu ömür verir. [34]

Təqaüd prosesi getdikcə tənzimlənir və peyklərin ömrünün sonunda geostasionar kəmərdən 200 km-dən yuxarı hərəkət etmə şansı 90% olmalıdır. [35]

Kosmik zibil redaktə edin

Geosinxron orbitlərdəki kosmik zibillər ümumiyyətlə LEO-ya nisbətən daha az toqquşma sürətinə malikdir, çünki əksər GSO peykləri eyni müstəvidə, hündürlükdə və sürətdə fırlanır, lakin eksantrik orbitlərdə peyklərin olması 4 km / s-ə qədər toqquşmalara imkan verir. Bir toqquşmanın nisbətən az olmasına baxmayaraq, GSO peykləri hər hansı bir dağıntıdan qorunmaq üçün məhdud bir qabiliyyətə malikdir. [36]

Diametri 10 sm-dən az olan dağıntılar Yerdən görünmür, bu onların yayılma səviyyəsini qiymətləndirməyi çətinləşdirir. [37]

Riskin azaldılması səylərinə baxmayaraq kosmik gəmilərin toqquşması baş verdi. Avropa Kosmik Agentliyi telekom peyki Olympus-1, 11 Avqust 1993-cü ildə bir meteoroid tərəfindən vuruldu və nəticədə qəbiristanlıq orbitinə keçdi, [38] və 2006-cı ildə Rus Express-AM11 rabitə peyki naməlum bir obyekt tərəfindən vuruldu və işə yararsız hala gətirildi, [39] baxmayaraq mühəndisləri peyklə qəbiristanlıq orbitinə göndərmək üçün kifayət qədər əlaqə vaxtı var idi. 2017-ci ildə həm AMC-9, həm də Telkom-1 naməlum səbəbdən ayrıldı. [40] [37] [41]

Geosinxron orbit aşağıdakı xüsusiyyətlərə malikdir:

Dövr redaktə

Bütün geosinxron yörüngələrin tam bir sidereal günə bərabər bir orbital dövrü var. [42] Bu, peykin digər orbital xüsusiyyətlərindən asılı olmayaraq hər (sidereal) gündə Yer səthindəki eyni nöqtəyə qayıdacağı deməkdir. [43] [21]: 121 Bu orbital dövr T, düstur vasitəsilə orbitin yarı böyük oxu ilə birbaşa əlaqəlidir:

a - orbitin yarı böyük oxunun uzunluğu μ < displaystyle mu> mərkəzi cismin standart cazibə parametridir [21]: 137

Meyl düzəlt

Geosinxron bir yörüngədə hər hansı bir meyl ola bilər.

Peyklər ümumiyyətlə sıfır meyl göstərir və orbitin hər zaman ekvator üzərində qalmasını təmin edir və yer üzündə müşahidəçi baxımından (və ECEF istinad çərçivəsində) genişliyə nisbətən stasionar vəziyyətə gətirir. [21]: 122

Digər məşhur meyllər, Tundra orbiti üçün 63.4 dərəcədir ki, bu da perigee orbitinin mübahisəsinin zamanla dəyişməməsini təmin edir. [23]

Yer yolunu düzəldin

Xüsusi bir geostasionar orbitdə bir peykin yer zolağı ekvatorun tək nöqtəsidir. Sıfır olmayan bir meyl və ya eksantrikliyə sahib bir geosinxron yörüngənin ümumi vəziyyətində, yerüstü yol gündə bir dəfə eyni yerlərə dönərək az və ya çox təhrif olunmuş bir rəqəmdir. [21]: 122


Yaxın qütblü orbitdəki peyklər ümumiyyətlə Günəş sinxron bir orbit seçir, yəni hər bir ardıcıl orbital keçid günün eyni yerli vaxtında baş verir. Bu, görmək üçün ən vacib şeyin ola biləcəyi uzaqdan algılanan atmosfer istiliyi kimi tətbiqetmələr üçün xüsusilə vacib ola bilər dəyişikliklər vaxt keçdikcə yerli vaxtdakı dəyişikliklərə yüngülləşdirilmir. Verilən bir keçiddə eyni yerli vaxtı saxlamaq üçün, orbitin müddəti mümkün qədər qısa olmalıdır, bu, orbitin Yerə daha aşağı tutulması ilə əldə edilir. Ancaq bir neçə yüz kilometrlik çox aşağı orbitlər atmosferdən süründürmə səbəbindən sürətlə çürüyür. Yaygın olaraq istifadə edilən yüksəkliklər 700 & # 160 km ilə 800 & # 160 km arasındadır və təxminən 100 dəqiqə orbital dövr istehsal edir. & # 912 & # 93 Günəş tərəfindəki yarım orbit yalnız 50 dəqiqə çəkir və bu müddət ərzində günün yerli vaxtı çox dəyişmir.

