Quel est le satellite le plus rapide en orbite terrestre?

Si nous ne regardons que les orbites circulaires de la Terre basse:

 height speed period km m/s hours:min:sec 200 7789.1 1:28:21 300 7730.5 1:30:22 400 7673.2 1:32:24 500 7617.2 1:34:28 600 7562.3 1:36:32 700 7508.7 1:38:37 800 7456.1 1:40:43 900 7404.7 1:42:50 1000 7354.3 1:44:21 

Lorbite la plus basse a la vitesse la plus rapide. Mais en dessous de 400 km, les orbites se désintègrent très rapidement, 300 km en 6 mois, 200 km en environ une journée.

Maintenant, nous regardons les orbites elliptiques:

 min at min max at max height speed height speed period km m/s km m/s hours:min:sec 400 7701.3 500 7589.2 1:33:26 400 7728.9 600 7507.1 1:34:28 400 7755.9 700 7426.9 1:35:30 400 7782.5 800 7348.4 1:36:32 400 7834.3 1000 7196.6 1:38:37 400 9127.0 10000 3774.9 3:26:26 400 10521.9 100000 669.8 37:11:36 400 10677.8 200000 350.3 96:10:06 400 10762.3 400000 179.3 259:31:25 

Ainsi, une orbite très elliptique a la vitesse la plus rapide, mais seulement lorsquelle est proche de la Terre à une hauteur minimale. Mais la période sallonge beaucoup et la vitesse moyenne est plus faible. La dernière ligne est une orbite elliptique vers la lune et retour. Ce record de vitesse est détenu par les missions Apollo. (Pour simplifier, lorbite a été calculée sans linfluence de la Lune.)

Toutes les orbites ont été calculées à laide de cette page Web de Bernd Leitenberger. Il nest disponible quen allemand.

Commentaires

• Merci davoir édité dans la référence!
• @ called2voyage Merci pour me rappelant dinclure une référence.

Le calcul de la vitesse de tous les objets spatiaux au périgée peut fournir le répondre. Après avoir traité le dernier catalogue satellite public de Celestrak, les objets avec la vitesse orbitale la plus élevée au périgée sont:

 Object Name SSN# Type Country Apogee (km) Perigee(km) Velocity(m/s) DELTA 2 R/B(2) 22051 R/B US 359918.0 185.0 10929.8 PEGASUS R/B(2) 33404 R/B US 219611.0 247.0 10818.1 FALCON HEAVY R/B 44187 R/B US 88505.0 329.0 10542.2 FALCON 9 R/B 44050 R/B US 66488.0 232.0 10521.5 DELTA 2 R/B(2) 30799 R/B US 85277.0 377.0 10489.9 FALCON 9 R/B 43179 R/B US 48084.0 237.0 10372.5 FALCON 9 R/B 40426 R/B US 62208.0 406.0 10346.8 FALCON 9 R/B 45921 R/B US 45359.0 239.0 10341.4 EQUATOR S 25068 PAY GER 67160.0 470.0 10325.4 

Vous pouvez télécharger le satcat en tant que csv à partir de ce lien , et vous pouvez utiliser cet extrait de code Python ci-dessous pour traiter le fichier et calculer les vitesses.

Jespère que cela vous sera utile! Manny

import pandas as pd import math mu = 3.986004418e14 pi = math.pi # Computes the SMA from the orbital period def getSMAfromPeriodMinutes(periodMinutes): # Gravitational parameter periodSeconds = periodMinutes*60 SMA_m = (((periodSeconds**2)*mu)/(4*(pi**2)))**(1/3) return SMA_m # p is Perigee in km, a is SMA in m def getPerigeeSpeed(p, a): x = mu*((2/(p*1000 + 6371000))-(1/a)) return math.sqrt(x) def getSatcat(): """ Gets the public satellite catalog from Celestrak Returns a pandas dataframe of the catalog """ df = pd.read_csv(r"C:\satcat.csv") return df if __name__ == "__main__": df = getSatcat(); # Limit to objects that orbit the Earth only, to exclude some objects that might # orbit about the Earth-Moon barycenter, Sun, etc... # Read the format documentation at http://celestrak.com/satcat/satcat-format.php df = df[df["ORBIT_CENTER"]=="EA"] # drop rows with empty perigee fields df = df.dropna(subset=["PERIGEE"]) # drops rows with objects that have decayed df = df[df["DECAY_DATE"].isna()] # drop rows with 0 perigee from the file (re-entered) df = df[df["PERIGEE"]>0] # compute the SMA df["SMA_m"] = df.apply(lambda row: getSMAfromPeriodMinutes(row["PERIOD"]), axis=1) # compute the speed at perigee df["v_PERIGEE"] = df.apply(lambda row: getPerigeeSpeed(row["PERIGEE"], row["SMA_m"]), axis=1) print(df[["v_PERIGEE"]].idxmax()) 

