Страница 8 из 97
Орбитный указатель
Орби'тный указа'тель, один из антропологических признаков, характеризуемый процентным отношением высоты орбиты (глазного отверстия на черепе человека) к её ширине. Принята следующая рубрикация: при О. у. до 75,9 — низкие орбиты (хамэконхия), от 76,0 до 84,9 — средние (мезоконхия), 85,0 и выше — высокие (гипсиконхия). Высокие орбиты характерны для большинства монголоидов, очень низкие — для тасманийцев и меланезийцев; у женщин ширина орбиты заметно меньше, чем у мужчин, хотя по высоте это различие менее выражено; у детей О. у. выше и относительный размер орбит больше, чем у взрослых, и т.д.
Орбиты искусственных космических объектов
Орби'ты иску'сственных косми'ческих объе'ктов, траектории движения космических аппаратов (КА). Отличаются от орбит небесных тел естеств. происхождения главным образом наличием активных участков, на которых КА движется с включенным реактивным двигателем. Часто, однако, под О. и. к. о. понимают лишь участки пассивного (с выключенным двигателем) полёта. Орбиты КА изучаются в астродинамике.
По характеру движения КА вблизи исследуемого небесного тела различают орбиты пролёта, спутниковые орбиты, орбиты посадки (жёсткой и мягкой). По орбите пролёта КА движется с гиперболической скоростью относительно исследуемого небесного тела и после сближения с этим телом покидает его окрестность (см. Космические скорости). Коррекция орбиты пролёта реактивными импульсами производится обычно до момента сближения, на участке же сближения коррекция, как правило, не производится, и КА совершает пассивный полет. Спутниковые орбиты КА характеризуются эллиптическими скоростями движения относительно исследуемого небесного тела. Для вывода КА на спутниковую окололунную или околопланетную орбиту необходимо уменьшить скорость КА при сближении с небесным телом до эллиптической, что достигается реактивным торможением КА. Для жёсткой посадки КА на поверхность небесного тела характерна большая относительная скорость КА в момент соприкосновения с поверхностью небесного тела. В результате жёсткой посадки КА, как правило, разрушается. Орбиты жёсткой посади являются частными случаями орбит пролёта или спутниковых орбит, когда часть орбиты проходит под поверхностью небесного тела и столкновение с этой поверхностью прекращает движение КА. Мягкой посадкой называется такая, при которой относительная скорость KA в момент контакта с поверхностью небесного тела не достигает значений, приводящих к разрушению КА. Мягкая посадка обеспечивается тормозящей реактивной тягой на участке спуска КА или парашютной системой, если небесное тело имеет достаточно плотную атмосферу.
Орбиты КА выбираются и рассчитываются заранее, в соответствии с задачами, которые решаются при запуске КА. При выборе орбит КА большую роль играют вопросы экономного расхода горючего и увеличения полезного веса КА, поэтому стремятся максимальным образом использовать силу тяготения исследуемого тела для изменения траектории в нужном направлении. Примером такого рода является полёт автоматической межпланетной станции (АМС), выведенной на орбиту 4 октября 1959 третьей советской космической ракетой. В момент сближения с Луной АМС прошла на расстоянии 6500 км от поверхности Луны и сфотографировала её обратную сторону; под действием притяжения Луны её траектория изогнулась и АМС возвратилась к Земле со стороны Северного полушария. Пройдя на расстоянии 4700 км от поверхности Земли, АМС передала снимки на Землю.