Yer il ərzində Günəş ətrafında fırlandıqca Günəş sinxron orbitini saxlamaq üçün peykin orbiti eyni sürətlə keçməlidir, bu peykin birbaşa dirəyin üstündən keçməsi mümkün deyil. Yerin ekvatorial çıxıntısı səbəbindən yüngül bir açıya meylli bir orbit təyinə məruz qalır ki, bu da presessiyaya səbəb olur və qütbdən təxminən 8 dərəcə bir bucaq 100 dəqiqəlik bir orbitdə istənilən presessiyanı əmələ gətirir. & # 912 & # 93


Bir ekvatorial çıxıntı ilə bir planetin ətrafında dönərkən peykin meylini dəyişdirən qüvvə nədir - Astronomiya

Dairəvi orbitdə olan bir peykin sabit sürəti yalnız planetin kütləsindən və peyklə planetin mərkəzi arasındakı məsafədən asılıdır. & Nbsp Budur Yer orbitindəki peyk nümunələri:

Sürət (v) dairəvi orbitdəki peykin:

& nbsp & nbsp & nbsp v = SQRT (G * M / r)

harada G universal cazibə sabitidir M birləşmiş planet / peyk sisteminin kütləsidir (Yerin kütləsi və r planetin mərkəzindən ölçülən orbitin radiusudur. & nbsp "SQRT"" kvadrat kök "deməkdir.

Bu dəyərlərdən istifadə edərək saniyədə metr sürət verir.

Dövr (P) dairəvi orbitdə olan bir peykin orbitin ətrafı peykin sürətinə bölünməsidir:

& nbsp & nbsp & nbsp P = 2 * pi * r / v

Yuxarıda göstərildiyi kimi metrik vahidlərindəki dəyərlərdən istifadə etmək, dövrü saniyələrlə verir. & Nbsp

Aydan və Günəşdən çəkilən cazibə qüvvələri yuxarıdakı Yer peyklərinin orbitlərini narahat edən ən güclü qüvvələrdir

Yerin ekvatorial çıxıntısından mərkəzdən kənar cazibə qüvvəsi və arasında olan peyklərin orbitlərini narahat edən ən güclü qüvvədir.

Atmosfer sürüklənməsi aşağıda yer peyklərinin orbitlərini narahat edən ən güclü qüvvədir və nbsp kiçik kəsik sahəsi olan sıx peyklər geniş əraziyə sahib olan peyklərdən daha az təsirlənir. & Nbsp Çox sıx bir peyk yalnız başlayaraq tam bir orbit edə bilər.

Elliptik orbitdəki peyklər perigey yaxınlığında dairəvi sürətdən daha sürətli, apogey yaxınlığında isə dairəvi sürətdən daha yavaş hərəkət edirlər. & Nbsp Hər hansı bir orbitdəki dairəvi və ya eliptik peykin dövrü Keplerin üçüncü qanunu ilə verilir:

& nbsp & nbsp & nbsp P = 2 * pi * SQRT (r 3 / G * M)

harada r orbitin orta radiusudur - yəni apogey üstəgəl perli (planetin mərkəzindən ölçülür), ellipsin iki və ya yarısının böyük oxunun yarısına bölünür.

Bir peykin orbitindəki dəyişikliklər perigeydə və apogeydə ən təsirli olur. & Nbsp Perigeydə orbital sürəti artıran raket yanması apogeyi yüksəldir. orbital sürəti artırsa perigeyi qaldırır və apogeydə yanma perigeyi azaldır.


Perigeydəki bir peykdə atmosfer sürüklənməsi apogeyi endirir və orbitin daha çox dairəvi olmasına səbəb olur, bütün orbit perigee hündürlüyündə oluncaya qədər və peyk tezliklə orbitdən düşər.

Atmosferin vəziyyəti də bir amildir. & Nbsp On bir illik günəş dövründə artan aktivlik 1970-ci illərin sonunda Yerin üst atmosferini qızdırdı və genişləndirdi. & Nbsp Bu, əvvəlcə yerləşmiş Skylab-da süründürməçiliği artırdı və iki yerə endirdi. gözləniləndən illər əvvəl.

Bir peykin orbital təyyarəsinin meylindəki dəyişikliklər apogeydə ən təsirli olur. & Nbsp Böyük meyl dəyişikliyi çox böyük yanacaq xərcləri tələb edir, buna görə nadir hallarda edilir. & Nbsp Ümumi bir təyyarə dəyişikliyi geosinxron peykləri birbaşa ekvator üzərində dönmək üçün hərəkətə gətirir.

Hündürlükdəki bir dəyişiklik ilə meyl dəyişikliyini birləşdirmək, hər biri üçün ayrı bir mühərrik yanması istifadə etməkdən daha səmərəlidir.

