Translate Klinkard

of 31 /31
1 ORBIT DAN SIKAP perturbasi Aerodinamis dan RADIASI TEKANAN H. Klinkrad1 dan B. Fritsche2 1Mission Bagian Analisis, ESA / ESOC, D-64293 Darmstadt, Jerman 2Hypersonic Teknologi G ¨ Öttingen, D-37191 Katlenburg-Lindau, Jerman Abstraksi Untuk satelit yang beroperasi di orbit rendah Bumi (LEO), gravitasi memaksa karena massa tidak seragam distribusi Bumi mendominasi orbit dan sikap gangguan spektrum. Pasukan non-gravitasi adalah terutama disebabkan oleh pertukaran momentum dengan pesawat ruang angkasa permukaan, dan mereka kebanyakan dari urutan kedua. Itu paling menonjol dari kekuatan-kekuatan ini berasal dari interaksi dari permukaan pesawat ruang angkasa dengan molekul dan ion termosfer, dan dari dampak foton yang datang langsung dari matahari, yang tercermin sebagai Albedo dari Bumi belahan diterangi, atau yang dipancarkan kembali oleh seluruh Bumi sebagai tertunda infra-merah (IR) reradiation. Berbeda dengan gangguan gravitasi, yang efek tekanan aerodinamis dan radiasi sulit untuk Model karena mereka memerlukan pengetahuan yang baik dari pesawat ruang angkasa geometri dan sifat permukaan, dan mereka juga membutuhkan estimasi yang dapat diandalkan molekul dan partikel foton

Embed Size (px)

Transcript of Translate Klinkard

1ORBIT DAN SIKAP perturbasiAerodinamis dan RADIASI TEKANANH. Klinkrad1 dan B. Fritsche21Mission Bagian Analisis, ESA / ESOC, D-64293 Darmstadt, Jerman2Hypersonic Teknologi G ttingen, D-37191 Katlenburg-Lindau, JermanAbstraksiUntuk satelit yang beroperasi di orbit rendah Bumi(LEO), gravitasi memaksa karena massa tidak seragamdistribusi Bumi mendominasi orbit dan sikapgangguan spektrum. Pasukan non-gravitasi adalahterutama disebabkan oleh pertukaran momentum dengan pesawat ruang angkasapermukaan, dan mereka kebanyakan dari urutan kedua. Itupaling menonjol dari kekuatan-kekuatan ini berasal dari interaksidari permukaan pesawat ruang angkasa dengan molekul dan iontermosfer, dan dari dampak foton yangdatang langsung dari matahari, yang tercermin sebagai Albedodari Bumi belahan diterangi, atau yang dipancarkan kembalioleh seluruh Bumi sebagai tertunda infra-merah (IR) reradiation.Berbeda dengan gangguan gravitasi, yangefek tekanan aerodinamis dan radiasi sulit untukModel karena mereka memerlukan pengetahuan yang baik dari pesawat ruang angkasageometri dan sifat permukaan, dan mereka juga membutuhkanestimasi yang dapat diandalkan molekul dan partikel fotonfluks. Model diperlukan termosfer,dan Albedo Bumi dan distribusi kembali radiasi IRyang bergantung pada satu set besar parameter, termasuklokasi pesawat ruang angkasa, waktu, musim (posisi matahari),dan geomagnetik tingkat aktivitas matahari dan. Variabilitasdari model lingkungan akan dijelaskan, danmodel matematika akan describedwhich penggunaan allowtoyang dihasilkan molekul dan model fluks foton untuk menghitungperturbing kekuatan dan torsi yang bekerja pada satelit LEO.Contoh akan diberikan untuk ESA ERS-1 dan Envisatsatelit.Kata kunci: aerodinamika gratis-molekul, tekanan radiasi,gangguan non-gravitasi.1. PENDAHULUANBanyak aplikasi ruang memerlukan penentuan orbit yang sangat akuratdari satelit untuk menggunakan posisi perbaikan yang diketahuipresisi sebagai acuan mutlak untuk pengukuran resolusi tinggidari geoid, topografi permukaan laut, ataugerakan lempeng tektonik. Dengan penggunaan presisi on-boardbantu pelacakan ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit(Laser retro-reflektor LRR, dan jangkauan yang tepat dan rangerateperalatan PRARE), dan dengan penggunaan tambahantipe data pelacakan (langsung altimetri, dan altimeter Crossoverpengukuran), ERS-1 & 2 orbit dapat dipasangdengan akar mean square (rms) kesalahan sekitar 5 cm radial,10 cm di lintas jalur, dan 40 cm pada posisi bersama-track.Cocok tepat tersebut memerlukan perangkat lunak prediksi orbitdengan model yang sangat akurat dari perturbing gravitasidan percepatan non-gravitasi yang mempengaruhigerak sebuah satelit Bumi. Gangguan gravitasimendominasi spektrum kekuatan untuk sebagian besar Bumiorbit. Mereka disebabkan oleh distribusi massa non-seragamdalam bumi, dengan laut, atmosfer, dan Bumipasang, dan dengan daya tarik tubuh ketiga (Matahari, Bulan, planet).Semua gangguan tersebut dapat dimodelkan dengantingkat kepercayaan yang