Энергия связи ядра
Binding energy

Энергия связи ядра – минимальная энергия, необходимая для того, чтобы разделить ядро на составляющие его нуклоны (протоны и нейтроны). Ядро – система связанных нуклонов, состоящая из Z протонов (масса протона в свободном состоянии m p) и N нейтронов (масса нейтрона в свободном состоянии m n). Для того, чтобы разделить ядро на составные нуклоны, нужно затратить определенную минимальную энергию W, называемую энергией связи. При этом покоящееся ядро с массой М переходит в совокупность свободных покоящихся протонов и нейтронов с суммарной массой Zm p + Nm n . Энергия покоящегося ядра Мс 2 . Энергия освобождённых покоящихся нуклонов (Zm p + Nm n)с 2 . В соответствии с законом сохранения энергии Мс 2 + W = (Zm p + Nm n)с 2 . Или W = (Zm p + Nm n)с 2 - Мс 2 . Поскольку W > 0, то М < (Zm p + Nm n), т.е. масса, начального ядра, в котором нуклоны связаны, меньше суммы масс свободных нуклонов, входящих в его состав.
W растёт с увеличением числа А нуклонов в ядре (А = Z + N). Удобно иметь дело с удельной энергией связи ε = W/A, т.е. средней энергией связи, приходящейся на один нуклон. Для большинства ядер ε ≈ 8 МэВ (1 МэВ = 1.6·10 -13 Дж). Для разрыва химической связи нужна энергия в 10 6 раз меньше.

Нуклоны в ядрах находятся в состояниях, существенно отличающихся от их свободных состояний. За исключением ядра обычного водорода, во всех ядрах имеется не менее двух нуклонов, между которыми существует особое ядерное сильное взаимодействие – притяжение, обеспечивающее устойчивость ядер несмотря на отталкивание одноименно заряженных протонов.

· Энергией связи нуклона в ядре называется физическая величина, равная той работе, которую нужно совершить для удаления нуклона из ядра без сообщения ему кинетической энергии.

· Энергия связи ядра определяется величиной той работы , которую нужно совершить , чтобы расщепить ядро на составляющие его нуклоны без придания им кинетической энергии .

Из закона сохранения энергии следует, что при образовании ядра должна выделяться такая энергия, которую нужно затратить при расщеплении ядра на составляющие его нуклоны. Энергия связи ядра является разностью между энергией всех свободных нуклонов, составляющих ядро, и их энергией в ядре.

При образовании ядра происходит уменьшение его массы: масса ядра меньше, чем сумма масс составляющих его нуклонов. Уменьшение массы ядра при его образовании объясняется выделением энергии связи. Если W св – величина энергии, выделяющейся при образовании ядра, то соответствующая ей масса

(9.2.1)

называется дефектом массы и характеризует уменьшение суммарной массы при образовании ядра из составляющих его нуклонов.

Если ядро массой М яд образовано из Z протонов с массой m p и из (A – Z ) нейтронов с массой m n , то:

. (9.2.2)

Вместо массы ядра М яд величину ∆m можно выразить через атомную массу М ат:

, (9.2.3)

где m Н – масса водородного атома. При практическом вычислении ∆m массы всех частиц и атомов выражаются в атомных единицах массы (а.е.м.). Одной атомной единице массы соответствует атомная единица энергии (a.e.э.): 1 а.е.э. = 931,5016 МэВ.

Дефект массы служит мерой энергии связи ядра:

. (9.2.4)

Удельной энергией связи ядра ω св называется энергия связи , приходящаяся на один нуклон :

. (9.2.5)

Величина ω св составляет в среднем 8 МэВ/нуклон. На рис. 9.2 приведена кривая зависимости удельной энергии связи от массового числа A , характеризующая различную прочность связей нуклонов в ядрах разных химических элементов. Ядра элементов в средней части периодической системы (), т.е. от до , наиболее прочны.

В этих ядрах ω св близка к 8,7 МэВ/нуклон. По мере увеличения числа нуклонов в ядре удельная энергия связи убывает. Ядра атомов химических элементов, расположенных в конце периодической системы (например ядро урана), имеют ω св ≈ 7,6 МэВ/нуклон. Это объясняет возможность выделения энергии при делении тяжелых ядер. В области малых массовых чисел имеются острые «пики» удельной энергии связи. Максимумы характерны для ядер с четными числами протонов и нейтронов ( , , ), минимумы – для ядер с нечетными количествами протонов и нейтронов ( , , ).