İstər hündürlüyün artması, istər azalması, istərsə də orbital meylinin dəyişməsi, ən təsirli mühərrik yanmaları planetin səthinə paraleldir. & Nbsp Space Shuttle böyük bir peyki dünyaya qaytardıqda, orbitdən kənar yanma qəsdən səmərəsiz bir istiqamətdə əlavə istifadə etmək üçün edildi yanacaq verin və kosmik gəminin kütləsini eniş təhlükəsizliyi limitinin altına endirin.

Yerdən orbitə çıxmağın ən təsirli yolu ekvatordan birbaşa şərqə çıxmaqdır. & Nbsp Bu, fırlanma maşınının verdiyi sürətə əlavə edərək Yerin fırlanma sürətindən istifadə edir. & Nbsp Ekvatordakı sürət saniyədə, təxminən% 6 orbitə çıxmaq üçün lazım olan sürət.

Yuxarıdakı qrafikdəki orbital sürətlərin S şəkilli əyrisi loqaritmik hündürlük şkalası üçün mənşə seçimindən qaynaqlanır. & Nbsp Mənşə, aşağı hündürlüklərdə fərqləri daha yaxşı göstərmək üçün Yer səthinin altındadır. & Nbsp Yerin mərkəzinə qoyaraq üst-üstə düşür Yerin cazibə sahəsinin mənşəyinin riyazi ekvivalenti ilə döngəni sağdakı kimi yalnız bir əyilmə ilə daha sadə edir.


Bir ekvatorial çıxıntı ilə bir planetin ətrafında dönərkən peykin meylini dəyişdirən qüvvə nədir - Astronomiya

Orbital Mexanika

Orbital yol dizaynında təməl daşı dəyərinə sahib olduğu üçün kosmik əməliyyatları anlamaq üçün orbital mexanika biliklərinə sahib olmaq vacibdir. Orbital mexanika planet cisimlərinin, süni peyklərin və kosmik vasitələrin hərəkətini öyrənir. Bu sahə kosmik cisimlərin hərəkət trayektoriyaları, orbital dəyişiklikləri və planetlərarası köçürmələrdən bəhs edir. Bu hissədə, raketimizin Yerdən qalxması və Aya bir yük daşıması üçün hazırlanmış orbital mexanikanı araşdıracağıq. Bu hissədə kosmik uçuş mexanikası ilə əlaqəli müxtəlif planet qanunlarına və təməl prinsiplərə aydınlıq gətirəcəyik.

Pionerləri xatırlamaq

Missiyamızın və rsquos orbital mexanika dizaynının xüsusiyyətlərini araşdırmadan əvvəl astronomiyanın formalaşmasında mühüm rol oynamış iki böyük şəxsiyyətin adı çəkilməlidir. Aşağıda göstərilən Alman astronomu Johannes Kepler (1571 & ndash 1630), Macarıstan astronomu Tycho Brahe'nin əvvəlki təhlillərindən və müşahidələrindən istifadə edərək planetlərin hərəkətinin üç qanununu inkişaf etdirdi. Bu qanunlar bir ellipsdə bir cismin hərəkətini təyin etdikləri üçün orbital mexanikanın öyrənilməsində əsas bir əhəmiyyətə malikdir. Park qanunumuzdan aya uçuş yolunun müddətini təyin edərkən qanunlarını tətbiq edirik.

Aşağıda göstərilən Sir Isaac Newton, giriş tələb etmir.

& ldquoİsaak Newtonun dövrünə qədər inkişaf edən bütün riyaziyyatın içərisində Newton və rsquos daha yaxşı yarı idi. & rdquo - Isaac Newtonun ömürlük rəqibi, Gottfried Wilhelm von Leibniz 4

Müasir gün orbital mexanikasının kökləri, hərəkət qanunlarını və ümumdünya cazibə qüvvəsini 5 formalaşdırdığı zaman, 17-ci əsrin əvvəllərində Newton-da izlənilə bilər. Newton, bir almanın ağacdan yerə düşmə gücünün planetlərin günəşin ətrafına düşməsinə səbəb olan gücün eyni olduğunu başa düşdü. Newton ayrıca hərəkət qanunu və universal cazibə üçün öz tənliklərini həll edərkən Kepler & rsquos qanunlarını çıxara bildikdən sonra belə bir planetar orbitin eliptik olması lazım olduğuna qərar verdi. Newton & rsquos qanunları dizayn həllimizin müxtəlif hissələrində tətbiq olunur.

Məkanı başladın

Raket buraxılış yerinin seçilməsi orbitin meylini və hündürlüyünü təyin edir. Müəyyən edilmiş bir hündürlük və faydalı yük kütləsi üçün ən yaxşı itələyici orbit, aşağı meylli yoldur. Beləliklə, start sahəsinin mümkün qədər ekvatora yaxın olması lazımdır.

