Введение
Полярная орбита – это орбита, на которой спутник проходит над или почти над обоими полюсами небесного тела, вокруг которого он вращается (обычно планеты, такой как Земля, но также может быть и другое тело, например, Луна или Солнце) при каждом обороте. Она имеет наклон примерно от 60 до 90 градусов к экватору этого тела. Запуск спутников на полярную орбиту требует более мощной ракеты-носителя для вывода заданной полезной нагрузки на заданную высоту, чем для околоэкваториальной орбиты на той же высоте, поскольку она не может использовать преимущество скорости вращения Земли. В зависимости от местоположения космодрома и наклона полярной орбиты, ракета-носитель может потерять до 460 м/с дельта-v, что составляет примерно 5% от дельта-v, необходимой для достижения низкой околоземной орбиты.
A polar orbit is one in which a satellite passes above or nearly above both poles of the body being orbited (usually a planet such as the Earth, but possibly another body such as the Moon or Sun) on each revolution. It has an inclination of about 60–90 degrees to the body's equator. Launching satellites into polar orbit requires a larger launch vehicle to launch a given payload to a given altitude than for a near equatorial orbit at the same altitude, because it cannot take advantage of the Earth's rotational velocity. Depending on the location of the launch site and the inclination of the polar orbit, the launch vehicle may lose up to 460 m/s of Delta v, approximately 5% of the Delta v required to attain Low Earth orbit.
Использование
Полярные орбиты используются для картографирования Земли, разведывательных спутников, а также некоторых метеорологических спутников. Созвездие спутников Иридиум использует полярную орбиту для обеспечения телекоммуникационных услуг. Близкополярные спутники обычно выбирают солнечно-синхронную орбиту, при которой каждый последующий орбитальный проход происходит в одно и то же местное время суток. Для некоторых приложений, таких как дистанционное зондирование, важно, чтобы изменения во времени не искажались изменениями местного времени. Поддержание одного и того же местного времени при каждом проходе требует, чтобы период обращения орбиты был как можно короче, что подразумевает низкую орбиту. Однако очень низкие орбиты быстро теряют высоту из-за сопротивления атмосферы. Обычно используются высоты от 700 до 800 км, что обеспечивает орбитальный период около 100 минут. Время прохождения полуорбиты на освещенной стороне Солнцем составляет всего 50 минут, в течение которых местное время суток практически не меняется. Для сохранения солнечно-синхронной орбиты по мере вращения Земли вокруг Солнца в течение года, орбита должна прецессировать вокруг Земли с той же скоростью (что невозможно, если спутник проходит точно над полюсом). Из-за экваториального выпячивания Земли орбита, наклоненная под небольшим углом, подвергается крутящему моменту, вызывающему прецессию. Угол около 8° отклонения от полюса обеспечивает необходимую прецессию для орбиты с периодом 100 минут.