Если ядро имеет наименьшую возможную энергию , то оно находится в основном энергетическом состоянии . Если ядро имеет энергию , то оно находится в возбужденном энергетическом состоянии . Случай соответствует расщеплению ядра на составляющие его нуклоны. В отличие от энергетических уровней атома, раздвинутых на единицы электронвольтов, энергетические уровни ядра отстоят друг от друга на мегаэлектронвольт (МэВ). Этим объясняется происхождение и свойства гамма-излучения.

Данные об энергии связи ядер и использование капельной модели ядра позволили установить некоторые закономерности строения атомных ядер.

Критерием устойчивости атомных ядер является соотношение между числом протонов и нейтронов в устойчивом ядре для данных изобаров (). Условие минимума энергии ядра приводит к следующему соотношению между Z уст и А :

. (9.2.6)

Берется целое число Z уст, ближайшее к тому, которое получается по этой формуле.

При малых и средних значениях А числа нейтронов и протонов в устойчивых ядрах примерно одинаковы: Z ≈ А – Z .

С ростом Z силы кулоновского отталкивания протонов растут пропорционально Z ·(Z – 1) ~ Z 2 (парное взаимодействие протонов ), и для компенсации этого отталкивания ядерным притяжением число нейтронов должно возрастать быстрее числа протонов.

Для просмотра демонстраций щелкните по соответствующей гиперссылке:

В 1928 году .

Преимущества геостационарной орбиты получили широкую известность после выхода в свет научно-популярной статьи Артура Кларка в журнале «Wireless World » в 1945 году , поэтому на Западе геостационарная и геосинхронные орбиты иногда называются «орбитами Кларка », а «поясом Кларка » называют область космического пространства на расстоянии 36000 км над уровнем моря в плоскости земного экватора, где параметры орбит близки к геостационарной. Первым спутником, успешно выведенным на ГСО, был Syncom-3 , запущенный NASA в августе 1964 года .

Точка стояния

Вычисление параметров геостационарной орбиты

Радиус орбиты и высота орбиты

На геостационарной орбите спутник не приближается к Земле и не удаляется от неё, и кроме того, вращаясь вместе с Землёй, постоянно находится над какой-либо точкой на экваторе. Следовательно, действующие на спутник силы гравитации и центробежная сила должны уравновешивать друг друга. Для вычисления высоты геостационарной орбиты можно воспользоваться методами классической механики и, перейдя в систему отсчета спутника, исходить из следующего уравнения:

F u = F Γ {\displaystyle F_{u}=F_{\Gamma }} ,

где F u {\displaystyle F_{u}} - сила инерции, а в данном случае, центробежная сила; F Γ {\displaystyle F_{\Gamma }} - гравитационная сила. Величину гравитационной силы, действующую на спутник, можно определить по закону всемирного тяготения Ньютона :

F Γ = G ⋅ M 3 ⋅ m c R 2 {\displaystyle F_{\Gamma }=G\cdot {\frac {M_{3}\cdot m_{c}}{R^{2}}}} ,

где - масса спутника, M 3 {\displaystyle M_{3}} - масса Земли в килограммах , G {\displaystyle G} - гравитационная постоянная , а R {\displaystyle R} - расстояние в метрах от спутника до центра Земли или, в данном случае, радиус орбиты.

Величина центробежной силы равна:

F u = m c ⋅ a {\displaystyle F_{u}=m_{c}\cdot a} ,

где a {\displaystyle a} - центростремительное ускорение, возникающее при круговом движении по орбите.

Как можно видеть, масса спутника m c {\displaystyle m_{c}} присутствует как множитель в выражениях для центробежной силы и для гравитационной силы, то есть высота орбиты не зависит от массы спутника, что справедливо для любых орбит и является следствием равенства гравитационной и инертной массы . Следовательно, геостационарная орбита определяется лишь высотой, при которой центробежная сила будет равна по модулю и противоположна по направлению гравитационной силе, создаваемой притяжением Земли на данной высоте.

Центростремительное ускорение равно:

a = ω 2 ⋅ R {\displaystyle a=\omega ^{2}\cdot R} ,

где - угловая скорость вращения спутника, в радианах в секунду.

Сделаем одно важное уточнение. В действительности, центростремительное ускорение имеет физический смысл только в инерциальной системе отсчета, в то время как центробежная сила является так называемой мнимой силой и имеет место исключительно в системах отсчета (координат), которые связаны с вращающимися телами. Центростремительная сила (в данном случае - сила гравитации) вызывает центростремительное ускорение. По модулю центростремительное ускорение в инерциальной системе отсчета равно центробежному в системе отсчета, связанной в нашем случае со спутником. Поэтому далее, с учетом сделанного замечания, мы можем употреблять термин «центростремительное ускорение» вместе с термином «центробежная сила».