Eğim, işə salınan bir nəqliyyat vasitəsinin orbital təyyarəsinin istinad təyyarəsindən bucaq məsafəsidir, ümumiyyətlə birincil cism və rsquos ekvatorudur (bu halda Yer) və dərəcələrlə ölçülür. 0 dərəcə meyl, orbitdəki cismin müstəvisinin planetin ekvatorial təyyarəsi ilə eyni olması və planetin fırlanma istiqamətində olması deməkdir.

Hawaii’dən 2500 mil cənub-qərbdə (9 & deg2.890'N, 167 & deg44.585'E) Omelek Adasında yerləşən Reagan Test Sahəsini ada və ekvatora yaxınlığı səbəbindən seçdik. Omelek Adası, Marshall Adaları 2-də Kwajalein Atollunun bir hissəsidir.

Dünya öz oxu ətrafında şərqə doğru dönər. Ekvatorda yerin fırlanma sürətini belə təyin edə bilərik:

Beləliklə, ekvator yaxınlığındakı hər hansı bir şərqdən buraxılış, Earth & rsquos fırlanma 3 səbəbiylə verilmiş bir sürət artımına təxminən 0,4561 km / s olacaqdır. Digər tərəfdən, ekvatorial bir orbitdə olmayan bir raket, raketin yük qabiliyyətini azaldacaq və bu azalma meyl 5 ilə doğrusal bir əlaqəyə sahibdir.

Kosmik Gəminin Orbitə buraxılması

Atış zamanı raket mühərriki alovlanır, böyük bir itələmə meydana gəlir və kosmik gəmi qaldırılaraq orbital sürətə qədər sürətləndirilir. Bu ilk qalxma uçuşu, raket mühərrikinin 2-ci mərhələsində tükənməsində başa çatır. Oradan etibarən kosmik gəmi pulsuz uçuşdadır.

Aşağıdakı şəkildə SpaceX Korporasiyasının Reagan Test sahəsi 2-dən başlama ilə əlaqədar verdiyi məlumatlar göstərilir. Yüklənmə kütləmizi 600 kq olaraq qiymətləndirdik. Aşağıdakı şəkildən göründüyü kimi, bu cür faydalı yük kütləsi olan Falcon 1e, iki yanma yerləşdirmə tətbiq edərkən təxminən 700 km yüksəkliyə çata bilər.

Üç əsas dəyişən r (yerin mərkəzindən məsafə), v (avtomobilin sürəti),& Phi (sürət və mövqe vektoru arasındakı bucaq) vasitənin & rsquos orbitini təyin etmək üçün lazımdır.

Qoyun r1, v1,& Phi1 başlanğıc başlanğıc dəyərləri. Sonra, aşağıdakı tənlik bizə perigey və apogee yüksəkliklərini həll etməyə imkan verir.

G universal cazibə sabitidir və M Yerin kütləsidir. Tənlik 2 iki həll yolu ilə nəticələnir. İki nəticədən daha kiçik perigee dəyəri, digəri isə park orbitinin apogee dəyəri olacaqdır. Uzay aparatımız və rsquos buraxılışımız perigeydə (ideal olaraq) a ilə sona çatacaq & Phi190 & deg dəyəri. Bundan əlavə, bu yerdə nəqliyyat vasitəmizi 7.9 km / s sürətə sürətləndirəcəyik. Kimi:

r1 = (6378.14 + 700) x 1000 = 7.078.140 m

G = 6.673 x 10 -11 m 3 kq -1 s -2

Bu dəyərləri tənlik 2-yə qoymaq nəticə verir:

Perigee nəticəsinin ideala əsaslanaraq 700 km olması gözlənilirdi & Phi190 & deg dəyəri. Ancaq gözləyirik & Phi1ideala yaxın, lakin bərabər olmayan bir dəyərə sahib olmaq. Sürüşmə sistemimizdəki səhvlərə qarşı çıxmaq üçün itələyici sistem dizayn hissəsində qeyd olunan Reaksiya İdarəetmə Sistemindən (RCS) istifadə etməyi planlaşdırırıq. Bu eliptik orbitin ekssentrikliyini aşağıdakı 4 tənliyindən istifadə edərək də hesablaya bilərik.

Park Orbitində mövqe yeri

Park orbitində olarkən kosmik gəmini izləmək hər şeydən vacibdir. Bu vacibdir, çünki köçürmə orbit prosesləri doğru zamanda və orbitin istənilən apogee yerində başlamalıdır. Bu hissədə, müəyyən bir müddətdən sonra kosmos vasitəsinin orbitdəki yerini müəyyənləşdirməyə və müəyyən bir mövqeyə getmək üçün lazım olan müddətin tapılmasına kömək edəcək bir neçə tənlik hazırlanacaqdır. Bunu etmək üçün orta anomaliya, M, təqdim edilməlidir 5.

