Komunikasi Satelit - Mekanika Orbital

Kita tahu bahwa jalur satelit yang berputar mengelilingi bumi dikenal sebagai orbit. Jalur ini dapat direpresentasikan dengan notasi matematika. Mekanika orbit adalah studi tentang gerakan satelit yang ada dalam orbit. Jadi, kita dapat dengan mudah memahami operasi ruang angkasa dengan pengetahuan tentang gerakan orbital.

Elemen Orbital

Elemen orbit adalah parameter yang berguna untuk menggambarkan gerakan orbit satelit. Berikut ini adalahorbital elements.

Sumbu semi mayor
Eccentricity
Anomali berarti
Argumen perigee
Inclination
Asensio kanan dari node ascending

Enam elemen orbit di atas menentukan orbit satelit bumi. Oleh karena itu, mudah untuk membedakan satu satelit dari satelit lainnya berdasarkan nilai elemen orbitnya.

Sumbu semi mayor

Panjang Semi-major axis (a)menentukan ukuran orbit satelit. Ini adalah setengah dari sumbu utama. Ini berjalan dari pusat melalui fokus ke tepi elips. Jadi, itu adalah jari-jari orbit pada dua titik terjauh orbit.

Sumbu semi mayor dan sumbu semi minor disajikan pada gambar di atas. Panjang semimajor axis (a) tidak hanya menentukan ukuran orbit satelit, tetapi juga periode waktu revolusi.

Jika orbit melingkar dianggap sebagai kasus khusus, maka panjang sumbu semi mayor akan sama dengan radius dari orbit melingkar itu.

Keanehan

Nilai dari Eccentricity (e)memperbaiki bentuk orbit satelit. Parameter ini menunjukkan deviasi bentuk orbit dari lingkaran sempurna.

Jika panjang sumbu semi mayor dan sumbu semi minor orbit elips adalah a & b, maka persamaan matematika untuk eccentricity (e) akan

$$ e = \ frac {\ sqrt {a ^ 2 - b ^ 2}} {a} $$

Nilai eksentrisitas orbit melingkar adalah zero, karena a & b sama. Sedangkan nilai eksentrisitas orbit elips terletak di antara nol dan satu.

Pengikut figure menunjukkan berbagai orbit satelit untuk nilai eksentrisitas (e) yang berbeda

Pada gambar di atas, orbit satelit yang sesuai dengan nilai eksentrisitas (e) nol adalah orbit melingkar. Dan, tiga orbit satelit sisanya berbentuk elips sesuai dengan nilai eksentrisitas (e) 0,5, 0,75 dan 0,9.

Anomali Berarti

Untuk satelit, titik yang paling dekat dari Bumi disebut Perigee. Mean anomaly (M) memberikan nilai rata-rata posisi sudut satelit dengan mengacu pada perigee.

Jika orbitnya melingkar, maka Mean anomaly memberikan posisi sudut satelit di orbit. Tapi, jika orbitnya elips, maka perhitungan posisi pastinya sangat sulit. Pada saat itu, Mean anomaly digunakan sebagai langkah perantara.

Argumen Perigee

Orbit satelit memotong bidang ekuator di dua titik. Poin pertama disebut sebagaidescending node, dimana satelit berpindah dari belahan bumi utara ke belahan bumi selatan. Poin kedua disebut sebagaiascending node, dimana satelit berpindah dari belahan bumi selatan ke belahan bumi utara.

Argument of perigee (ω)adalah sudut antara node menaik dan perigee. Jika kedua node perigee dan ascending berada pada titik yang sama, maka argumen dari perigee akan menjadi nol derajat

Argumen perigee diukur pada bidang orbit di pusat bumi dengan arah gerakan satelit.

Kecenderungan

Sudut antara bidang orbit dan bidang ekuator bumi dikenal sebagai inclination (i). Itu diukur pada node menaik dengan arah timur ke utara. Jadi, inklinasi mendefinisikan orientasi orbit dengan mempertimbangkan ekuator bumi sebagai acuan.

Ada empat jenis orbit berdasarkan sudut kemiringannya.

Equatorial orbit - Sudut kemiringan adalah nol derajat atau 180 derajat.
Polar orbit - Sudut kemiringan 90 derajat.
Prograde orbit - Sudut kemiringan terletak antara nol dan 90 derajat.
Retrograde orbit - Sudut kemiringan terletak antara 90 dan 180 derajat.

Ascension Kanan dari node Ascending

Kami tahu itu ascending node adalah titik, di mana satelit melintasi bidang ekuator saat bergerak dari belahan bumi selatan ke belahan bumi utara.

Ascension Kanan dari node menaik (Ω)adalah sudut antara garis Aries dan simpul naik ke arah timur pada bidang ekuator. Aries juga disebut sebagai vernal dan equinox.

Satelit ground trackadalah jalur di permukaan bumi, yang terletak persis di bawah orbitnya. Jejak bumi dari satelit dapat memiliki beberapa bentuk yang berbeda tergantung pada nilai elemen orbitnya.

Persamaan Orbital

Pada bagian ini, mari kita bahas tentang persamaan-persamaan yang berkaitan dengan gerak orbital.

Pasukan yang bertindak di Satelit

Sebuah satelit, ketika berputar mengelilingi bumi, ia mengalami gaya tarik dari bumi karena gaya gravitasi bumi. Gaya ini dikenal sebagaiCentripetal force(F ₁ ) karena gaya ini mengarahkan satelit ke arahnya.

Secara matematis, file Centripetal force(F ₁ ) yang bekerja pada satelit karena bumi dapat ditulis sebagai

$$ F_ {1} = \ frac {GMm} {R ^ 2} $$

Dimana,

Gadalah konstanta gravitasi universal dan sama dengan 6,673 x 10 ^-11 N ∙ m ² / kg ² .
Madalah massa bumi dan sama dengan 5.98 x 10 ²⁴ Kg.
m adalah massa satelit.
R adalah jarak dari satelit ke pusat bumi.

Sebuah satelit, ketika berputar mengelilingi bumi, ia mengalami gaya tarik dari matahari dan bulan karena gaya gravitasi mereka. Gaya ini dikenal sebagaiCentrifugal force(F ₂ ) karena gaya ini cenderung menjauhkan satelit dari bumi.

Secara matematis, file Centrifugal force(F ₂ ) yang bekerja pada satelit dapat ditulis sebagai

$$ F_ {2} = \ frac {mv ^ 2} {R} $$

Dimana, v adalah kecepatan orbit satelit.

Kecepatan orbit

Kecepatan orbit satelit adalah kecepatan di mana satelit berputar mengelilingi bumi. Satelit tidak menyimpang dari orbitnya dan bergerak dengan kecepatan tertentu di orbit tersebut, ketika gaya sentripetal dan sentrifugal sama-samabalance satu sama lain.

Begitu, equateGaya sentripetal (F ₁ ) dan gaya sentrifugal (F ₂ ).

$$ \ frac {GMm} {R ^ 2} = \ frac {mv ^ 2} {R} $$

$$ => \ frac {GM} {R} = v ^ 2 $$

$$ => v = \ sqrt {\ frac {GM} {R}} $$

Oleh karena itu, orbital velocity satelit adalah

$$ v = \ sqrt {\ frac {GM} {R}} $$

Dimana,