Уравнивая выражения для гравитационной и центробежной сил с подстановкой центростремительного ускорения, получаем:

m c ⋅ ω 2 ⋅ R = G ⋅ M 3 ⋅ m c R 2 {\displaystyle m_{c}\cdot \omega ^{2}\cdot R=G\cdot {\frac {M_{3}\cdot m_{c}}{R^{2}}}} .

Сокращая m c {\displaystyle m_{c}} , переводя R 2 {\displaystyle R^{2}} влево, а ω 2 {\displaystyle \omega ^{2}} вправо, получаем:

R 3 = G ⋅ M 3 ω 2 {\displaystyle R^{3}=G\cdot {\frac {M_{3}}{\omega ^{2}}}} R = G ⋅ M 3 ω 2 3 {\displaystyle R={\sqrt[{3}]{\frac {G\cdot M_{3}}{\omega ^{2}}}}} .

Можно записать это выражение иначе, заменив G ⋅ M 3 {\displaystyle G\cdot M_{3}} на μ {\displaystyle \mu } - геоцентрическую гравитационную постоянную:

R = μ ω 2 3 {\displaystyle R={\sqrt[{3}]{\frac {\mu }{\omega ^{2}}}}}

Угловая скорость ω {\displaystyle \omega } вычисляется делением угла, пройденного за один оборот ( 360 ∘ = 2 ⋅ π {\displaystyle 360^{\circ }=2\cdot \pi } радиан) на период обращения (время, за которое совершается один полный оборот по орбите: один сидерический день , или 86 164 секунды). Получаем:

ω = 2 ⋅ π 86164 = 7 , 29 ⋅ 10 − 5 {\displaystyle \omega ={\frac {2\cdot \pi }{86164}}=7,29\cdot 10^{-5}} рад/с

Полученный радиус орбиты составляет 42 164 км. Вычитая экваториальный радиус Земли, 6 378 км, получаем высоту 35 786 км.

Можно сделать вычисления и иначе. Высота геостационарной орбиты - это такое удаление от центра Земли, где угловая скорость спутника, совпадающая с угловой скоростью вращения Земли, порождает орбитальную (линейную) скорость, равную первой космической скорости (для обеспечения круговой орбиты) на данной высоте.

Линейная скорость спутника, движущегося с угловой скоростью ω {\displaystyle \omega } на расстоянии R {\displaystyle R} от центра вращения равна

v l = ω ⋅ R {\displaystyle v_{l}=\omega \cdot R}

Первая космическая скорость на расстоянии R {\displaystyle R} от объекта массой M {\displaystyle M} равна

v k = G M R ; {\displaystyle v_{k}={\sqrt {G{\frac {M}{R}}}};}

Приравняв правые части уравнений друг к другу, приходим к полученному ранее выражению радиуса ГСО:

R = G M ω 2 3 {\displaystyle R={\sqrt[{3}]{G{\frac {M}{\omega ^{2}}}}}}

Орбитальная скорость

Скорость движения по геостационарной орбите вычисляется умножением угловой скорости на радиус орбиты:

v = ω ⋅ R = 3 , 07 {\displaystyle v=\omega \cdot R=3{,}07} км/с

Это примерно в 2,5 раза меньше, чем первая космическая скорость, равная 8 км/с на околоземной орбите (с радиусом 6400 км). Так как квадрат скорости для круговой орбиты обратно пропорционален её радиусу,

v = G M R ; {\displaystyle v={\sqrt {G{\frac {M}{R}}}};}

то уменьшение скорости по отношению к первой космической достигается увеличением радиуса орбиты более чем в 6 раз.

R ≈ 6400 ⋅ (8 3 , 07) 2 ≈ 43000 {\displaystyle R\approx \,\!{6400\cdot \left({\frac {8}{3{,}07}}\right)^{2}}\approx \,\!43000}

Длина орбиты

Длина геостационарной орбиты: 2 ⋅ π ⋅ R {\displaystyle {2\cdot \pi \cdot R}} . При радиусе орбиты 42 164 км получаем длину орбиты 264 924 км.

Длина орбиты крайне важна для вычисления «точек стояния» спутников.

