Geostationær bane

Den aktuelle version af siden er endnu ikke blevet gennemgået af erfarne bidragydere og kan afvige væsentligt fra den version , der blev gennemgået den 31. januar 2022; checks kræver 6 redigeringer .

Geostationær bane (GSO) er en cirkulær bane placeret over Jordens ækvator (0° breddegrad), hvorpå en kunstig satellit drejer rundt om planeten med en vinkelhastighed svarende til vinkelhastigheden af Jordens rotation omkring sin akse. I det vandrette koordinatsystem ændres retningen til satellitten hverken i azimut eller i højden over horisonten - satellitten "hænger" ubevægelig på himlen . Derfor forbliver en parabol , når den først er rettet mod en sådan satellit, hele tiden rettet mod den. Den geostationære bane er en slags geosynkron bane og bruges til at rumme kunstige satellitter (kommunikation, udsendelse osv.).

Satellitten skal vende i jordens rotationsretning i en højde af 35.786 km over havets overflade ( se nedenfor for GSO-højdeberegning ). Det er denne højde, der giver satellitten en omdrejningsperiode svarende til Jordens rotationsperiode i forhold til stjernerne ( siderisk dag : 23 timer 56 minutter 4,091 sekunder).

Ideen om at bruge geostationære satellitter til kommunikationsformål blev udtrykt af den slovenske kosmonautikteoretiker German Potochnik [1] i 1928 .

Fordelene ved den geostationære bane blev almindeligt kendt efter publiceringen af en populærvidenskabelig artikel af Arthur Clark i tidsskriftet " Wireless World " i 1945 [2] , derfor kaldes geostationære og geosynkrone baner i Vesten nogle gange for " Clark-baner ", og " Clark-bæltet " kaldes området ydre rum i en afstand af 36.000 km over havets overflade i planet for jordens ækvator, hvor orbitalparametrene er tæt på geostationære. Den første satellit, der med succes blev opsendt i GEO, var Syncom-3 opsendt af NASA i august 1964 .

Stående punkt

En satellit i geostationær kredsløb er ubevægelig i forhold til Jordens overflade [3] , så dens placering i kredsløb kaldes et stående punkt . Som et resultat kan en retningsbestemt antenne orienteret til satellitten og fastgjort til den opretholde en konstant forbindelse med denne satellit i lang tid.

Placering af satellitter i kredsløb

Geostationær bane kan kun sikres nøjagtigt på en cirkel lige over ækvator, med en højde meget tæt på 35.786 km .

Hvis geostationære satellitter var synlige på himlen med det blotte øje, ville linjen, hvorpå de ville være synlige, falde sammen med "Clark-bæltet" for dette område. Geostationære satellitter, takket være de tilgængelige stående punkter, er praktiske at bruge til satellitkommunikation: Når den først er orienteret, vil antennen altid blive rettet mod den valgte satellit (hvis den ikke ændrer position).

For at overføre satellitter fra en lavhøjdebane til en geostationær bruges geostationære overførselsbaner ( GPO ) - elliptiske baner med en perigeum i lav højde og en apogeum i en højde tæt på den geostationære bane.

Efter afslutningen af den aktive levetid (SAS) på det resterende brændstof skal satellitten overføres til en bortskaffelsesbane placeret 200-300 km over GSO'en.

Der findes kataloger over objekter i geostationær kredsløb [4] .

Beregning af parametre for den geostationære bane

Orbital radius og orbital højde

I geostationær kredsløb nærmer satellitten sig ikke Jorden og bevæger sig ikke væk fra den, og derudover, mens den roterer med Jorden, er den konstant placeret over ethvert punkt på ækvator. Derfor skal tyngdekraften og centrifugalkraften, der virker på satellitten , balancere hinanden. For at beregne højden af den geostationære bane kan man bruge klassisk mekaniks metoder og, efter at have skiftet til satellitreferencerammen, gå ud fra følgende ligning:

F_{{u}}=F_{{\Gamma }}

hvor er inertikraften og i dette tilfælde centrifugalkraften; er tyngdekraften. Størrelsen af gravitationskraften, der virker på satellitten, kan bestemmes ud fra Newtons lov om universel gravitation : $F_{{u}}$ $F_{{\Gamma ))$

F_{{\Gamma }}=G\cdot {\frac {M_{3}\cdot m_{c}}{R^{2}}}

hvor er satellittens masse, er jordens masse i kilogram , er gravitationskonstanten og er afstanden i meter fra satellitten til jordens centrum, eller i dette tilfælde kredsløbets radius. $m_{c}$ $M_{3}$ $G$ $R$