Orbitdə olan cismin orta anomaliyası, ətrafının yerləşdiyi yerə nisbətən orbitinin mərkəzi ətrafında hərəkət edəcəyi bucağın ölçüsüdür. Bu, 10-cu zamanla xətti dəyişdikcə orbitdəki iki yer arasındakı uçuş vaxtının ölçülməsini asanlaşdırır.

harada Mo zaman ortalamasıdır to, n kosmik gəmi və rsquos ortalama açısal sürətdir və a orbit & rsquos yarı əsas oxdur. Tənlik 5 dairəvi bir orbit üçün mükəmməl bir həll təmin edə bilər. Ancaq orbitimiz eliptik olduğundan radius dəyişir. Bu şəkildə, eksantrik anomaliya, E, tərif edilməlidir. Bu dəyər 7 tənliyi ilə orta anomaliyaya aiddir.

5, 6 və 7 tənliklərinin köməyi ilə kosmik gəminin hər an mövqeyi t onun orbitində müəyyən edilə bilər.

Aya gedən yolda

Aya səyahətin növbəti mərhələsi park orbitindən orbitə köçürülməsini tələb edir. Bu, apogeyə çatdıqda kosmik gəmi və rsquos mühərriki atəş açmaqla həyata keçirilir. Məqsəd, park orbitinin apogeyinin missiya orbitinin ətrafı kimi xidmət etməsidir. Transfer orbitinin apogeyi Aya uyğundur.

8 və 9 tənliklərindən istifadə edərək, kosmik gəminin sürəti həm park orbitinin həm perigeyində, həm də apogeyində müəyyən edilə bilər. Apogey və perigeydəki sürət aşağıdakı kimi verilir:

Nəticə, əvvəlki hesablamalarda istifadə olunan 7.9 km / s perigee sürətini də təsdiqləyir. Tələb olunan apogeyi əldə etmək üçün köçürmə orbitinin perigeyində tələb olunan sürət artıq hesablanır. Yenidən 9 tənliyi tətbiq olunur:

Beləliklə, (9403.64 & ndash 6355.86) = 3047.78 m / s sürət artımı tələb olunur. Bu sürət artımına nail olmaq üçün kosmik vasitə bir müddət mühərrikini yandıracaq t. Bu yanma müddəti 10 tənliyi istifadə edərək hesablana bilər:

harada mokosmik gəminin ilkin kütləsidir, q kütlə axınının atılma dərəcəsidir və & DeltaV sürətdəki dəyişiklikdir. Missiyamız mühərrik brülörlerini vaxtında işə salmaqdır tokosmik aparat bir müddət keçdikdən sonra ətrafa keçid orbitinə çatacaq t. 5, 6, 7 və 10 tənliklərindən istifadə edərək düzgün başlanğıc vaxtı to və kosmik gəminin orbitindəki yeri asanlıqla hesablana bilər.

Orbital meylin tənzimlənməsi

Missiyamızda həlledici bir uçuş manevri, orbital meylini tənzimləməkdir. Yer & rsquos ekvatoruna nisbətən Ay & rsquos orbital meyl 18.29 & 28-28.58 arasında dəyişir. Reagan Test Sahəsindən nəqliyyat vasitəsinin buraxılması 9.1 & deg 2 orbital meyl təmin edir. Beləliklə, kosmik aparatı & rsquos orbital təyyarə meylini dəyişdirmək üçün aşağıda göstərilən sürət vektorunun istiqamətində dəyişiklik tələb olunur. Bunun bir komponenti olması ilə əldə edilir & Deltav başlanğıc sürət vektoruna dik vmən. Yanacağa qənaətli bir yol, tangensial yanma zamanı meyl dəyişikliyinin apogeydə ötürülmə orbitinin 5 hissəsi olaraq istifadə edilərək ayrı bir təyyarə dəyişdirmə prosesinin yanacaq sərfinin qarşısını almaqdır. Tənlik 11 zəruri sürət dəyişmə tələbini hesablamaq üçün istifadə olunur.

harada vmən ilkin sürətdir, vf son sürətdir və & teta tələb olunan meyl bucağındakı dəyişiklikdir.

Orbital Perturbations

Əvvəlki hissələrdə hazırlanmış tənliklərin əksəriyyəti kosmik gəmi və rsquos hesablanmış orbital yolun raket və rsquos itələməsi və Earth & rsquos cazibə qüvvəsi xaricində heç bir qüvvə tərəfindən narahat edilmədiyi ideal bir vəziyyətdir. Ancaq bu ümumiyyətlə belə deyil. TT & ampC hissəsində qeyd olunduğu kimi, kosmik aparatımız Aya səfəri zamanı izləniləcəkdir. Yuxarıda göstərilən RCS sistemləri, bu uçuş mərhələsində trayektoriyasında dəyişiklik olacağı təqdirdə kosmik aparatı yoluna qaytarmaq üçün istifadə ediləcəkdir. Bu hissədə narahatlıqların bir neçə səbəbindən bəhs olunur. Bununla birlikdə, Earth & rsquos oblateness səbəbiylə narahatlıq, işə salma zamanı atmosfer sürüklənməsi və s. Kimi daha çox şey var.