tinggi, dan semua dari mereka adalah konservatif(Hanya menyebabkan perubahan periodik dalam energi orbit).Sebuah kelas komplementer gangguan orbit dilambangkansebagai non-gravitasi. Kelas ini terdiri aerodinamiskekuatan, efek tekanan radiasi langsung dan tidak langsung, termalre-radiasi, dan dibebankan tarik partikel. Modelkekuatan-kekuatan non-gravitasi dipengaruhi oleh ketidakpastiandalam molekul-permukaan dan interaksi foton-permukaanproses, dalam molekul dan model fluks foton,dan dalam tingkat aktivitas geomagnetik dan mereka matahari danberpengaruh pada termosfer dan ionosfer. Beberapagangguan menyebabkan sekuler, penurunan waktu-proporsionaldari energi orbital, dan karenanya dari ketinggian orbit.Untuk orbit rendah Bumi (LEO), ini meluruh ketinggian harusdikompensasi oleh manuver pemeliharaan periodik.Sebuah tinjauan rinci pasukan non-gravitasi (juga dilambangkansebagai kekuatan permukaan) dilakukan oleh Rubincam(1982), Klinkrad et al. (1990), dan Ries et al. (1992).Terlepas dari radiasi langsung dan tidak langsung yang dominantekanan, gangguan termal re-radiasi, dan aerodinamis,makalah ini juga menganalisis efek sekunder yang disebabkanoleh tertunda termal re-emisi akibat bayangan Bumitransit (efek Yarkovsky), karena rotasi satelit(Yarkovsky-Schach efek), atau karena frekuensiberalih antara diterima dan memancarkan radiasi (Poynting-Efek Robertson). Antreasian & Rosborough (1992) danPowell & Gaposhkin (1988) fokus analisa mereka tentang radiasikekuatan, termasuk termal re-radiasi, Bumi Albedodan Bumi kontribusi IR. Gaya aerodinamik pada LEOketinggian dibahas secara lebih rinci oleh Marcos et al.(1993) dan oleh Koppenwallner et al. (1995). Marcos et al.(1993) dan Klinkrad (1996) juga menyelidiki statusModel thermospheric kontemporer, ketidakpastian,dan dampak yang dihasilkan pada prediksi orbit.Tulisan ini akan menggambarkan sifat permukaankekuatan, model lingkungan kunci dan param2 merekaGambar 1. Aktivitas matahari diamati (dalam hal sehari-hari 10,7 cm radio fluks F10: 7, dan nomor sun-spot SSN), dan geomagnetikkegiatan (dalam hal indeks Ap setiap hari) selama siklus surya 21 dan 22.Gambar 2. Suhu dan jumlah profil ketinggian kepadatan dan ekstrem mereka selama siklus matahari menurut CIRA-86Model (setara dengan MSIS-90e pada ketinggian thermospheric).eters, metode matematis untuk menentukan molekuldan fluks insiden foton, fisika particlesurface yanginteraksi, dan derivasi spesifik satelitkoefisien kekuatan dan torsi untuk nongravitational berbedaSumber istilah gangguan. Hasil akandisediakan untuk ERS-1 dan satelit Envisat, berdasarkanpada berjalan dengan Program Angara ESA (Analisis Non-Akselerasi gravitasi karena Radiasi dan Aerodinamika,Fritsche et al. (1998)).2. ENERGI INPUT DARI MATAHARISatu-satunya sumber energi yang signifikan untuk Bumi adalah matahariradiasi yang dipancarkan oleh Matahari melintasi lebarspektrum frekuensi dengan fluks energi puncak dalam terlihatcahaya. Distribusi energi yang dapat didekati dengan baikradiator benda hitam dari suhu rata-rata dari 5785 K,memberikan fluks energi rata-rata 1.370 W/m2, dengan tahunan3variasi? 03:03% karena eksentrisitas kecilOrbit Bumi. Ketika input energi ke dalam diterangibelahan rata-rata di atas seluruh permukaan Bumi,berarti fluks energi 349 W/m2, dimana 33%tercermin dalam cahaya tampak sebagai planet albedo (26%tercermin dari awan, dan 7% tercermin dari benuadan lautan). 67% dari energi insiden diserapoleh atmosfer, oleh tanah, dan air. Hal ini kemudian dipancarkan kembaliterutama sebagai tertunda infra-merah (IR) radiasi yangmemungkinkan Bumi muncul sebagai radiator benda hitam dari rata-ratasuhu 253 K.Masukan Matahari ke keseimbangan drive energi terestrialefek tekanan radiasi baik aerodinamis dan tidak langsung(Albedo dan IR).3. Gangguan AERODINAMIKAUntuk satelit LEO, gangguan aerodinamis sebagian besardari urutan kedua. Pasukan yang dihasilkan memiliki besarankurang dari 1/1, 000-satunya gangguan orde pertama,Bumi oblateness. Efek aerodinamis (terutama airdrag)adalah dominan permukaan kekuatan kontribusi hingga ketinggian500 km sampai 600 km (tergantung pada atmosferkondisi). Selama re-entri (yaitu di bawah 120 km), aerodinamiskekuatan menjadi kuantitas pesanan gangguan pertamayang akhirnya mencapai tingkat daya tarik utamaIstilah