Centrifugalkraftens størrelse er:

F_{{u}}=m_{c}\cdot a

hvor er den centripetale acceleration, der opstår under cirkulær bevægelse i kredsløb. $-en$

Som du kan se, er satellittens masse til stede som en faktor i udtrykkene for centrifugalkraften og for tyngdekraften, det vil sige, at banens højde ikke afhænger af satellittens masse, hvilket er sandt for nogen kredsløb [5] og er en konsekvens af ligheden mellem gravitations- og inertimassen . Følgelig er den geostationære bane kun bestemt af den højde, hvor centrifugalkraften vil være lig i absolut værdi og modsat i retning af tyngdekraften skabt af Jordens tiltrækning i en given højde. $m_{c}$

Centripetalaccelerationen er:

a=\omega ^{2}\cdot R

hvor er satellittens vinkelhastighed i radianer pr. sekund. $\omega$

Lad os komme med en vigtig afklaring. Faktisk har centripetalacceleration kun en fysisk betydning i den inertielle referenceramme, mens centrifugalkraften er den såkaldte imaginære kraft og udelukkende foregår i referencerammer (koordinater), der er forbundet med roterende legemer. Centripetalkraften (i dette tilfælde tyngdekraften) forårsager centripetalacceleration. Den absolutte værdi af centripetalaccelerationen i den inertielle referenceramme er lig med centrifugalen i referencerammen, der i vores tilfælde er forbundet med satellitten. Derfor kan vi yderligere, under hensyntagen til den fremsatte bemærkning, bruge udtrykket "centripetalacceleration" sammen med udtrykket "centrifugalkraft".

Ved at udligne udtrykkene for gravitations- og centrifugalkræfter med substitution af centripetalacceleration får vi:

m_{c}\cdot \omega ^{2}\cdot R=G\cdot {\frac {M_{3}\cdot m_{c}}{R^{2}}}

Ved at reducere , oversætte til venstre og til højre får vi: $m_{c}$ $R^2$ $\omega ^{2}$

R^{3}=G\cdot {\frac {M_{3}}{\omega ^{2}}}

eller

R={\sqrt[ {3}]{{\frac {G\cdot M_{3}}{\omega ^{2}}}}}

Du kan skrive dette udtryk anderledes og erstatte det med - den geocentriske gravitationskonstant: $G\cdot M_{3}$ $\mu$

R={\sqrt[ {3}]{{\frac {\mu }{\omega ^{2))))}

Vinkelhastigheden beregnes ved at dividere vinklen tilbagelagt i én omdrejning ( radianer) med omdrejningsperioden (den tid, det tager for en hel omdrejning i kredsløbet: en siderisk dag eller 86.164 sekunder ). Vi får: $\omega$ $360^{\circ }=2\cdot \pi$

\omega ={\frac {2\cdot \pi }{86164}}=7.29\cdot 10^{{-5}}

rad/s

Den resulterende orbitale radius er 42.164 km . Hvis vi trækker Jordens ækvatorialradius , 6378 km, får vi en højde på 35.786 km .

Du kan lave beregningerne på andre måder. Højden af det geostationære kredsløb er den afstand fra jordens centrum, hvor satellittens vinkelhastighed, som falder sammen med vinkelhastigheden af jordens rotation, genererer en kredsløbshastighed (lineær) svarende til den første rumhastighed (for at sikre en cirkulær bane) i en given højde.

Den lineære hastighed af en satellit, der bevæger sig med en vinkelhastighed i en afstand fra rotationscentret er $\omega$ $R$

v_{l}=\omega \cdot R

Den første flugthastighed i en afstand fra et masseobjekt er $R$ $M$

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

Ved at sidestille de højre side af ligningerne med hinanden, kommer vi frem til det tidligere opnåede udtryk for GSO - radius :

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

Orbital hastighed

Bevægelseshastigheden i den geostationære bane beregnes ved at gange vinkelhastigheden med kredsløbets radius:

v=\omega \cdot R=3{,}07

km/s

Dette er omkring 2,5 gange mindre end den første flugthastighed , som er 8 km/s i kredsløb nær Jorden (med en radius på 6400 km). Da kvadratet af hastigheden for en cirkulær bane er omvendt proportional med dens radius,

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

så opnås et fald i hastigheden i forhold til den første rumhastighed ved at øge banens radius med mere end 6 gange.