Удержание спутника в орбитальной позиции на геостационарной орбите

Спутник, обращающийся на геостационарной орбите, находится под воздействием ряда сил (возмущений), изменяющих параметры этой орбиты. В частности, к таким возмущениям относятся гравитационные лунно-солнечные возмущения, влияние неоднородности гравитационного поля Земли, эллиптичность экватора и т. д. Деградация орбиты выражается в двух основных явлениях:

1) Спутник смещается вдоль орбиты от своей первоначальной орбитальной позиции в сторону одной из четырёх точек стабильного равновесия, т. н. «потенциальных ям геостационарной орбиты» (их долготы 75,3°E, 104,7°W, 165,3°E, и 14,7°W) над экватором Земли;

2) Наклонение орбиты к экватору увеличивается (от первоначального 0) со скоростью порядка 0,85 градусов в год и достигает максимального значения 15 градусов за 26,5 лет.

Для компенсации этих возмущений и удержания спутника в назначенной точке стояния спутник оснащается двигательной установкой (химической или электроракетной). Периодическими включениями двигателей малой тяги (коррекция «север - юг» для компенсации роста наклонения орбиты и «запад - восток» для компенсации дрейфа вдоль орбиты) спутник удерживается в назначенной точке стояния. Такие включения производятся по нескольку раз в 10 - 15 суток. Существенно, что для коррекции «север - юг» требуется значительно большее приращение характеристической скорости (около 45 - 50 м/с в год), чем для долготной коррекции (около 2 м/с в год). Для обеспечения коррекции орбиты спутника на протяжении всего срока его эксплуатации (12 - 15 лет для современных телевизионных спутников) требуется значительный запас топлива на борту (сотни килограммов в случае применения химического двигателя). Химический ракетный двигатель спутника имеет вытеснительную подачу топлива (газ наддува - гелий), работает на долгохранимых высококипящих компонентах (обычно несимметричный диметилгидразин и диазотный тетраоксид). На ряде спутников устанавливаются плазменные двигатели. Их тяга существенно меньше по отношению к химическим, однако большая эффективность позволяет (за счёт продолжительной работы, измеряемой десятками минут для единичного манёвра) радикально снизить требуемую массу топлива на борту. Выбор типа двигательной установки определяется конкретными техническими особенностями аппарата.

Эта же двигательная установка используется при необходимости для манёвра перевода спутника в другую орбитальную позицию. В некоторых случаях (как правило, в конце срока эксплуатации спутника) для сокращения расхода топлива коррекция орбиты «север - юг» прекращается, а остаток топлива используется только для коррекции «запад - восток».

Запас топлива является основным лимитирующим фактором срока службы спутника на геостационарной орбите (кроме отказов компонентов самого спутника).

Недостатки геостационарной орбиты

Задержка сигнала

Связь через геостационарные спутники характеризуется большими задержками в распространении сигнала. При высоте орбиты 35 786 км и скорости света около 300 000 км/с ход луча «Земля - спутник» требует около 0,12 с. Ход луча «Земля (передатчик) → спутник → Земля (приемник)» ≈0,24 с. Полная задержка (измеряемая утилитой Ping) при использовании спутниковой связи для приема и передачи данных составит почти полсекунды. С учетом задержки сигнала в аппаратуре ИСЗ, в аппаратуре и в кабельных системах передач наземных служб общая задержка сигнала на маршруте «источник сигнала → спутник → приёмник» может достигать 2 - 4 секунд . Такая задержка затрудняет применение спутников на ГСО в телефонии и делает невозможной применение спутниковой связи с использованием ГСО в различных сервисах реального времени (например в онлайн-играх) .

Невидимость ГСО с высоких широт

Так как геостационарная орбита не видна с высоких широт (приблизительно от 81° до полюсов), а на широтах выше 75° наблюдается очень низко над горизонтом (в реальных условиях спутники просто скрываются выступающими объектами и рельефом местности) и виден лишь небольшой участок орбиты (см. таблицу ), то в высокоширотных районах Крайнего Севера (Арктики) и Антарктиды невозможна связь и телетрансляция с использованием ГСО . К примеру, американские полярники на станции Амундсен-Скотт для связи с внешним миром (телефония, интернет) используют оптоволоконный кабель длиной 1670 километров до расположенной на 75° ю. ш. французской станции