selama fase penerbangan atmosfer. Pada ketinggiandi atas 500 km sampai 600 km tekanan radiasi matahari langsungberlaku.3.1. Model of the Earth SuasanaSementara sebagian dari energi matahari yang diterima dalam terlihatpita frekuensi, dengan variasi tahunan hanya kecil,dinamika atmosfer atas netral terutamadidorong oleh ekstrim radiasi ultra-violet (EUV) dan yangpenyerapan atom oksigen, oleh foto-disosiasi danproses re-kombinasi, dan dengan pemanasan Joule daripartikel bermuatan yang mengendap ke dalam zona aurora.EUV tingkat radiasi diketahui perubahan surya 11 tahunsiklus. Mereka terkait dengan emisi dari Sunspotdaerah, dan sebanding dengan jumlah diamatiSun-spot (lihat Gambar 1). EUV ini juga berkorelasidengan 10,7 cm fluks matahari yang dapat diukurdi tanah melalui salah satu radio atmosferjendela (F10: 7 didefinisikan dalam satuan 10 22Wm 2 Hz 1).Puncak pemanasan Joule sering dikaitkan dengan geomagnetik tinggikegiatan. Ini biasanya diukur dalamhal sehari-hari planet indeks Ap, atau indeks 3-jamkp (lihat Gambar 1). Gambar 2 menunjukkan efek rendah danekstrem tinggi matahari dan aktivitas geomagnetik padasuhu dan kerapatan udara profil ketinggian. Suhuprofil hanya berbeda sedikit di homosphere (di bawah120 km), dan kemudian mengikuti peningkatan eksponensialyang mencapai nilai pembatas, yang disebut exosphericsuhu, di bagian atas termosfer. Kepadatan udaraatas turbopause (pada 120 km) ditentukan olehsuperimposisi konsentrasi profil ni (h) dariutama konstituen N2 atmosfer, O, Dia, H, O2, Ar,dan N (untuk i = 1 sampai 7). Konsentrasi ketinggian skalaHNI, yang menentukan penurunan jumlah kepadatandengan ketinggian, sebanding dengan Mi = T, di mana Mi adalahmassa molekul konstituen, dan T adalah ambientsuhu. Oleh karena itu, spesies N2 berat dan O cenderungGambar 3. Variasi diurnal T suhu setempat menurutdengan model MSIS-90e (tingkat unit kerja: 100K;kondisi: summer solstice, 780 km ketinggian, kegiatan berarti).Gambar 4. Variasi diurnal kerapatan total r menurutdengan model MSIS-90e (tingkat unit kerja: 10 15 kg = m3;kondisi: summer solstice, 780 km ketinggian, kegiatan berarti).mendominasi di bawah dan menengah termosfer, sementaraspesies ringan Dia dan H menang dalam termosfer atasdan eksosfer. Wilayah ketinggian di manaN2, O, Dia, dan akhirnya H mendominasi digeser ke bawahdengan suhu deceasing (misalnya penurunan tingkat aktivitas).Terlepas dari perubahan dengan ketinggian, suhu thermospheric,konsentrasi, jumlah kepadatan, dan jumlah yang diturunkan(Mis. gratis panjang jalan rata-rata) yang diketahui bervariasidengan waktu setempat tlst surya, geografis bujur l, geodesilintang f, hari tahun td, berarti fluks matahari F10: 7(Rata-rata lebih dari 81 hari = 3 rotasi matahari), sebenarnya suryafluks F10: 7, dan arus geomagnetik aktivitas Ap. The diurnal(Hari / malam) profil variasi T, r, nO, dan Nheditunjukkan pada Gambar 3 sampai 6 untuk pada ketinggian orbitERS-1 dan 2. Suhu puncak dan puncakkonsentrasi oksigen atom dominan erat mengikutiTitik sub-surya (yang di tlst = 12 jam) dengan penundaan3 sampai 4 jam. Konsentrasi puncak ringanspesies helium, bagaimanapun, adalah lebih dekat ke titik anti-surya,sebagai konsekuensi dari difusi termal. Yang disebut heliumtonjolan di belahan bumi musim dingin terlihat jelas.Termosfer dijelaskan oleh model MSISe-904Gambar 5. Variasi diurnal konsentrasi atom oksigenmenurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat:10 +11 = 1 m3, kondisi: summer solstice, 780 km ketinggian,berarti kegiatan).Gambar 6. Variasi diurnal konsentrasi helium atommenurut model MSIS-90e (unit kerja tingkat:10 +11 = 1 m3, kondisi: summer solstice, 780 km ketinggian,berarti kegiatan).(Hedin (1987) dan Hedin (1991a)) didasarkan pada asumsiofmass transportasi melalui proses difusi dalam kesetimbangankondisi. Menurut Hedin (1991b), namun,ada juga angin thermospheric, dengan arahhampir secara eksklusif pada bidang horisontal, dan dengan kecepatanmencapai 500 m / s dan banyak lagi. Pola angin inisangat erat kaitannya dengan hari / malam terminator,dengan largestmagnitudes di daerah kutub menuju malambelahan. Karena peningkatan viskositas dengan ketinggian,besarnya angin ini mengurangi menujuthermopause.3.2. Koefisien aerodinamis satelit yangUntuk pesawat ruang angkasa yang bergerak melalui bagian atas atmosferdengan kecepatan relatif U dan crosssection berartiAre f, kekuatan aerodinamis ditemui ~ Fa dapatdihitung dengan penjumlahan kontribusi individudari semua 7 konstituen atmosfer (i = 1 sampai 7 untukN2, O, Dia, H, O2, Ar, dan N), dengan kepadatan parsial ri.