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

Banelængde

Geostationær banelængde: . Med en kredsløbsradius på 42.164 km opnår vi en kredsløbslængde på 264.924 km . ${2\cdot \pi \cdot R}$

Banens længde er ekstremt vigtig for at beregne satellitternes "stationspunkter" .

Opretholdelse af en satellit i kredsløbsposition i geostationær kredsløb

En satellit, der cirkulerer i et geostationært kredsløb, er under indflydelse af en række kræfter (forstyrrelser), som ændrer parametrene for denne bane. Sådanne forstyrrelser omfatter især gravitationsmåne-solforstyrrelser, påvirkningen af jordens gravitationsfelts inhomogenitet, ækvator elliptiske osv. Nedbrydningen af kredsløbet kommer til udtryk i to hovedfænomener:

1) Satellitten bevæger sig langs kredsløbet fra sin oprindelige baneposition mod et af de fire stabile ligevægtspunkter, de såkaldte. "Geostationære kredsløbspotentiale gruber" (deres længdegrader er 75,3°E, 104,7°W, 165,3°E og 14,7°W) over Jordens ækvator;

2) Banens hældning til ækvator stiger (fra det indledende 0) med en hastighed på omkring 0,85 grader om året og når en maksimal værdi på 15 grader på 26,5 år.

For at kompensere for disse forstyrrelser og holde satellitten på den angivne position er satellitten udstyret med et fremdriftssystem ( kemisk eller elektrisk raket ). Periodisk tænding af thrustere (korrektion "nord-syd" for at kompensere for stigningen i kredsløbets hældning og "vest-øst" for at kompensere for drift langs kredsløbet) holder satellitten på den udpegede position. Sådanne indeslutninger foretages flere gange på 10-15 dage. Det er væsentligt, at nord-syd-korrektionen kræver en meget større stigning i den karakteristiske hastighed (ca. 45-50 m/s pr. år) end for den langsgående korrektion (ca. 2 m/s pr. år). For at sikre korrektionen af satellittens kredsløb gennem hele dens driftsperiode (12-15 år for moderne tv-satellitter) kræves der en betydelig forsyning af brændstof om bord (hundreder af kilogram i tilfælde af en kemisk motor). Satellittens kemiske raketmotor har en forskydningsbrændstofforsyning (trykgas - helium), kører på langsigtede højtkogende komponenter (normalt asymmetrisk dimethylhydrazin og dinitrogentetroxid ). En række satellitter er udstyret med plasmamotorer. Deres fremdrift er væsentligt mindre i forhold til kemiske, men deres større effektivitet gør det muligt (på grund af langt arbejde, målt i ti minutter for en enkelt manøvre) radikalt at reducere den nødvendige masse af brændstof om bord. Valget af typen af fremdriftssystem bestemmes af apparatets specifikke tekniske egenskaber.

Det samme fremdriftssystem bruges om nødvendigt til at manøvrere satellitten til en anden baneposition. I nogle tilfælde (normalt i slutningen af satellittens levetid) stoppes den nord-sydgående kredsløbskorrektion for at reducere brændstofforbruget, og det resterende brændstof bruges kun til den vest-østlige korrektion.

Brændstofreserven er den vigtigste begrænsende faktor i SAS for en satellit i geostationær kredsløb (bortset fra svigt af komponenterne i selve satellitten). Nogle lande eksperimenterer dog med at tanke direkte satellitter direkte ind i GEO for at udvide SAS [6] [7] .

Ulemper ved den geostationære bane

Signalforsinkelse

Kommunikation via geostationære satellitter er karakteriseret ved store forsinkelser i signaludbredelsen. Med en kredsløbshøjde på 35.786 km og en lyshastighed på omkring 300.000 km/s kræver Jord-satellit-strålebanen omkring 0,12 s, Jordens (sender) → satellit → Jorden (modtager) strålevej ≈0,24 s (dvs. , vil den samlede latenstid (målt af Ping -værktøjet ) ved brug af satellitkommunikation til modtagelse og transmission af data være næsten et halvt sekund). Under hensyntagen til signalforsinkelsen i satellitudstyr, i udstyr og kabeltransmissionssystemer for jordbaserede tjenester, kan den samlede signalforsinkelse langs ruten "signalkilde → satellit → modtager" nå 2-4 sekunder [8] . En sådan forsinkelse gør det vanskeligt at bruge GSO-satellitter i telefoni og gør det umuligt at bruge satellitkommunikation ved hjælp af GSO i forskellige realtidstjenester (f.eks. i onlinespil ) [9] .

