Изменение орбиты земли влияет на планетарный климат. Колебания формы орбиты и оси Земли - результат глобальных катастроф. О причине разрушений, изменения климата и оледенений на Земле - Земля до потопа: исчезнувшие континенты и цивилизации Что будет если
МОСКВА, 7 мая - РИА Новости. Гравитационные взаимодействия с Юпитером и Венерой заставляют орбиту Земли сжиматься и вытягиваться каждые 405 тысяч лет уже более 215 миллионов лет, выяснили геологи, опубликовавшие статью в журнале PNAS .
"Это ошеломительное открытие - мы подозревали, что этот цикл мог существовать на протяжении примерно 50 миллионов лет, но мы выяснили, что он работает уже как минимум 215 миллионов лет. Теперь мы можем связать и уточнить то время, когда происходили различные изменения климата, массовые вымирания, появились и исчезли динозавры, млекопитающие и другие животные", — заявил Деннис Кент (Dennis Kent) из университета Ратгерс (США).
Сегодня Земля вращается вокруг Солнца по слегка вытянутой орбите, удаленной от светила почти на 150 миллионов километров. Ее перигелий - ближайшая к Солнцу точка - находится примерно на 5 миллионов километров ближе к звезде, чем афелий, самая далекая точка. Благодаря этому зимы в южном полушарии бывают чуть более суровыми, чем на северной половине, а лето - более жарким.
В прошлом, как предполагают ученые, орбита Земли могла быть более вытянутой, что могло резко менять климат планеты, делая его более экстремальным, а также вызывать вымирания и масштабные перестройки экосистем. Подобные изменения, как показывают расчеты геологов и астрофизиков, должны были происходить в результате взаимодействия нашей планеты с Юпитером и прочими газовыми гигантами.
Примерно два десятилетия назад, как отмечает Кент, он заметил, что гравитационные взаимодействия Юпитера, Земли и Венеры должны были особым образом менять орбиту нашей планеты, сжимая или растягивая ее примерно на 1% каждые 405 тысяч лет. Его расчеты показывали, что подобный цикл смены орбит должен быть чрезвычайно стабильным и он должен был существовать как минимум со времен кайнозоя.
Геологи выяснили, что переворачивает магнитные полюса Земли Швейцарские и датские геологи полагают, что магнитные полюса периодически меняются местами из-за необычных волн внутри жидкого ядра планеты, периодически перестраивающих его магнитную структуру при движении от экватора к полюсам.Подобные необычные свойства этого цикла, а также отсутствие других долгосрочных колебаний орбиты, заставили Кента и его коллег искать их возможные следы в породах Земли, в которых часто "отпечатываются" следы магнитного поля планеты, заточенные в кристалликах железосодержащих пород.
Пять лет назад авторы статьи проводили раскопки на территории Аризоны, где залегают породы, сформировавшиеся примерно 215-210 миллионов лет назад, в конце триасового периода. В то время на Земле начали появляться первые предки динозавров, а господствовавшие до этого звероящеры и двуногие "мегакрокодилы" высотой в два метра начали постепенно вымирать.
В этих породах им удалось найти целый пласт отложений вулканического пепла и других магматических пород длиной в полкилометра, в которых сохранились следы сдвигов магнитной оси планеты. Проанализировав их, геологи осознали, что имеют дело с тем же орбитальным циклом длиной в 405 тысяч лет.
Этот цикл, как заявляют Кент и его коллеги, необычным образом влиял на климат планеты в то время. В те времена, когда орбита Земли максимально вытягивалась, уровень осадков на территории будущей Северной Америки заметно повышался, а в эпоху "круглой" орбиты он был заметно меньше. Это, как считают ученые, должно было достаточно сильно влиять на эволюцию жизни и геологии нашей планеты.
Сейчас Земля, как отмечают ученые, находится в "круглой" фазе этого цикла. Его влияние, с другой стороны, на климат планеты в краткосрочном плане будет минимальным, так как текущие выбросы СО2 и более короткие и яркие циклы Миланковича, связанные с "качанием" оси вращения Земли, влияют на температуры гораздо сильнее, и поэтому подобные "сдвиги орбит" не вызывают серьезных опасений.