ОРБИТА
в астрономии, - путь небесного тела в пространстве. Хотя орбитой можно называть траекторию любого тела, обычно имеют в виду относительное движение взаимодействующих между собой тел: например, орбиты планет вокруг Солнца, спутников вокруг планеты или звезд в сложной звездной системе относительно общего центра масс. Искусственный спутник "выходит на орбиту", когда начинает двигаться по циклической траектории вокруг Земли или Солнца. Термин "орбита" используется также в атомной физике при описании электронных конфигураций.
См. также АТОМ .
Абсолютные и относительные орбиты. Абсолютной орбитой называют путь тела в системе отсчета, которую в каком-то смысле можно считать универсальной и потому абсолютной. Такой системой считают Вселенную в большом масштабе, взятую как целое, и называют ее "инерциальной системой". Относительной орбитой называют путь тела в такой системе отсчета, которая сама движется по абсолютной орбите (по искривленной траектории с переменной скоростью). Например, у орбиты искусственного спутника обычно указывают размер, форму и ориентацию относительно Земли. В первом приближении это эллипс, в фокусе которого находится Земля, а плоскость неподвижна относительно звезд. Очевидно, это относительная орбита, поскольку она определена по отношению к Земле, которая сама движется вокруг Солнца. Удаленный наблюдатель скажет, что спутник движется относительно звезд по сложной винтовой траектории; это его абсолютная орбита. Ясно, что форма орбиты зависит от движения системы отсчета наблюдателя. Необходимость различать абсолютную и относительную орбиты возникает потому, что законы Ньютона верны только в инерциальной системе отсчета, поэтому их можно использовать только для абсолютных орбит. Однако мы всегда имеем дело с относительными орбитами небесных тел, ибо наблюдаем их движение с обращающейся вокруг Солнца и вращающейся Земли. Но если абсолютная орбита земного наблюдателя известна, то можно либо перевести все относительные орбиты в абсолютные, либо представить законы Ньютона уравнениями, верными в системе отсчета Земли. Абсолютную и относительную орбиты можно проиллюстрировать на примере двойной звезды. Например, Сириус, кажущийся невооруженному глазу одиночной звездой, при наблюдении с большим телескопом оказывается парой звезд. Путь каждой из них можно проследить отдельно по отношению к соседним звездам (принимая во внимание, что и сами они движутся). Наблюдения показали, что две звезды не только обращаются одна вокруг другой, но и перемещаются в пространстве так, что между ними всегда есть точка, движущаяся по прямой линии с постоянной скоростью (рис. 1). Эту точку называют центром масс системы. Практически с ней связана инерциальная система отсчета, а траектории звезд относительно нее представляют их абсолютные орбиты. Чем дальше отходит звезда от центра масс, тем она легче. Знание абсолютных орбит позволило астрономам вычислить по отдельности массы Сириуса А и Сириуса В.

Если же измерять положение Сириуса В относительно Сириуса А, то получим относительную орбиту (рис. 2). Расстояние между этими двумя звездами всегда равно сумме их расстояний от центра масс, поэтому относительная орбита имеет ту же форму, что и абсолютные, а по размеру равна их сумме. Зная размер относительной орбиты и период обращения, можно, используя третий закон Кеплера, вычислить лишь суммарную массу звезд.
См. также НЕБЕСНАЯ МЕХАНИКА .



Более сложный пример представляет движение Земли, Луны и Солнца. Каждое из этих тел движется по своей абсолютной орбите относительно общего центра масс. Но поскольку Солнце значительно превосходит всех по массе, принято изображать Луну и Землю в виде пары, центр масс которой движется по относительной эллиптической орбите вокруг Солнца. Однако эта относительная орбита весьма близка к абсолютной.
См. также ЛУНА . Движение Земли относительно центра масс системы Земля - Луна наиболее точно измеряется с помощью радиотелескопов, определяющих расстояние до межпланетных станций. В 1971 при полете аппарата "Маринер-9" к Марсу по периодическим вариациям расстояния до него определили амплитуду движения Земли с точностью 20-30 м. Центр масс системы Земля - Луна лежит внутри Земли, на 1700 км ниже ее поверхности, а отношение масс Земли и Луны составляет 81,3007. Зная их суммарную массу, найденную по параметрам относительной орбиты, можно легко найти и массу каждого из тел. Говоря об относительном движении, мы можем произвольно выбирать точку отсчета: относительная орбита Земли вокруг Солнца в точности такова, как относительная орбита Солнца вокруг Земли. Проекцию этой орбиты на небесную сферу называют "эклиптикой". В течение года Солнце передвигается по эклиптике приблизительно на 1° в сутки, а если смотреть от Солнца, то так же точно движется Земля. Плоскость эклиптики наклонена к плоскости небесного экватора на 23°27", т.е. таков угол между земным экватором и ее орбитальной плоскостью. Все орбиты в Солнечной системе указывают относительно плоскости эклиптики.
Орбиты Луны и планет. На примере Луны покажем, как описывается орбита (рис. 3). Это относительная орбита, плоскость которой наклонена примерно на 5° к эклиптике. Этот угол называют "наклонением" лунной орбиты. Плоскость лунной орбиты пересекает эклиптику по "линии узлов". Тот из них, где Луна проходит с юга на север, называют "восходящим узлом", а другой - "нисходящим".