GSO-usynlighed fra høje breddegrader

Da den geostationære bane ikke er synlig fra høje breddegrader (ca. fra 81° til polerne), og på breddegrader over 75° observeres den meget lavt over horisonten (under virkelige forhold er satellitter simpelthen skjult af fremspringende objekter og terræn) og kun en lille del af kredsløbet er synlig ( se . tabel ), så er kommunikation og tv-udsendelse ved hjælp af GSO umulig i højbreddeområderne i det fjerne nord (Arktis) og Antarktis [10] . For eksempel bruger amerikanske polarforskere på Amundsen-Scott- stationen et 1.670 kilometer langt fiberoptisk kabel til at kommunikere med omverdenen (telefoni, internet) til 75 ° S. sh. den franske station Concordia , hvorfra flere amerikanske geostationære satellitter allerede er synlige [11] .

Tabel over den observerede sektor af den geostationære bane afhængig af stedets breddegrad
Alle data er angivet i grader og deres fraktioner.

breddegrad _	Synlig sektor af kredsløbet
breddegrad _	Teoretisk sektor	Virkelig (under hensyntagen til nødhjælpen) sektor [12]
90	--	--
82	--	--
81	29,7	--
80	58,9	--
79	75,2	--
78	86,7	26.2
75	108,5	77
60	144,8	132,2
halvtreds	152,8	143,3
40	157,2	149,3
tyve	161,5	155,1
0	162,6	156,6

Tabellen viser f.eks., at hvis den synlige sektor af kredsløbet (og følgelig antallet af modtagne satellitter) på St. Petersborgs breddegrad (~60°) er 84 % af det maksimalt mulige (ved ækvator ), så på Taimyr-halvøens breddegrad (~75° ) er den synlige sektor 49%, og på bredden af Svalbard og Kap Chelyuskin (~78°) er den kun 16% af den, der observeres ved ækvator. I denne sektor af kredsløbet i Taimyr -regionen falder 1-2 satellitter (ikke altid den nødvendige operatør).

Solar interferens

En af de mest irriterende ulemper ved den geostationære bane er reduktionen og fuldstændig fravær af et signal i en situation, hvor solen og satellitten er på linje med modtagerantennen ("solen bag satellitten"). Dette fænomen er også iboende i andre baner, men det er i den geostationære bane, når satellitten er "stationær" på himlen, at den manifesterer sig særligt tydeligt. På den nordlige halvkugles midterste breddegrader viser solinterferens sig i perioderne fra 22. februar til 11. marts og fra 3. til 21. oktober med en maksimal varighed på op til ti minutter [13] . I sådanne øjeblikke i klart vejr kan solens stråler fokuseret af antennens lyse belægning endda beskadige (smelte eller overophede) satellitantennens transceiverudstyr [14] .

International juridisk status for GSO

Brugen af det geostationære kredsløb giver en række ikke kun tekniske, men også internationale juridiske problemer. Et væsentligt bidrag til deres resolution ydes af FN, såvel som dets komitéer og andre specialiserede agenturer.

Nogle ækvatoriallande fremsatte på forskellige tidspunkter krav (for eksempel erklæringen om etablering af suverænitet i GSO-sektionen, underskrevet i Bogota af Brasilien , Colombia , Congo , Ecuador , Indonesien , Kenya , Uganda og Zaire den 3. december 1976 [15 ] ) at udvide deres suverænitet til den del af det ydre rum, der er placeret over deres territorier, hvori geostationære satellitters kredsløb passerer. Det blev især udtalt, at den geostationære bane er en fysisk faktor forbundet med vores planets eksistens og fuldstændig afhængig af Jordens gravitationsfelt, og derfor er de tilsvarende dele af rummet (segmenter af den geostationære bane) som det var en udvidelse af de områder, de ligger over. Den tilsvarende bestemmelse er nedfældet i Colombias forfatning [16] .

Disse påstande fra ækvatorialstaterne blev afvist som i strid med princippet om ikke-tilegnelse af det ydre rum. I FN's komité for det ydre rum blev sådanne udtalelser kritiseret. For det første kan man ikke kræve tilegnelse af noget territorium eller rum beliggende i en så betydelig afstand fra den pågældende stats territorium. For det andet er det ydre rum ikke underlagt national bevilling. For det tredje er det teknisk inkompetent at tale om ethvert fysisk forhold mellem statens territorium og sådan en fjerntliggende region i rummet. Endelig er fænomenet en geostationær satellit i hvert enkelt tilfælde forbundet med et specifikt rumobjekt. Hvis der ikke er nogen satellit, så er der ingen geostationær bane.