изменение наклонения орбиты планет, изменение наклонения орбиты электронаИзменение наклонения орбиты искусственного спутника - орбитальный манёвр, целью которого (в общем случае) является перевод спутника на орбиту с другим наклонением. Существуют два вида такого маневра:
- Изменение наклонения орбиты к экватору. Производится включением ракетного двигателя в восходящем узле орбиты (над экватором). Импульс выдается в направлении, перпендикулярном направлению орбитальной скорости;
- Изменение положения (долготы) восходящего узла на экваторе. Производится включением ракетного двигателя над полюсом (в случае полярной орбиты). Импульс, как и в предыдущем случае, выдается в направлении, перпендикулярном направлению орбитальной скорости. результате восходящий узел орбиты смещается вдоль экватора, а наклонение плоскости орбиты к экватору остается неизменным.
Изменение наклонения орбиты - исключительно энергозатратный манёвр. Так, для спутников на низкой орбите (имеющих орбитальную скорость порядка 8 км/с) изменение наклонения орбиты к экватору на 45 градусов потребует приблизительно той же энергии (приращения характеристической скорости), что и для выведения на орбиту - около 8 км/с. Для сравнения можно отметить, что энергетические возможности корабля «Спейс шаттл» позволяют, при полном использовании бортового запаса топлива (около 22 тонн: 8,174 кг горючего и 13,486 кг окислителя в двигателях орбитального маневрирования) изменить значение орбитальной скорости всего на 300 м/с, а наклонение, соответственно (при маневре на низкой круговой орбите) - приблизительно на 2 градуса. По этой причине искусственные спутники выводятся (по возможности) сразу на орбиту с целевым наклонением.
В некоторых случаях, однако, изменение наклонения орбиты все же является неизбежным. Так, при запуске спутников на геостационарную орбиту с высокоширотных космодромов (например, Байконура), поскольку невозможно сразу вывести аппарат на орбиту с наклонением, меньшим, чем широта космодрома, применяется изменение наклонения орбиты. Спутник выводится на низкую опорную орбиту, после которой последовательно формируются несколько промежуточных, более высоких орбит. Требуемые для этого энергетические возможности обеспечиваются разгонным блоком, устанавливаемым на ракету-носитель. Изменение наклонения производится в апогее высокой эллиптической орбиты, так как скорость спутника в этой точке относительно невелика, и манёвр обходится меньшими энергозатратами (по сравнению с аналогичным маневром на низкой круговой орбите).
Расчет энергетических затрат на манёвр изменения наклонения орбиты
Расчет приращения скорости (), требуемого для осуществления маневра, рассчитывается по формуле:
- - эксцентриситет
- - аргумент перицентра
- - истинная аномалия
- - эпоха
- - большая полуось
Примечания
- NASA. Propellant Storage and Distribution. NASA (1998). Проверено 8 февраля 2008. Архивировано из первоисточника 30 августа 2012.
- Spacecraft Fuel
- Управление движением космических аппаратов, М. Знание. Космонавтика, Астрономия - Б.В. Раушенбах (1986 год).