Если бы Земля и Луна были изолированы от гравитационного влияния других тел, узлы лунной орбиты всегда имели бы неизменное положение на небе. Но из-за влияния Солнца на движение Луны происходит обратное движение узлов, т.е. они перемещаются по эклиптике на запад, совершая полный оборот за 18,6 лет. Подобно этому, узлы орбит искусственных спутников перемещаются из-за возмущающего влияния экваториального вздутия Земли. Земля расположена не в центре лунной орбиты, а в одном из ее фокусов. Поэтому в некоторой точке орбиты Луна ближе всего к Земле; это "перигей". В противоположной точке она дальше всего от Земли; это "апогей". (Соответствующие термины для Солнца - "перигелий" и "афелий".) Полусумму расстояний в перигее и апогее называют средним расстоянием; оно равно половине наибольшего диаметра (большой оси) орбиты, поэтому его называют "большой полуосью". Перигей и апогей называют "апсидами", а соединяющую их линию - большую ось - "линией апсид". Если бы не возмущения от Солнца и планет, линия апсид имела бы фиксированное направление в пространстве. Но из-за возмущений линия апсид лунной орбиты движется к востоку с периодом 8,85 лет. То же происходит с линиями апсид искусственных спутников под влиянием экваториального вздутия Земли. У планет линии апсид (между перигелием и афелием) движутся вперед под влиянием других планет.
См. также КОНИЧЕСКИЕ СЕЧЕНИЯ . Размер орбиты определяется длиной большой полуоси, а ее форма -величиной, называемой "эксцентриситетом". Эксцентриситет лунной орбиты вычисляется по формуле: (Расстояние в апогее - Среднее расстояние) / Среднее расстояние либо по формуле (Среднее расстояние - Расстояние в перигее) / Среднее расстояние Для планет апогей и перигей в этих формулах заменяют на афелий и перигелий. Эксцентриситет круговой орбиты равен нулю; у всех эллиптических орбит он меньше 1,0; у параболической орбиты он в точности равен 1,0; у гиперболических орбит он больше 1,0. Орбита полностью определена, если указаны ее размер (среднее расстояние), форма (эксцентриситет), наклонение, положение восходящего узла и положение перигея (для Луны) или перигелия (для планет). Эти величины называют "элементами" орбиты. Элементы орбиты искусственного спутника задаются так же, как для Луны, но обычно по отношению не к эклиптике, а к плоскости земного экватора. Луна обращается вокруг Земли за время, называемое "сидерическим периодом" (27,32 сут); по истечении его она возвращается на исходное место относительно звезд; это ее истинный орбитальный период. Но за это время Солнце перемещается по эклиптике, и Луне требуется еще двое суток, чтобы оказаться в исходной фазе, т.е. в прежнем положении относительно Солнца. Этот промежуток времени называют "синодическим периодом" Луны (ок. 29,5 сут). Так же и планеты обращаются вокруг Солнца за сидерический период, а проходят полный цикл конфигураций - от "вечерней звезды" до "утренней звезды" и обратно - за синодический период. Некоторые элементы орбит планет указаны в таблице.
См. также СОЛНЕЧНАЯ СИСТЕМА .
Орбитальная скорость. Среднее расстояние спутника от главного компонента определяется его скоростью на некотором фиксированном расстоянии. Например, Земля обращается по почти круговой орбите на расстоянии 1 а.е. (астрономическая единица) от Солнца со скоростью 29,8 км/с; любое другое тело, имеющее на этом же расстоянии такую же скорость, будет также двигаться по орбите со средним расстоянием от Солнца 1 а.е., независимо от формы этой орбиты и направления движения по ней. Таким образом, для тела в заданной точке размер орбиты зависит от значения скорости, а ее форма - от направления скорости (рис. 4).