~ Fa =7Ai = 112Apakah ri f U2 ~ Cai (1)Dalam persamaan ini, semua karakteristik gaya aerodinamika yangterkonsentrasi di ~ Cai, yang merupakan fungsi dari pesawat ruang angkasageometri, sifat permukaannya, dan sikap relatifuntuk aliran udara. Jika kita menganggap bahwa sebagian kecil sd (di mana0? sd? 1) dari molekul masuk difus tercerminmenurut distribusi Lambert, dan bahwakomplemen specularly tercermin, maka kontribusi lokalke ~ Cai dapat digambarkan secara analitis.~ Cai =1Apakah f Z (A) sd ~ ci, d (~ r) + (1 sd) ~ ci;? S (~ r) dA (2)Jumlah vektor ~ ci, d (S i; Tw = T ) dan ~ ci, s (S i) adalahdiffuse dan specular koefisien refleksi permukaanElemen dA pada posisi ~ r pada bagian pesawat ruang angkasapermukaan A yang terkena aliran udara. ~ Ci, d memiliki komponennormal dan tangensial dengan elemen permukaan (bersama~ N ~ dan t), di mana normal (= tekanan) kontribusi adalahjuga tergantung di dinding suhu Tw. ~ Ci, s hanya memberikan kontribusidengan gaya normal lokal.~ Ci, d = 1ppP (Sni) S2 i+12rTw Tc (Sni)S2 i! ~ N+ 1ppSti c (Sni) S2 i! ~ T (3)~ Ci; s =2ppP (Sni) S2 i~ N (4)Jumlah tambahan P (Sni) dan c (Sni) didefinisikan sebagaiP (Sni) = Sni exp S2ni? + Pp? S2ni +12? (1 + erf (Sni))c (Sni) = exp S2ni? + PpSni (1 + erf (Sni))Di sini, S i = pMiU2 = 2kT adalah rasio kecepatan molekul(Gratis aliran kecepatan U dibagi oleh paling mungkinkecepatan termal dari spesies atmosfer-i), Mi adalahmassa molar dari kontribusi jenis gas, T adalah ambientsuhu, dan k adalah konstanta Boltzmann. Sni danIMS merupakan komponen normal dan tangensial S i untukelemen tertentu dari permukaan pesawat ruang angkasa terkena A,di mana pasukan yang terintegrasi.Program Angara (Fritsche et al. (1998)) menggunakanmetode yang dijelaskan untuk menghitung koefisien aerodinamiskekuatan dan torsi dengan cara analitik (yang disebut IntegralMetode). Atau, numerik Monte-Carlo Test-Partikel (MCTP) Cara diimplementasikan. Kedua metodepertimbangkan membayangi geometris dalam analisis mereka, tetapiMCTP juga mempertimbangkan beberapa refleksi, dan alternatif,model interaksi permukaan yang lebih rinci menurutSchaaf dan Chambre.4. RADIASI gangguan PRESSURETekanan radiasi adalah dominan gangguan non-gravitasipada ketinggian satelit di atas 500 km sampai 600 km5(Tergantung pada aktivitas matahari). Agar signifikansi,ada empat sumber radiasi utama: radiasi langsungdari Matahari, Albedo re-radiasi yang dipantulkan dariBumi belahan diterangi, semakin seragam dipancarkan kembaliBumi radiasi IR, dan disutradarai radiasi IR yang dipancarkandari pesawat ruang angkasa (dilambangkan sebagai dorong termal). Itusumber kontribusi tersebut, dan perhitunganPasukan gangguan mereka akan dibahas selanjutnya.Gambar 7. Planetary Albedo peta terdiri dari NOAA-9data (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985).Gambar 8. Bumi IR re-radiasi peta terdiri dariData Erbe (berdasarkan observasi pada bulan Maret 1985).4.1. Model Sumber RadiasiFluks energi matahari memiliki distribusi spektral yangerat mengikuti hukum Planck untuk radiator benda hitam dariberarti suhu T = T = 5; 785K. Puncakfluks energi (digambarkan dengan rumus Wien) dicapai dalamcahaya tampak. Mengintegrasikan Matahari spektrum radiasiatas semua frekuensi, mengarah ke fluks energi e (r) = edi permukaan Matahari menurut Stefan-Boltzmannhukum e = ST4 (5)di mana s = 5:67? 10 8Wm 2K 4).Fluks energi awal dari e (r) = e = 6:04? 107W = m2direduksi menjadi nilai rata-rata e (r?) = 1370W = m2 dijarak r? Bumi, dengan variasi tahunan? 