Так как КА имеют малые размеры и массы, то на их орбиты наряду с силами тяготения заметно влияют сопротивление атмосферы (Земли или планет) и световое давление, которые практически не влияют на движение естественных небесных тел. В движении искусственных спутников Земли (ИСЗ) наиболее заметны возмущения от сопротивления атмосферы и от сжатия Земли. Под действием сопротивления атмосферы орбита постепенно уменьшается в размерах — происходит вековое уменьшение большой полуоси и эксцентриситета таким образом, что высота перигея орбиты уменьшается во много раз медленнее, чем высота апогея. Следствием уменьшения размеров орбиты является уменьшение периода обращения ИСЗ вокруг Земли и ускорение видимого движения ИСЗ. Эти изменения орбиты происходят тем быстрее, чем ближе орбита к поверхности Земли. При высоте круговой орбиты порядка 150—160 км и ниже изменения настолько быстры, что ИСЗ не успевает сделать полного оборота и падает на Землю. Сжатие Земли вызывает два основных эффекта в движении ИСЗ: вращение плоскости орбиты ИСЗ вокруг оси Земли, происходящее в направлении, обратном движению ИСЗ (попятное движение линии узлов орбиты), и вращение самой орбиты в её плоскости (движение линии апсид). Скорость движения линии узлов равна нулю, если плоскость орбиты перпендикулярна к плоскости земного экватора. Направление движения линии апсид зависит от наклона орбиты к плоскости экватора и совпадает с направлением движения ИСЗ в орбите, если наклон орбиты i < 63°26'; если наклон больше этого значения, то линия апсид движется в направлении, обратном направлению орбитального движения спутника.
Выбранная (расчётная) орбита КА, из-за неизбежных отклонений режима работы двигателей от расчётного при запуске и коррекциях, реализуется не вполне точно. Орбита непрерывно изменяется под воздействием возмущающих сил. Поэтому возникает задача измерения видимого движения КА и определения параметров (элементов) реальной орбиты по результатам этих измерений. Наиболее распространены радиотехнические методы наблюдений, позволяющие определять расстояния до КА и его радиальные скорости. Движение близких к Земле КА (ИСЗ, лунные зонды) измеряется также по результатам наблюдений, позволяющих определять угловые координаты КА (обычно прямое восхождение и склонение или азимут и высоту), а также при помощи лазерных дальномеров. Уточнённые значения параметров (элементов) орбиты используются для расчёта корректировочных импульсов и для прогноза движения КА (вычисления эфемериды) при последующих наблюдениях КА.
Лит.: Левантовский В. И., Механика космического полета в элементарном изложении, М., 1970; Эльясберг П. Е., Введение в теорию полёта искусственных спутников Земли, М., 1965; Эскобал П. Р., Методы определения орбит, пер. с англ., М., 1970.
Ю. В. Батраков.
Орбиты небесных тел
Орби'ты небе'сных тел, траектории, по которым движутся небесные тела в космическом пространстве. Формы О. н. т. и скорости, с которыми по ним движутся небесные тела, определяются силой тяготения, а также силой светового давления, электромагнитными силами, сопротивлением среды, в которой происходит движение, приливными силами, реактивными силами (в случае движения ядра кометы) и многое др. В движении планет, комет и спутников планет, а также в движении Солнца и звёзд в Галактике решающее значение имеет сила всемирного тяготения. На активных участках орбит искусственных космических объектов наряду с силами тяготения определяющее значение имеет реактивная сила двигательной установки. Ориентация орбиты в пространстве, её размеры и форма, а также положение небесного тела на орбите определяются величинами (параметрами), называемыми элементами орбиты. Элементы орбит планет, комет и спутников определяются по результатам астрономических наблюдений в три этапа: 1) вычисляются элементы т. н. предварительной орбиты без учёта возмущений (см. Возмущения небесных тел), т. е. решается двух тел задача. Для этой цели в большинстве случаев достаточно иметь три наблюдения (т. е. координаты трёх точек на небесной сфере) небесного тела (например, малой планеты), охватывающие промежуток времени в несколько дней или недель. 2) Осуществляется улучшение предварительной орбиты (т. е. вычисляются более точные значения элементов орбиты) по результатам более длительного ряда наблюдений. 3) Вычисляется окончательная орбита, которая наилучшим образом согласуется со всеми имеющимися наблюдениями.