Se også

Noter

↑ Noordung, Hermann; et al. Problemet med rumrejser. - DIANE Publishing, 1995. - S. 72. - ISBN 978-0788118494 .
↑ Ekstrajordiske relæer - Kan raketstationer give verdensomspændende radiodækning? (eng.) (pdf). Arthur C. Clark (oktober 1945). Hentet 25. februar 2010. Arkiveret fra originalen 23. august 2011.
↑ Kravet om, at satellitter skal forblive stationære i forhold til Jorden i deres banepositioner i geostationær bane, såvel som et stort antal satellitter i denne bane på dets forskellige punkter, fører til en interessant effekt, når man observerer og fotograferer stjerner med et teleskop ved hjælp af guiding - opretholdelse af teleskopets orientering på et givet punkt af stjernehimlen for at kompensere for Jordens daglige rotation (et problem omvendt til geostationær radiokommunikation). Hvis man med et sådant teleskop observerer stjernehimlen nær den himmelske ækvator , hvor den geostationære bane passerer, så kan man under visse forhold se, hvordan satellitterne passerer den ene efter den anden på baggrund af fiksstjerner inden for en smal korridor, som biler langs en travl motorvej. Dette er især mærkbart i fotografier af stjerner med lange eksponeringer, se for eksempel: Babak A. Tafreshi. Geostationær motorvej. (engelsk) . The World At Night (TWAN). Hentet 25. februar 2010. Arkiveret fra originalen 23. august 2011. Kilde: Babak Tafreshi (Night World). geostationær motorvej. . Astronet . Dato for adgang: 25. februar 2010. Arkiveret fra originalen 22. november 2011. (Russisk)
↑ KLASSIFIKATION AF GEOSYNKRONE OBJEKTER . Hentet 5. juni 2018. Arkiveret fra originalen 19. oktober 2018. (ubestemt)
↑ for satellitter, hvis masse er ubetydelig sammenlignet med massen af det astronomiske objekt, der tiltrækker det
↑ Den første fase af test af et automatiseret system til reparation og optankning af kunstige satellitter direkte i kredsløb begynder (utilgængeligt link) . www.dailytechinfo.org (22. januar 2013). Hentet 14. juni 2020. Arkiveret fra originalen 14. juni 2020. (ubestemt)
↑ Rumnæring. Tankning af satellitter i kredsløb . www.livejournal.com (22. august 2016). Hentet 14. juni 2020. Arkiveret fra originalen 26. august 2016. (Russisk)
↑ Baner for kunstige jordsatellitter. Sætte satellitter i kredsløb (utilgængeligt link) . Hentet 13. februar 2009. Arkiveret fra originalen 25. august 2016. (ubestemt)
↑ Det teledesiske netværk: Brug af satellitter med lav kredsløb om jorden til at give bredbånd, trådløs internetadgang i realtid på verdensplan . Hentet 29. februar 2012. Arkiveret fra originalen 6. marts 2016. (ubestemt)
↑ Vokrug Sveta magasin nr. 9. september 2009. De baner vi vælger . Dato for adgang: 29. februar 2012. Arkiveret fra originalen 7. november 2012. (ubestemt)
↑ Mosaik. Del II (utilgængeligt link) . Dato for adgang: 29. februar 2012. Arkiveret fra originalen 1. juni 2013. (ubestemt)
↑ taget som satellithøjde på 3°
↑ OBS! Perioden med aktiv solinterferens er på vej! . Dato for adgang: 9. marts 2012. Arkiveret fra originalen 5. marts 2016. (ubestemt)
↑ Solar interferens (utilgængeligt link) . Hentet 9. marts 2012. Arkiveret fra originalen 17. august 2013. (ubestemt)
↑ B.IV.1. Erklæring fra det første møde mellem ækvatoriale lande ("Bogota-erklæringen") af 3. december 1976 // Rumlov. Grundlæggende juridiske dokumenter. Bind 1 / Karl-Heinz Böckstiegel, Marietta Benkö, Stephan Hobe. - Eleven International Publishing, 2005. - ISBN 9780792300915 .
↑ Nationale love og praksisser, der er relevante for definitionen og afgrænsningen af det ydre rum . Hentet 1. august 2014. Arkiveret fra originalen 13. november 2013. (ubestemt)