03:03%karena eksentrisitas orbit Bumi. Sekitar 33% darienergi datang dipantulkan dalam spektrum cahaya tampakdari atas awan, dari atmosfer,dan dari permukaan Bumi. Gambar 7 menunjukkandihasilkan planet albedo distribusi Bumi untukMaret 1985 (NOAA-9 Data, NASA (1996)). Terbesaralbedo yang diamati di daerah kutub, karena salju danlapisan es, sementara albedo khatulistiwa umumnya lebih kecil.Re-radiasi dari Bumi Albedo hanya efektif untukbagian-bagian permukaan dan suasana yang terletakdi belahan bumi Sun-diterangi.Sumber sekunder lain re-radiasi adalah timedelayeddan frekuensi bergeser kembali emisi dalam panjang gelombang IRdari 67% dari fluks energi surya yang diserapoleh atmosfer bumi, benua, danlautan. Gambar 8 menunjukkan distribusi global terestrialIR fluks energi seperti yang diamati oleh satelit Erbe(Bumi Radiasi Percobaan Anggaran, NASA (1996))Maret 1985. Ini re-radiasi hampir independenkondisi pencahayaan, dengan tingkat rata-rata e? = 234W = m2, sesuai dengan radiator benda hitamdengan suhu T? = 253K.Bila dilihat dari Bumi jarak heliosentrik rata-rata01:05? 106 km (1 satuan astronomi), Matahari mencakup padatsudut sekitar 0:05?. Ini sumber cahaya perpanjangan terbatasmenyebabkan bayangan inti (umbra), dan daerah bayangan setengah(Pen-umbra) pada orbit satelit yang melewatigerhana. Tepi wilayah bayangan inti juga menerimaradiasi karena pembiasan atmosfer, yang dapat menyebabkandefleksi sinar matahari hingga 01:03?, meningkatkan geometrisdidefinisikan semi-bayangan daerah (dengan sudut kerucutdari sekitar 0:05?) hingga faktor 7.Satelit tidak hanya menerima dan mencerminkan radiasi matahari langsung,tetapi mereka juga memanas karena eksternal dan internalinput energi. Sebuah re-emisi non-seragam energi inidi atas permukaan pesawat ruang angkasa (misalnya akibat membayangi) dapatmenyebabkan kekuatan non-nol (Antreasian & Rosborough (1992)dan Powell & Gaposhkin (1988)). Efek seperti memilikitelah diamati untuk satelit GPS karena energi panasemisi dari panel radiator mereka.4.2. Koefisien Radiasi dari satelit yangRadiasi fluks energi e yang dicegat oleh satelitpada frekuensi tertentu n sesuai dengan pelampiasan fotontingkat np = e = (hn) (6)dimana h = 6:625? 10 34 Js adalah konstanta Planck. Darifoton masuk, sebagian kecil yang diserap, sebagian rsadalah specularly tercermin, dan rd Fraksi difus tercerminmenurut distribusi Lambert (cosinus hukum).Jika kita menganggap permukaan non-transparan, konservasi energidapat dinyatakan sebagaia + rs + rd = 1 (7)Semua koefisien ini biasanya tergantung pada permukaanmateri, suhu, dan panjang gelombang dan insidensudut foton. Bersama dengan emisivitase, yang menggambarkan sifat re-radiasi IR, set iniparameter benar-benar mendefinisikan interaksi foton-permukaan.Rasio a = e dapat bervariasi atas berbagai(Misalnya 0.98/0.98 untuk cat hitam, 0.79/0.81 untuk sel surya,0.45/0.80 untuk Kapton aluminized, dan 0.07/0.76 untuk perakTeflon).Bila diasumsikan titik sumber radiasi pada jarak tak terbatasdari satelit, maka gaya radiasi yang dihasilkan6~ Fr dapat digambarkan sebagai~ Fr =4an = 1 encApakah f ~ Crn (8)dimana n = 1 sampai 4 mewakili langsung, Bumi Albedo, BumiIR, dan radiasi termal, en adalah fluks energi pada masing-masingpanjang gelombang, c adalah kecepatan cahaya, dan Apakah f adalahreferensi pesawat ruang angkasa penampang. Kekuatan radiasikoefisien ~ Crn untuk sumber radiasi yang berbeda dapatditentukan oleh integrasi di atas permukaan diterangiSebuah dari satelit (yang berbeda untuk setiap radiasisource).~ Crn =1Apakah f Z (An)~ Crn (~ r) dA (9)Kontribusi lokal ~ crn (~ r) dari elemen permukaan dAdi lokasi ~ r didefinisikan oleh vektor satuan kejadianarah ~ un relatif terhadap permukaan yang normal ~ n, dan denganfrekuensi refleksi sifat tergantung (di manatelah dinyatakan dalam RSN dan RDN melalui persamaan 7).~ Crn (~ r) = (~ ~ un n) (1 RSN) ~ un +23scenT4w ~ n+ (~ Un ~ n)? 2rsn (~ un ~ n) 23RDN? ~ n (10)Untuk tujuan implementasi software, koefisien radiasi~ Crn dihitung secara terpisah untuk masing-masing empatsumber utama. Untuk masing-masing sumber, satu, yang paling mungkinfrekuensi diadopsi, dan masukan radiasi non-seragamdistribusi (yaitu Earth IR dan Bumi Albedo) adalahdiscretised ke dalam jumlah terbatas sumber planar, denganmasing-masing memancarkan sinar paralel menuju pesawat ruang angkasa,sambil mengamati kendala visibilitas pesawat ruang angkasa-ke-darat(Dan kondisi pencahayaan tanah dalam kasusalbedo). Untuk radiasi matahari langsung dan pesawat ruang angkasa termalradiasi umbra dan kondisi gerhana pena-umbra adalahdipertimbangkan, termasuk refraksi dan penyerapan terlihatcahaya oleh atmosfer bumi.Serupa dengan analisis aerodinamis, program Angara(Fritsche et al. (1998)) menentukan pesawat ruang angkasa yang spesifikkoefisien kekuatan dan