Günəş və Ayın cazibə qüvvələrinin yaratdığı narahatlıqlar

Orbitdə narahat olmağın əsas səbəblərindən biri Günəş və Ay & rsquos cazibə qüvvəsinin təsiridir. Artan düyünün uzunluğunda narahatlıqlara və perigeyin mübahisəsinə səbəb olurlar.

Perigee 5 mübahisəsində yaranan narahatlıqlar:

5-ci düyün ucalan boyda əmələ gələn narahatlıqlar:

harada mən orbitin meylidir, n orbitin gündə neçə dəfə dönəcəyini və & Omega& omeqa dərəcədir.

Günəş radiasiyasının yaratdığı narahatlıqlar

Günəş radiasiyası sürət verərək kosmik gəminin bütün orbital mexanika parametrlərində dəyişikliklərə səbəb olur. Bu sürətlənmənin böyüklüyü aşağıdakılardır:

Harada ar paylanmış sürətdir, A günəşə məruz qalan kəsik sahəsidir və m kosmik gəminin kütləsidir.

Orbit əlavə

Ay orbitinin yerləşdirilməsi (LOI) kosmik gəminin və Aya rsquos səyahətinin ən vacib mərhələsidir. Proses, kosmik aparatın Ay orbitində doğru mövqedə və zamanda yerləşdirilməsidir. Dəqiq zaman və mövqeyə əlavə olaraq, kosmik aparatın nəzarət altında bir şəkildə yavaşlatılması lazımdır. Yavaşlama kosmik gəmidəki retrograd brülörler istifadə edilərək əldə edilir.

Bu kompleks bir manevrdir. Mühərriklər çox uzun yanarsa, kosmik aparat & rsquos sürəti orbitdə tutulmaq əvəzinə Ay səthinə düşən nöqtəyə enəcəkdir. Digər tərəfdən, mühərriklər kifayət qədər uzun müddət yanmazsa, kosmik aparat Ayı gözlənilməz və idarəolunmayan eliptik orbitə 13 keçir. Sistemimiz Ayın cazibəsindən istifadə edərək retrograd brülörlerini uçuş zamanı doğru zamanda və mövqedə başlatmaq üçün əvvəlcədən proqramlaşdırılmış əmrləri işə salmaq üçün hazırlanmışdır. Bu, sürəti azaldacaq və kosmik aparatı Luna 21 orbit missiyası 14-ə bənzəyən Ayın ətrafında 90 km x 100 km orbitdə yerləşdirəcəkdir. Bu retro-yanıq prosesi başa çatdıqdan sonra kosmik gəmi Ay orbitinə tutulacaq.

Pəncərəni başladın

Başlanğıc pəncərəsi, missiya məqsədlərinə çatmaq üçün bir başlanğıcın başlanılması lazım olduğu bir dövrdür. Pəncərə yerin və ayın öz orbitlərində yerləşməsindən asılıdır. Atış vaxtı Ayın və kosmik aparatın orbitlərinin hesablanmış kəsişmə vaxtında üst-üstə düşməsi üçün diqqətlə seçilməlidir. Bundan əlavə, Dünya hər 20 dəqiqədə bir 5 dərəcə fırladığından, bir kosmik gəmini buraxmaq üçün günün vaxtı, istənilən perigey 12-yə doğru istiqamətdə ehtiyatla seçilməlidir.

Ay, 30 yanvar 2010-cu il tarixində, Universal vaxtı ilə (UTC) 9: 00-da 356,592 km perigee məsafəsinə sahib olacaqdır. Reagan Test Sahəsindəki yerli saat 21.00 olacaq. Bu zaman kosmik gəmimizin səyahət məsafəsini azaltmaq üçün Ayı tutmağı planlaşdırırıq. Pis hava şəraiti və ya hər hansı digər gözlənilməz texniki gecikmələr halında, növbəti buraxılış pəncərəmiz gözlənilən bir kəsilmə tarixindən, 27 Fevral 2010-cu il, saat 21: 41-də (UTC) asılı olacaq. Ay və dünyadan məsafə bu tarixdə 357.831 km olacaqdır 8.

Məqsədimiz kosmik aparatı sistemin düzgün işlədiyini müəyyənləşdirmək üçün telemetriya komponentlərinin təhlil ediləcəyi müddət ərzində Yer ətrafında park orbitinə daxil etməkdir. Bu, kosmik gəminin ilkin buraxılış əməliyyatından nə dərəcədə xilas olduğunu müəyyənləşdirəcəkdir. Düzgün işləməyən hər hansı bir sistem düzgün işləməsini bərpa etmək və ya problemi daha da təhlil etmək üçün əvvəlcədən təyin olunmuş testləri həyata keçirəcəkdir. USN vasitəsilə əlaqə etibarlı məlumat ötürülməsini və siqnal gücünü 6 təsdiqləmək üçün də sınaqdan keçiriləcəkdir.