Это имеет непосредственное отношение к орбитам искусственных спутников. Чтобы вывести спутник на заданную орбиту, необходимо доставить его на определенную высоту над Землей и сообщить ему определенную скорость в определенном направлении. Причем сделать это нужно с высокой точностью. Если требуется, например, чтобы орбита проходила на высоте 320 км и не отклонялась от нее более чем на 30 км, то на высоте 310-330 км его скорость не должна отличаться от расчетной (7,72 км/с) более чем на 5 м/с, а направление скорости должно быть параллельно земной поверхности с точностью 0,08°. Сказанное выше имеет отношение и к кометам. Обычно они движутся по очень вытянутым орбитам, эксцентриситеты которых нередко достигают 0,99. И хотя их средние расстояния и орбитальные периоды очень велики, в перигелии они могут приближаться к большим планетам, например к Юпитеру. В зависимости от направления, с которого комета подлетает к Юпитеру, он может своим притяжением увеличить или уменьшить ее скорость (рис. 5). Если скорость уменьшится, то комета перейдет на орбиту меньшего размера; в этом случае говорят, что она "захвачена" планетой. Все кометы с периодами менее нескольких миллионов лет, вероятно, были захвачены именно таким образом.


Рис. 5. ЗАХВАТ КОМЕТЫ ЮПИТЕРОМ. Комета С, проходя перед Юпитером, замедляется и переходит на орбиту меньшего размера ("захватывается"). Комета Е, проходя за Юпитером, ускоряется относительно Солнца.


Если же скорость кометы относительно Солнца увеличится, то и орбита ее возрастет. Причем с приближением скорости к определенному пределу рост орбиты стремительно ускоряется. На расстоянии 1 а.е. от Солнца эта предельная скорость равна 42 км/с. С большей скоростью тело движется по гиперболической орбите и никогда уже не возвращается к перигелию. Поэтому данную предельную скорость называют "скоростью убегания" с земной орбиты. Ближе к Солнцу скорость убегания выше, а вдали от Солнца - меньше. Если комета приближается к Юпитеру с большого расстояния, ее скорость близка к скорости убегания. Поэтому, пролетая вблизи Юпитера, комете достаточно лишь немного увеличить свою скорость, чтобы превысить предел и никогда больше не вернуться в окрестности Солнца. Такие кометы называют "выброшенными".
Скорость убегания от Земли. Понятие о скорости убегания очень важно. Кстати, нередко ее называют также скоростью "ухода" или "ускользания", а еще "параболической" или "второй космической скоростью". Последний термин применяют в космонавтике, когда речь идет о запусках к другим планетам. Как уже было сказано, для движения спутника по низкой круговой орбите ему нужно сообщить скорость около 8 км/с, которую называют "первой космической". (Точнее, если бы не мешала атмосфера, у поверхности Земли она была бы равна 7,9 км/с.) С увеличением скорости спутника у земной поверхности его орбита становится все более вытянутой: ее среднее расстояние возрастает. Когда будет достигнута скорость убегания, аппарат покинет Землю навсегда. Рассчитать эту критическую скорость довольно просто. Вблизи Земли кинетическая энергия тела должна быть равна работе силы тяжести при перемещении тела с поверхности Земли "на бесконечность". Поскольку притяжение быстро убывает с высотой (обратно пропорционально квадрату расстояния), то можно ограничиться работой на расстоянии радиуса Земли:


Здесь слева кинетическая энергия тела массы m, движущегося со скоростью V, а справа работа силы тяжести mg на расстоянии радиуса Земли (R = 6371 км). Из этого уравнения найдем скорость (причем это не приближенное, а точное ее выражение):

Поскольку ускорение свободного падения у поверхности Земли составляет g = 9,8 м/с2, скорость убегания будет равна 11,2 км/с.
Орбита Солнца. Само Солнце вместе с окружающими его планетами и малыми телами Солнечной системы движется по своей галактической орбите. По отношению к ближайшим звездам Солнце летит со скоростью 19 км/с в направлении точки в созвездии Геркулеса. Эту точку называют "апексом" солнечного движения. А в целом вся группа ближайших звезд, включая Солнце, обращается вокруг центра Галактики по орбите радиусом 25*10 16 км со скоростью 220 км/с и периодом 230 млн. лет. Эта орбита имеет довольно сложный вид, поскольку движение Солнца постоянно подвергается возмущению со стороны других звезд и массивных облаков межзвездного газа.

Энциклопедия Кольера. - Открытое общество . 2000 .