torsi untuk setiap efek radiasidengan menggunakan salah satu metode Integral analitis, atau numerikMonte-Carlo Test Metode-Partikel (MCTP). Sebagaisebelumnya, kedua metode pertimbangkan membayangi geometris, tetapiMetode theMCTP juga memungkinkan beberapa refleksi (yangdapat menjadi penting bagi torsi).5. PEMBAHASAN HASILPasukan gangguan non-gravitasi (juga dilambangkan sebagaiPasukan permukaan) dapat memainkan peran penting dalam operasi satelit.Untuk kelas dominan benda yang mengorbit rendah Bumi(Yang mencapai sekitar 85% dari semua obyek dilacak)hal ini terutama airdrag yang karena disipasi energimempengaruhi tingkat peluruhan orbit, dan karenanya frekuensi pemeliharaan orbitdalam kasus satelit yang dikendalikan (misalnya ERS-1 & 2).Pada ketinggian orbit yang lebih tinggi, dan dalam kasus yang sangat eksentrikorbit (misalnya ISO), tekanan radiasi matahari menjadikekuatan permukaan dominan yang mempengaruhi orbit dan sikapsiklus pemeliharaan.Gambar 9. Model geometris dari ERS-1 satelit (atas),dan dari satelit Envisat (bawah), seperti yang dihasilkan dandigunakan oleh program Angara (ditampilkan dalam berbagaisisik).5.1. Pengaruh Angkatan PermukaanBenda LEO ditinggalkan akhirnya kembali masuk ke dalamlapisan padat dari atmosfer bumi, di mana mereka kebanyakanmembakar. Secara statistik, satu objek dari radar cross-section(RCS) lebih besar dari 1 meluruh m2 setiap minggu. Kadang-kadang,seperti tidak terkendali re-entri melibatkan pesawat ruang angkasa dengan besarmassa (misalnya 75 t untuk Skylab-1 dan 40 t untuk Salyut-7), ataumuatan berbahaya (misalnya reaktor nuklir di Kosmos-954dan 1402), bagian-bagian yang dapat mencapai tanah. Selamakampanye re-entry prediksi untuk objek-objek berisiko tinggi,efek yang kuat aktivitas matahari dan geomagnetikfluktuasi bisa diamati (lihat Gambar 1):? 11-Juli-1979: Skylab-1 kembali memasuki atas IndiaSamudera dan Australia pada awal maksimumsiklus matahari 21. Studi intensif dari aerodinamisPerilaku allowa maju pergeseran dari dampak jejakdengan menginduksi jatuh 8 jam sebelum entri.? 07-Februari-1983: The terpisah reaktor Kosmos-1402kembali memasuki atas Atlantik Selatan, 15 menit sebelummencapai Eropa. Tingginya tingkat airdrag di akhirdari themaximum surya siklus 21 lebih ditingkatkanoleh badai geomagnetik besarnya Ap = 150 padaFebruari 5 Sisa hidup ini dengan ini dipersingkatsebesar 30%.? 07-Februari-1991: Salyut-7 (dengan Kosmos-1686 terlampir)kembali memasuki seluruh Amerika Selatan. Orbit seumur hidupitu sangat dikurangi dengan puncak siklus matahari22 (F10: 7 = 369 pada 30 Januari).70,0 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 1,6 1,8 2,0Waktu [dalam periode orbit]1.0e-051.5e-052.0e-052.5e-053.0e-053.5e-054.0e-054.5e-055.0e-05Angkatan Magnitude [N]0.0e +002.0e +114.0e +116.0e +118.0e +111.0e +121.2e +121.4e +121.6e +121.8e +122.0e +122.2e +12Konsentrasi [1 / m ** 3]Specular Diffuse O DiaGambar 10. Aerodinamika kekuatan besarnya untuk Envisatlebih dari 2 orbit, untuk hukum refleksi specular dan menyebar, sepertifungsi dari komposisi atmosfer lokal.0,00 0,20 0,40 0,60 0,80 1,00 1,20 1,40 1,60 1,80 2,00Waktu [dalam periode orbit]1.0e-052.0e-053.0e-054.0e-055.0e-056.0e-057.0e-05Angkatan Magnitude [N]Aero, Aero W, S IR, IR W, SGambar 11. Aerodinamis dan Bumi IR kekuatan besarnyauntuk ERS-1 lebih dari 2 orbit, untuk musim dingin dan musim panas solsticekondisi.Dalam operasi rutin peluruhan orbit satelit LEO adalahdisesuaikan secara berkala untuk menjaga ketinggian orbit. Itufrekuensi yang diperlukan orbit manuver tergantungpada offset diperbolehkan dalam ketinggian dan pola groundtrack(Untuk ERS-1 & 2 groundtrack harus dipertahankanke dalam? 