Kosmik aparat, Aya transfer orbitində son səyahətinə başlamazdan əvvəl iki tam orbital dövr üçün park orbitində qalacaq. Tənlik 11 orbital dövrü təyin etmək üçün istifadə olunur T peyk.

harada a yarı əsas oxdur və & mikro (& micro = GM) Kepler & rsquos sabitidir. 11-ci tənlikdən istifadə edərək peykin Aya çatma müddətinin ümumi vaxtı hesablana bilər:

Beləliklə, kosmik gəminin Aya çatması 4 gün, 15 saat və 50.82 dəqiqə çəkəcəkdir. Bu təxmin, köçürmədən başqa heç bir orbital manevr olmadığı fərziyyəsinə əsaslanır. Bundan əlavə, ikinci mərhələdə tükənməyə nail olmaq üçün vaxt hesablamalar aparılarkən daxil deyildi.

Yuxarıda göstərilən nəticələri nəzərə alaraq, raketimiz 26 yanvar 2010-cu il tarixində Ayla kəsişmə yerinə yetirmək üçün Reagan Test Sahəsindən qalxacaq.


Bucaq təyini baxın

Yer stansiyası antenasının baxış açıları Azimut və Yüksəklik açılarıdır. Antendə birbaşa peykə işarə etmələri üçün tələb olunurlar. Baxış açıları eliptik orbit nəzərə alınmaqla hesablanır. Bu açılar peyki izləmək üçün dəyişir.

Geostasionar orbit üçün, peyklər yer üzündə sabit olduğu üçün bu mələklər dəyərləri dəyişmir. Beləliklə, ticarət əlaqələri üçün böyük torpaq stansiyaları istifadə olunur, bu antenlər genişlik dərəcəsi çox dardır və peykin hərəkətini nominal geostasionar mövqedə kompensasiya etmək üçün izləmə mexanizmi tələb olunur.

Ev antenaları üçün anten genişliyi olduqca genişdir və bu səbəbdən heç bir izləmə vacib deyil. Bu, bu antenlər üçün sabit bir vəziyyətə gətirib çıxarır.

Alt peyk nöqtəsi: Nöqtə, yerin mərkəzindən peykə doğru bir xətt arasındakı kəsişmə səthində.

Şəkil 6: Alt peyk nöqtəsi.


Exoplanetin yaqut və safir küləkləri var

Xarici planetlərin və digər günəşlərin ətrafında dövr edən uzaq planetlərin araşdırmalarının bu qədər detallı hala gəlməsi həyəcan verici & # 8211. Bu gün (12 dekabr 2016), İngiltərənin Coventry şəhərindəki Warwick Universitetinin astronomları, Yupiterdən 40% daha böyük bir dünya olan HAT-P-7b nəhəng ekzoplanetasını əhatə edən güclü dəyişən küləklərə dair bir sübut aşkar etdiklərini və bir ulduzun% 50 ətrafında döndüklərini açıqladılar. təqribən 1040 işıq ili uzaqlıqda olan günəşimizdən daha böyükdür. Günəş sistemimizin xaricindəki bir qaz nəhəngi haqqında ilk dəfə hava hesabatı olduğunu söylədilər. Və nə hava! Planetin & # 8217s buludlarının buxarlanmış korunddan, yaqut və safir meydana gətirən mineraldan ola biləcəyini bildirirlər. Bu buludları görə bilsəydik, dedilər, ola bilər:

Və dolu barədə düşünün! Warwick’s Astrophysics Group-dan David Armstrong araşdırmaya rəhbərlik etdi. HAT-P-7b boyunca hərəkət edən güclü küləklərin böyük ehtimalla fəlakətli fırtınalara səbəb olduğunu söylədi.

Bu araşdırma 12 dekabr 2016-cı il tarixində nəzərdən keçirilmiş jurnalda dərc edilmişdir Təbiət Astronomiyası.

Jupiter & nbsp; günəş sistemimizin ən böyük planetimiz & # 8211; ölçüsü ilə nəhəng ekzoplanet HAT-P-7b ilə müqayisədə. Planetin buludları, yaqut və safir növündə buxarlanmış mineralları ehtiva edir. Görə bilsəydik və necə görünürdü? Wikimedia Commons vasitəsilə şəkil.