Commentaires

•  » SSN 43470 – QUEQIAO – 10,761 km / s – Périgée: 395 km – Apogée: 383 110 km  » La vitesse est fausse, elle est de 7672,7 et 7686,2 m / s.
• @Uwe Merci pour votre attention. Le code ci-dessus avait une erreur, il est maintenant corrigé. Je nai pas fait attention au fait que les données QUEQIAO, LONGJIANG 1 et LONGJIANG 2 sont fournies par Celestrak avec le centre de lorbite comme le barycentre Terre-Lune, ce qui rend lautomatisation erronée. Jai ajusté les résultats et le code aux corps obèses à la Terre et non au Barycenter Terre Lune ou au Soleil, ou autre chose … Merci encore une fois …
•  » 67160.0 470.0 10325.4  » a lair bien, jobtiens 10326,2 m / s. Une toute petite différence.
• Pas de package, pas de langage de programmation, juste cette page: bernd-leitenberger.de/orbits.shtml pour le vérifie et pour obtenir les chiffres de ma réponse.
• Pour toute personne intéressée par lutilisation du code de Manny ‘ quils ont si utilement fourni ici, vous pourriez être intéressé par sachez que la licence utilisée pour le contenu utilisateur actuel de Stack Exchange, comme la réponse de Manny ‘, est compatible avec la GPL v3: creativecommons.org / share-your-work / licensing-Considerations / … . Assurez-vous de créditer Manny si vous utilisez leur code!

Jai écrit un script Python pour en calculer périodes et vitesses orbitales. Jai utilisé des unités dastropie pour calculer les distances en m ou km, les masses en kg et la constante gravitationnelle en m ^ 3 / kg s ^ 2. Les résultats en m / s et unités de temps heures, minutes et secondes. Si les unités des résultats sont fausses, les nombres peuvent également être faux.

Les résultats pour des orbites circulaires de 200 à 1000 km daltitude:

 height radius speed period 200 km 6567.4 km 7790.6 m / s 1 h 28 min 16.7 s 300 km 6667.4 km 7732.0 m / s 1 h 30 min 18.1 s 400 km 6767.4 km 7674.6 m / s 1 h 32 min 20.5 s 500 km 6867.4 km 7618.5 m / s 1 h 34 min 23.7 s 600 km 6967.4 km 7563.7 m / s 1 h 36 min 27.9 s 700 km 7067.4 km 7510.0 m / s 1 h 38 min 33.0 s 800 km 7167.4 km 7457.4 m / s 1 h 40 min 38.9 s 900 km 7267.4 km 7405.9 m / s 1 h 42 min 45.7 s 1000 km 7367.4 km 7355.5 m / s 1 h 44 min 53.4 s 