1 km), dan juga ditentukan oleh dibutuhkanperiode operasi payload terganggu. PermukaanPasukan juga memainkan peran penting dalam orbit yang tepatpenentuan program satelit seperti GPS (Powell& Gaposhkin (1988)), LAGEOS (Rubincam (1982)),TOPEX-POSEIDON (Antreasian & Rosborough (1992)),dan ESA ERS-1, ERS-2 dan pesawat ruang angkasa Envisat,di mana dalam beberapa kasus radial akurasi orbit beberapa sentimeterdiperlukan.5.2. Pasukan aerodinamika pada ERS-1 dan EnvisatOperasional ESA ERS-1 dan ERS-2 satelit, danMisi Envisat direncanakan menggunakan orbit dekat-melingkar(E = 0:001) dari kecenderungan retro-grade (i = 98:52?) Pada ketinggiandekat 780 km. Untuk ketinggian yang dipilih dan kemiringanpesawat orbit yang berputar Sun-serentak padatingkat 0:986? = hari di bawah pengaruh oblateness Bumi.The menurun node orbit demikian disimpan di 10:30berarti waktu matahari setempat. Satelit dipelihara dalamsikap yang normal lokal menunjuk sepanjang geodetik vertikal(Roll dan pitch kontrol), dengan kemudi yaw sehinggabalok radar cross-track yang menunjuk sepanjang nol0,00 0,20 0,40 0,60 0,80 1,00 1,20 1,40 1,60 1,80 2,00Waktu [dalam periode orbit]0.0e +002.0e-054.0e-056.0e-058.0e-051.0e-041.2e-041.4e-041.6e-041.8e-042.0e-042.2e-042.4e-042.6e-042.8E-043.0e-04Angkatan Magnitude [N]Langsung, W langsung, S Diri, W Diri, S Albedo, W Albedo, SGambar 12. Radiasi langsung dan kekuatan radiasi termalbesarnya untuk ERS-1 lebih dari 2 orbit, untuk musim dingin dan musim panaskondisi solstice.0,00 0,10 0,20 0,30 0,40 0,50 0,60 0,70 0,80 0,90 1,00Waktu [dalam periode orbit]0.0e +001.0e-052.0e-053.0e-054.0e-055.0e-056.0e-057.0e-05Angkatan Magnitude [N]Aero, LautAlbedo, LautIR, LautAero, TanahAlbedo, TanahIR, TanahGambar 13. Aerodinamis, Bumi albedo, dan Bumi IRmemaksa besarnya untuk ERS-1 lebih satu orbit, untuk 'laut' dan'Tanah' groundtrack.Garis Doppler. ERS-1 & 2 pembusukan ketinggian dapat berkisardari 0,5 m / d 10 m / d antara sangat rendah dan sangataktivitas matahari tinggi.Program Angara digunakan untuk melakukan aerodinamis penuhanalisis (kekuatan dan torsi) untuk ERS-1 danEnvisat. Model geometri permukaan yang sesuai,yang terdiri dari 11.376 dan 7.644 panel, masing-masing,ditunjukkan pada Gambar 9. Untuk analisis, dua orbit yangdiprediksi dengan profil kemudi sikap yang relevan ditumpangkan.Pada Gambar 10 pentingnya gas-permukaanproses interaksi disorot untuk Envisat. Itukurva ditandai menunjukkan besarnya gaya aerodinamika(Sumbu kiri) dalam kasus sempurna difus (sd = 1, diisi diamond),dan dalam hal refleksi sempurna specular (sd =0, berongga berlian). Sejarah kekuatan berkorelasi dengandominasi perubahan yang berlaku atmosferkonstituen Dia dan O (sumbu kanan), dengan specular kuatrefleksi dari atom oksigen, dan kecenderunganberdifusi kembali emisi dari helium. Hal ini terkait denganspesies tergantung kecepatan molekul rasio S i pMi (denganMi = 4 untuk Dia dan 16 untuk O) dan efeknya pada persamaan 3dan 4. Dalam Gambar 11 sensitivitas gangguan aerodinamisdengan perubahan musim dari atmosfer atas adalahdianalisis untuk ERS-1 pada saat summer solstice (beronggalingkaran) dan musim dingin solstice (lingkaran penuh). Tanda tangankepadatan tonjolan diurnal, yang bergerak denganTitik sub-solar, terlihat jelas, menghasilkan perbedaan musimandi tingkat drag aerodinamis hingga 30% dilokasi orbit yang sama (lihat juga Gambar 4).85.3. Pasukan radiasi pada ERS-1The hr ketinggian? Sebuah luar yang gangguan radiasiyang mendominasi atas gaya aerodinamik dapat ditentukandari persamaan 1 dan 8 menjadihr? a = ho HRO ln? 2 e (r?)croU2 ? (11)di mana ho adalah ketinggian referensi (misalnya 400 km) di manaberarti udara ro kepadatan dan skala kepadatan yang sesuaiketinggian HRO didefinisikan. Antara ekstrem rendah dan tinggiaktivitas matahari kepadatan udara rata-rata pada 400 km meningkatdengan faktor sekitar 10, dari 10 12-10 11 kg/m3, yang mengarahke ekstrem rendah dan tinggi jam? antara 500 dan600 km.Dalam Angka 11 dan 12 besaran gangguan radiasikarena radiasi matahari langsung, Bumi IR dan BumiAlbedo re-radiasi, dan radiasi termal dari pesawat ruang angkasadiplot lebih dari dua orbit ERS-1 di summer solsticedan kondisi musim dingin solstice. Sebuah perbandingan dengangaya aerodinamik bersamaan pada Gambar 11 menunjukkan bahwa langsungtekanan radiasi menghasilkan amplitudo gangguanyang lebih dari 4 kali lebih besar daripada yang dari airdragpada tingkat aktivitas matahari rata-rata. Perbedaan musimandalam angkatan besaran radiasi kurang dari 10%dan dapat dikaitkan dengan perubahan tahunan di Sun-Earthjarak (untuk radiasi langsung), dan perubahan tahunanAlbedo dan IR karakteristik re-radiasi bumi (untukradiasi tidak langsung). Emisi radiasi termal olehpesawat ruang angkasa itu sendiri hampir tidak terpengaruh oleh perubahan musiman,kecuali untuk pergeseran dari 33 menit gerhana topeng dekatnode menaik. Angkutan bayangan Bumi ini juga akan mempengaruhiradiasi