Синонимы :

Смотреть что такое "ОРБИТА" в других словарях:

    - (лат., от orbis круг). 1) путь небесного светила. 2) глазные орбиты впадины, в которых помещаются глаза. Словарь иностранных слов, вошедших в состав русского языка. Чудинов А.Н., 1910. ОРБИТА 1) путь небесного тела; 2) глазная о. полость, в… … Словарь иностранных слов русского языка

    Название телевизионных каналов, работающих в Сибири. Вещают на территорию Новосибирской, Томской, Кемеровской области, Алатайского и Красноярского краев и республик Алтай, Хакасия, востока Казахстана. Орбита 4 . Название Телевизионных каналов … Википедия

    орбита - ы, ж. orbite f. <, лат. orbita. 1. Путь, по которому движется небесное тело под действием притяжения других небесных тел. БАС 1. Длина осей кругов (orbites). АИ 1780 6 262. Наконец, если, за неимением микрометра, наблюдатель успел заметить… … Исторический словарь галлицизмов русского языка

Что такое "Орбита"? Как правильно пишется данное слово. Понятие и трактовка.

Орбита в астрономии, - путь небесного тела в пространстве. Хотя орбитой можно называть траекторию любого тела, обычно имеют в виду относительное движение взаимодействующих между собой тел: например, орбиты планет вокруг Солнца, спутников вокруг планеты или звезд в сложной звездной системе относительно общего центра масс. Искусственный спутник "выходит на орбиту", когда начинает двигаться по циклической траектории вокруг Земли или Солнца. Термин "орбита" используется также в атомной физике при описании электронных конфигураций. См. также АТОМ. Абсолютные и относительные орбиты. Абсолютной орбитой называют путь тела в системе отсчета, которую в каком-то смысле можно считать универсальной и потому абсолютной. Такой системой считают Вселенную в большом масштабе, взятую как целое, и называют ее "инерциальной системой". Относительной орбитой называют путь тела в такой системе отсчета, которая сама движется по абсолютной орбите (по искривленной траектории с переменной скоростью). Например, у орбиты искусственного спутника обычно указывают размер, форму и ориентацию относительно Земли. В первом приближении это эллипс, в фокусе которого находится Земля, а плоскость неподвижна относительно звезд. Очевидно, это относительная орбита, поскольку она определена по отношению к Земле, которая сама движется вокруг Солнца. Удаленный наблюдатель скажет, что спутник движется относительно звезд по сложной винтовой траектории; это его абсолютная орбита. Ясно, что форма орбиты зависит от движения системы отсчета наблюдателя. Необходимость различать абсолютную и относительную орбиты возникает потому, что законы Ньютона верны только в инерциальной системе отсчета, поэтому их можно использовать только для абсолютных орбит. Однако мы всегда имеем дело с относительными орбитами небесных тел, ибо наблюдаем их движение с обращающейся вокруг Солнца и вращающейся Земли. Но если абсолютная орбита земного наблюдателя известна, то можно либо перевести все относительные орбиты в абсолютные, либо представить законы Ньютона уравнениями, верными в системе отсчета Земли. Абсолютную и относительную орбиты можно проиллюстрировать на примере двойной звезды. Например, Сириус, кажущийся невооруженному глазу одиночной звездой, при наблюдении с большим телескопом оказывается парой звезд. Путь каждой из них можно проследить отдельно по отношению к соседним звездам (принимая во внимание, что и сами они движутся). Наблюдения показали, что две звезды не только обращаются одна вокруг другой, но и перемещаются в пространстве так, что между ними всегда есть точка, движущаяся по прямой линии с постоянной скоростью (рис. 1). Эту точку называют центром масс системы. Практически с ней связана инерциальная система отсчета, а траектории звезд относительно нее представляют их абсолютные орбиты. Чем дальше отходит звезда от центра масс, тем она легче. Знание абсолютных орбит позволило астрономам вычислить по отдельности массы Сириуса А и Сириуса В. Рис. 1. АБСОЛЮТНАЯ ОРБИТА Сириуса А и Сириуса В по наблюдениям за 100 лет. Центр масс этой двойной звезды движется по прямой линии в инерциальной системе отсчета; поэтому траектории обеих звезд в этой системе являются их абсолютными орбитами.

Орбита - ОРБИТА ж. лат. астрн. круговой путь планеты около солнца; кру" овина. врач. глазная орбита, впадина... Толковый словарь Даля

Орбита - ОРБИТА, орбиты, ж. (латин. orbita, букв. след колеса) (книжн.). 1. Путь движения небесного тела (аст... Толковый словарь Ушакова

Орбита - ж. 1. Путь, по которому движется небесное тело под действием притяжения других небесных тел. // Пут... Толковый словарь Ефремовой

Орбита - ОРБИТА (от латинского orbita - колея, путь), 1) путь, по которому одно небесное тело (планета, её сп...