Orbites elliptiques de 500 à 400000 km de distance maximale, distance minimale de 400 km:

 height semi mayor axis min speed max speed period 500 km 6817.4 km 7590.5 m / s 7702.7 m / s 1 h 33 min 22.0 s 600 km 6867.4 km 7508.4 m / s 7730.3 m / s 1 h 34 min 23.7 s 700 km 6917.4 km 7428.1 m / s 7757.4 m / s 1 h 35 min 25.7 s 800 km 6967.4 km 7349.6 m / s 7784.0 m / s 1 h 36 min 27.9 s 900 km 7017.4 km 7272.8 m / s 7810.1 m / s 1 h 37 min 30.3 s 1000 km 7067.4 km 7197.7 m / s 7835.8 m / s 1 h 38 min 33.0 s 5000 km 9067.4 km 5115.7 m / s 8593.0 m / s 2 h 23 min 12.9 s 10000 km 11567.4 km 3774.6 m / s 9129.1 m / s 3 h 26 min 21.3 s 50000 km 31567.4 km 1231.3 m / s 10255.4 m / s 15 h 30 min 17.5 s 100000 km 56567.4 km 669.6 m / s 10523.9 m / s 37 h 11 min 33.9 s 200000 km 106567.4 km 350.2 m / s 10679.8 m / s 96 h 10 min 16.5 s 400000 km 206567.4 km 179.3 m / s 10764.3 m / s 259 h 32 min 17.6 s 

Le script Python

import numpy as np import matplotlib.pyplot as plt from astropy import units as u from astropy import constants as c def secToHMS(timePeriod) : # converting seconds to hours, minutes and seconds tP2 = timePeriod.to(u.s).value # integer division // does not work with units rest = tP2 // 60 secs = (tP2 % 60) * u.s #setting the proper unit hours = (rest // 60) * u.h mins = (rest % 60) * u.min return (hours, mins, secs) # orbital period of circular and elliptical orbits def orbitalPeriod(semi_mayor_axis, GMbody) : result = np.sqrt(semi_mayor_axis**3 / GMbody) * 2.0 * np.pi return result def orbitalspeed(radius, GMbody) : # only for circular orbits rad_m = radius.to(u.m) # converting orbit radius from km to m result = np.sqrt(GMbody / rad_m) return result def VisVivaSpeed(radius, semi_mayor_axis, GMbody) : rad_m = radius.to(u.m) # converting orbit radius from km to m sma = semi_mayor_axis.to(u.m) # semi_mayor_axis from km to m result = np.sqrt(GMbody * (2.0 / rad_m - 1.0 / sma)) return result dia_earth_a = 12756.27 * u.km # equatorial Earth diameter dia_earth_p = 12713.5 * u.km # polar Earth diameter rad_earth_a = 0.5 * dia_earth_a # equatorial Earth radius rad_earth_p = 0.5 * dia_earth_p # polar Earth radius rad_earth_ap = (rad_earth_a + rad_earth_p) * 0.5 # mean of equator and polar radius m_earth = 5.97e24 * u.kg # mass of Earth m_e = c.M_earth G = c.G # gravitaional constant GMe = c.GM_earth # product of G with the mass of Earth print(m_earth, m_e, G, GMe) print() print(" height radius speed period") # circular orbits from 200 up to 1000 km, steps 100 km for i in range(200, 1001, 100) : h = i * u.km # converting integer height to float with unit km a = h + rad_earth_ap # distance to earth center t4 = orbitalPeriod(a, GMe) t5 = secToHMS(t4) v = orbitalspeed(a, GMe) print(format(h, "5.0f"), format(a, "7.1f"), format(v, "7.1f"), format(t5[0], "2.0f"), format(t5[1], "2.0f"), format(t5[2], "4.1f")) print() print(" height semi mayor axis min speed max speed period") for i in (500, 600, 700, 800, 900, 1000, 5000, 10000, 50000, 100000, 200000, 400000) : h = i * u.km # converting integer height to float with unit km d_max = h + rad_earth_ap # maximum distance to earth center d_min = 400 * u.km + rad_earth_ap # minimum distance to earth center a = (d_max + d_min) * 0.5 # semi mayor axis t4 = orbitalPeriod(a, GMe) t5 = secToHMS(t4) v_min = VisVivaSpeed(d_max, a, GMe) # minimal speed at maximal distance v_max = VisVivaSpeed(d_min, a, GMe) # maximal speed at minimal distance print(format(h, "6.0f"), format(a, "9.1f"), format(v_min, "8.1f"), format(v_max, "8.1f"), format(t5[0], "4.0f"), format(t5[1], "2.0f"), format(t5[2], "4.1f"))