Links

T.S. Kelso . Grundlæggende om geostationær bane
Bevægelsen af satellitter på webstedet "Fysik i animationer"
L. Nevdyaev . geostationær bane
Geostationære satellitter i amatørteleskoper

Ordbøger og encyklopædier	Fantastisk catalansk Fantastisk norsk Stor russer Britannica (online)

Baner

Typer

Hoved	Boksbane Fang bane cirkulær bane Elliptisk kredsløb / Høj elliptisk kredsløb Care Orbit Begravelseskredsløb Hyperbolsk bane Skrå kredsløb / Ikke-skrå kredsløb Oskulerende kredsløb Parabolsk bane Referencekredsløb (inklusive lav ) synkron bane ( Halvsynkron subsynkron ) Stationær bane
Geocentrisk	geosynkron bane geostationær bane Solsynkron bane Lav kredsløb om jorden Medium Jordbane Høj Jordbane Orbit "Lyn" Ækvatorisk kredsløb Månens kredsløb polar bane Orbit "Tundra" TLE
Omkring andre himmellegemer og punkter	Areosynkron bane Areostationær bane halo kredsløb Orbit Lissajous månens kredsløb Heliocentrisk bane Solsynkron bane

Muligheder

Klassisk	$jeg\,\!$ Humør $\Omega\,\!$ Stigende node længdegrad $e\,\!$ Excentricitet $\omega\,\!$ periapsis argument $en\,\!$ Hovedakse $M_o\,\!$ Gennemsnitlig anomali pr. epoke
Andet	$\nu\,\!$ Sand anomali $b\,\!$ Lille akse $E\,\!$ Excentrisk anomali $L\,\!$ Gennemsnitlig længdegrad $l\,\!$ ægte længdegrad $T\,\!$ Omløbsperiode

Orbitale manøvrer
Bi-elliptisk overførselsbane Karakteristisk hastighedsmargin geotransfer kredsløb Tyngdekraftsmanøvre Tyngdekraftsdrejning Hohmann kredsløb Lavpris overgangsvej Oberth effekt Orbital hældningsændring Fasning af kredsløb Docking Transponering, docking og ekstraktion tilbagetrækningsmanøvre

Andre emner inden for astrodynamik

Himmelsk koordinatsystem
Ækvatorial koordinatsystem
Epoke
Ephemeris
Keplers love
Gravitationelt N-legeme problem
Lagrange punkter
Perturbation
Interplanetarisk transportnetværks
kredsløbsligning
Apocenter og periapsis
Orbital hastighed
Gravity parameter
Orbitale tilstandsvektorer
Særlig orbital energi
Specielt relativ drejningsmoment
direkte bevægelse
retrograd bevægelse
Banebane

Himmelsk mekanik

Love og opgaver	Newtons love Tyngdeloven Keplers love To kropsproblem Tre kropsproblem Gravitationelt N-legeme problem Bertrands problem Keplers ligning
Himmelsfære	Himmelsk koordinatsystem galaktisk vandret ækvatorial ekliptik Internationalt himmelsk koordinatsystem Sfærisk koordinatsystem verdens akse Himmelsk ækvator højre opstigning deklination Ekliptik Equinox Solhverv grundplan
Baneparametre _	Kepleriske elementer i kredsløbet excentricitet semi-hovedakse betyder anomali stigende node længdegrad periapsis argument Apocenter og periapsis Orbital hastighed Orbit node Epoke
Bevægelse af himmellegemer	Solens og planeternes bevægelse i himmelsfæren Ephemeris Planet konfigurationer konfrontation sammensatte kvadratur forlængelse parade af planeter Formørkelse solformørkelse måneformørkelse saros Metonisk cyklus Belægning Går igennem klimaks siderisk periode synodisk periode Rotationsperiode orbital resonans Equinox præludium Tilnærmelse librering Tyngdekraftens omfang Kozai effekt Yarkovsky effekt Dzhanibekov effekt

Astrodynamik

Rumfart	rumhastighed første (cirkulær) anden (parabolsk) tredje fjerde Tsiolkovskys formel Tyngdekraftsmanøvre Hohmanns bane Metode til at oskulere elementer Tidevandsacceleration Orbital hældningsændring Interplanetarisk transportnetværk Docking Lagrange punkter Pioneer effekt
SC -kredsløb	geostationær bane Heliocentrisk bane geosynkron bane geocentrisk bane geotransfer kredsløb Lav kredsløb om jorden polar bane Orbit "Tundra" Solsynkron bane Orbit "Lyn" Oskulerende kredsløb