| п·о·р Орбиты | ||||||
|---|---|---|---|---|---|---|
Типы
Уравнение орбиты · Апоцентр и перицентр · Орбитальная скорость · Гравитационный параметр · Орбитальные векторы состояния · Специальная орбитальная энергия · Специальный относительный вращательный момент · Прямое движение · Ретроградное движение · Трасса орбиты |
| Небесная механика | |
|---|---|
| Законы и задачи | Законы Ньютона Закон всемирного тяготения Законы Кеплера Задача двух тел Задача трёх тел Гравитационная задача N тел Задача Бертрана Уравнение Кеплера |
| Небесная сфера | Система небесных координат : галактическая горизонтальная первая экваториальная вторая экваториальная эклиптическая Международная небесная система координат Сферическая система координат Ось мира Небесный экватор Прямое восхождение Склонение Эклиптика Равноденствие Солнцестояние Фундаментальная плоскость |
| Параметры орбит | Кеплеровы элементы орбиты : эксцентриситет большая полуось средняя аномалия долгота восходящего узла аргумент перицентра Апоцентр и перицентр Орбитальная скорость Узел орбиты Эпоха |
| Движение небесных тел |
Движение Солнца и планет по небесной сфере Эфемериды Конфигурации планет : противостояние соединение квадратура элонгация парад планет Затмение : солнечное затмение лунное затмение сарос Метонов цикл Покрытие Прохождение Кульминация Сидерический период Синодический период Период вращения Орбитальный резонанс Предварение равноденствий Сближение Либрация Сфера действия тяготения Эффект Козаи Эффект Ярковского Эффект Джанибекова |
| Астродинамика | |
| Космический полёт | Космическая скорость
: первая (круговая) вторая (параболическая) третья четвёртая Формула Циолковского Гравитационный манёвр Гомановская траектория Метод оскулирующих элементов Приливное ускорение Изменение наклонения орбиты Межпланетная транспортная сеть Стыковка Точки Лагранжа Эффект «Пионера» |
| Орбиты КА | Геостационарная орбита Гелиоцентрическая орбита Геосинхронная орбита Геоцентрическая орбита Геопереходная орбита Низкая околоземная орбита Полярная орбита Тундра-орбита Солнечно-синхронная орбита Молния-орбита Оскулирующая орбита |
изменение наклонения орбиты земли, изменение наклонения орбиты планет, изменение наклонения орбиты электрона
Орбитальное маневрирование с изменением плоскости орбиты возможно на практике лишь в весьма ограниченных масштабах.
Допустим, что мы желаем повернуть плоскость орбиты на угол а вокруг линии, соединяющей спутник в некоторый момент времени с центром Земли, причем не хотим изменения ни размеров, ни формы орбиты. Если орбита круговая или спутник в этот
момент находится в перигее или апогее, для такой операции достаточно повернуть вектор скорости на тот же угол а. Из равнобедренного треугольника скоростей легко найдется дополнительный импульс скорости
где орбитальная скорость. Чтобы превратить экваториальную круговую орбиту в полярную необходимо добавить скорость т. е. параболическую! Обладая нужными запасами топлива, такой спутник с низкой околоземной орбиты мог бы улететь на Луну или на Марс, совершить там посадку и затем вернуться на Землю!
Попробуем решить нашу задачу обходным путем. Переведем спутник с помощью бортового двигателя с круговой орбиты на очень сильно вытянутую эллиптическую (типа орбиты 4 на рис. 17). Скорость в ее апогее ничтожна и повернуть ее на любой угол ничего не стоит (в «бесконечности» импульс перехода в новую плоскость движения равен нулю). В момент возвращения в точку старта с первоначальной орбиты понадобится затормозить движение до круговой скорости. Чем длиннее эллиптическая орбита, тем меньше сумма трех импульсов скорости. В пределе она равна
что в случае начальной высоты составит примерно тоже не столь уж малую величину (достаточна для совершения посадки на Луне!).
Для малых углов поворота а нет смысла переходить «через бесконечность». Выгода будет обнаруживаться, начиная с некоторого угла а, который для круговой орбиты определится из уравнения
откуда Недостаток «перехода через бесконечность» («бипараболического перехода», как еще говорят) заключается в «бесконечно большом» времени операции: в случае залета за лунную орбиту оно превышает 10 сут.
Переход через бесконечность может оказаться практически выгодным, если речь идет не только об изменении наклона орбиты, но и одновременно о ее подъеме, в частности если требуется
перевести спутник с низкой орбиты, сильно наклоненной к экватору, на стационарную орбиту. При этом трехимпульсный переход может оказаться выгоднее двухимпульсного несмотря на то, что радиус стационарной орбиты значительно меньше критического радиуса Эта выгода обнаруживается, если наклонение низкой первоначальной орбиты больше 38,6°
Для наклонения сумма импульсов при переходе через бесконечность в случае старта с начальной орбиты радиуса равна Если же апогейное расстояние, на котором сообщается второй импульс (точка В на рис. 36), равно то сумма импульсов превышает указанную величину на Вся операция требует примерно 11 сут }