Armstrong və həmkarları bu araşdırmanı NASA & # 8217s planet tapan Kepler peykinin məlumatlarını istifadə edərək apardılar. HAT-P-7b atmosferindən əks olunan işığı izləyə bildilər. Bu dünya dünyası ulduzuna o qədər yaxındır ki, gün boyu 3500 Fahrenhayt (1927 C) dərəcədə şiddətlidir. Armstrong və həmkarları planetdən əks olunan işığdakı dəyişiklikləri təyin etdilər və planetin ən parlaq sahəsinin mövqeyini dəyişdirdiyini göstərdilər. Bunun səbəbi bu dünyada bulud örtüyünün dəyişməsindən, xüsusən də ekvatorial bir jetdən qaynaqlandığını söyləyirlər.

& # 8230 dramatik dərəcədə dəyişən külək sürəti, planetimizdə ən çox buludu itələyərək.

Armstrong bir açıqlamasında belə dedi:

HAT-P-7b, eyni tərəfi həmişə ulduzuna baxan, səliqəli şəkildə kilidlənmiş bir planetdir. Planetin soyuq gecə tərəfində buludlar əmələ gələcəyini gözləyirik, ancaq isti gün boyu sürətlə buxarlanacaqdı.

Bu nəticələr güclü küləklərin planetimizi dövr etdiyini, buludları gecə tərəfdən günün sonuna qədər daşıdığını göstərir. Küləklər sürəti kəskin şəkildə dəyişdirir və nəticədə nəhəng bulud birləşmələri yaranır və sonra ölürlər.

Bu tədqiqatçılar astrofiziklər günəş sistemimizin xaricindəki planetlərdə havanı araşdırmağa başladıqları üçün bu araşdırmanın bu cür daha çox araşdırmaya səbəb olacağını gözləyirlər.

Alt xətt: HAT-P-7b nəhəng ekzoplanetində yaqut və safir əmələ gətirən mineraldan hazırlanmış buludlar var!


Astronomiya: Geocentric orbit

A geocentric orbit və ya Earth orbit Ay və ya süni peyklər kimi Yerin ətrafında dövr edən hər hansı bir cismi əhatə edir. 1997-ci ildə NASA, Goddard Kosmik Uçuş Mərkəzinin izlədiyi şəkildə Yerin ətrafında dövr edən təxminən 2465 süni peyk faydalı yükünün və 6.216 parça kosmik zibilin olduğunu təxmin etdi. & # 911 & # 93 Əvvəllər işə salınmış 16.291-dən çox obyekt Yer atmosferində çürüdü. & # 911 & # 93

Bir kosmik gəmi, cazibə qüvvəsi səbəbindən mərkəzdənqaçma sürətlənmə sürətinin üfüqi komponenti səbəbindən mərkəzdənqaçma sürətlənməsindən az və ya bərabər olduqda orbitə daxil olur. Zəif bir dünya orbitində bu sürət təxminən 7.800 & # 160m / s (28.100 & # 160km / h 17.400 & # 160mph) & # 912 & # 93, əksinə, indiyə qədər əldə edilən ən sürətli insan təyyarəsi sürətidir (kosmik vasitələrin deorbitasiyası nəticəsində əldə edilən sürətlər xaricində). ) 1967-ci ildə Şimali Amerika X-15 tərəfindən 2200 & # 160m / s (7.900 & # 160km / h 4.900 & # 160mph) idi. & # 913 & # 93 Yerin orbital sürətinə 600 & # 160 km (370 & # 160 mi) hündürlükdə çatmaq üçün lazım olan enerji, təxminən 36 & # 160MJ / kq-dır, bu, yalnız müvafiq yüksəkliyə qalxmaq üçün lazım olan enerjinin altı qatına bərabərdir. & # 914 & # 93

Təxminən 2000 & # 160 km (1200 & # 160 mi) -dən aşağı bir perigeyə sahib kosmik gəmilər, Yer atmosferindən süründürülə bilər və orbital hündürlüyü azaldır & # 915 & # 93. Orbital çürümənin sürəti peykin kəsişmə sahəsindən və kütləsindən, həmçinin atmosferin üst qatındakı hava sıxlığındakı dəyişikliklərdən asılıdır. Təxminən 300 & # 160 km (190 & # 160 mi) altında çürümə günlərlə ölçülən ömür müddəti ilə daha sürətli olur. Bir peyk 180 & # 160 km-ə (110 & # 160 mi) endikdən sonra atmosferdə buxarlanmadan cəmi bir neçə saat qalır. & # 916 & # 93 Yerin cazibə sahəsindən tamamilə azad olmaq və planetlərarası boşluğa keçmək üçün lazım olan qaçma sürəti təxminən 11.200 & # 160m / s (40.300 & # 160km / h 25.100 & # 160mph) təşkil edir. & # 917 & # 93


Videoya baxın: Azərbaycan səmasında görünən qəribə işıqlar NƏDİR? Gecə sıra ilə uçan naməlum aparatlar (Oktyabr 2021).