matahari langsung dengan hampir seketika on / offswitching, yang hanya teredam oleh pena-umbra dan atmosferefek refraksi. Demikian pula, reradiation Albedodinonaktifkan sementara belahan malam dariBumi datang ke bidang pandang dari satelit (yangmerupakan proses yang lebih bertahap).Bumi Albedo dan Bumi gangguan IR terkaitke peta re-radiasi yang mendasari dalam bujur geografis /lintang sistem koordinat (lihat Gambar 7 dan 8). Itupengaruh posisi bujur node menaiksebuah ERS-1 orbit pada Albedo dan IR kekuatan profil dianalisispada Gambar 13 untuk groundtrack dengan tanah yang luas dancakupan laut, masing-masing (airdrag profil disertakansebagai acuan). Perbedaan maksimum dalam Albedo dan IRgangguan kekuatan amplitudo karena cakupan groundtrackadalah pada urutan 10%.6. KESIMPULANModel yang baik dari gangguan non-gravitasi adalah prasyaratdalam aplikasi penentuan orbit yang tepat, terutamauntuk rasi navigasi (misalnya GPS danGLONASS) dan program satelit dengan misi geodesitujuan (misalnya LAGEOS, ERS-1 & 2, dan TOPEXPOSEIDON).Pasukan permukaan dominan yang perluyang akan dimodelkan adalah karena radiasi langsung (dari Matahari),radiasi langsung (dari Bumi Albedo dan IR), dan pesawat ruang angkasamemancarkan radiasi termal. Gangguan aerodinamishanya penting untuk satelit LEO dan mulai menjadimendominasi bawah 500 sampai 600 km (tergantung pada aktivitas matahari).Pasukan yang dihasilkan dan torsi karena foton danmolekul pelampiasan pada permukaan pesawat ruang angkasa (makaistilah "kekuatan permukaan") dapat dimodelkan dengan carametode terpisahkan semi-analitis atau numerik Monte-Metode uji partikel-Carlo untuk geometri pesawat ruang angkasa danmodel permukaan resolusi tinggi sewenang-wenang dan kesetiaan.Terkomputerisasi model gaya non-gravitasi (misalnya ESAProgram Angara, Fritsche dkk. (1998)), terutamadibatasi oleh ketidakakuratan intrinsik dari deskripsi lingkungan(Misalnya atmosfer, Bumi Albedo dan distribusi IR),dan dengan pengetahuan yang terbatas pada interaksi permukaanparameter foton dan molekul sebagai fungsidari bahan permukaan dan sifat partikel insiden.Mendukung data eksperimen di daerah ini akan diperlukanuntuk lebih meningkatkan model teoretis non-gravitasiefek.REFERENSIAntreasian, PG, dan Rosborough, GW, PrediksiPasukan Energi Radiant pada TOPEX / POSEIDONWahana antariksa, AIAA Jurnal Spacecraft dan Rockets,vol. 29, no.1, hlm 81-90, Jan / Februari, 1992Fritsche, B., Ivanov, M., Kashkovsky, A., Koppenwallner,G., Kudrayavtsev, A., dan Zhukova, G., RadiasiPasukan Tekanan pada Spacecraft Complex, laporan akhir,ESA ada kontrak. 11908/96/D/IM, 1998Hedin, AE, MSIS-86 thermospheric Model, JurnalGeophysical Research, vol. 92, no. A5, hlm 4649 -4662, 1987Hedin, AE, Perpanjangan termosfer Model MSISke Bawah Suasana, Jurnal Geophys. Res.,vol. 96, no. A2, hlm 1159-1172, 1991Hedin, AE, Biondi, MA, Burnside, RG, Hernandez,G., Johnson, RM, Killeen, TL, Mazaudier, C., Meriwether,J.W., Salah, J.E., Sica, R.J., Smith, R.W.,Spencer, NW, Wickwar, VB, dan Virdi, TS, RevisiModel of the Winds termosfer Menggunakan satelitdan Pengamatan berbasis Ground, Jurnal Geophys.Res., Vol. 96, no. A5, hlm 7657-7688, 1991Klinkrad, H., Koeck, C, dan Renard, P., satelit PreciseKulit-Force Modeling Secara Monte-Carlo Ray-Tracing, ESA Journal, vol. 14, hlm 409-430, 1990Klinkrad, H., Di Penggunaan Suasana Model dalam Re-Prediksi entri, ESA SP-392, hlm 287-298, 1996Koppenwallner, G., Johansmeier, D., Klinkrad, H., danIvanov M., A Aerodinamika langka Pemodelan Sistemuntuk Bumi Satelit (RAMSES), Gas langkaDinamika, vol. 19, Oxford Ilmu Publikasi,hlm 1366-1372, 1995Marcos, FA, Baker, CR, Bass, JN, Killeen, TL, danRoble, RG, Model Drag Satelit: Status Sekarangdan Prospek, AAS / AIAA Astrodynamics SpesialisKonferensi, Victoria / B.C., 16-19 Agustus, 1993NASA Langley Research Center, Erbe Scanner BulananData Products, CD ROMdistributed oleh NASADistributed Pusat Arsip Aktif, 1996Powell, GE, dan Gaposhkin, EM, Modeling Non-Efek gravitasi pada Satelit GPS, AIAA kertasno. 88-4291-CP, 1988Ries, JC, Shum, CK, dan Tapley, BD, Angkatan PermukaanPemodelan untuk Precision Penentuan Orbit, IUGGMajelis Umum, gejala. U15, 1992Rubincam, DP, Di Penurunan Sekuler di semimajor iniAxis Orbit LAGEOS itu, Mekanika Celestial,vol. 26, hlm 361-382, 1982