Abstract | Keywords | Fulltext | Export | TOC

In this paper, the satellite in low Earth orbit (LEO) with atmospheric drag perturbation have been studied, where Newton Raphson method to solve Kepler equation for elliptical orbit (i=63°, e = 0.1and 0.5, Ω =30°, ω =100°) using a new modified model. Equation of motion solved using 4th order Rang Kutta method to determine the position and velocity component which were used to calculate new orbital elements after time step (∆t) for heights (100, 200, 500 km) with (A/m) =0.00566 m2/kg. The results showed that all orbital elements are varies with time, where (a, e, ω, Ω) are increased while (i and M) are decreased its values during 100 rotations.The satellite will fall to earth faster at the lower height and width using big values for eccentricity (e) and (A/m) ratio. Were the results got lifetime at height = 200, e = 0.1 equal 11 days for A/m =0.02 m2/kg, while satellite's lifetime at height = 200, e = 0.1 for A/m = 0.09 m2/kg equal 6 days.

تم في هذا البحث في دراسة المدار المنخفض للقمر الصناعي بوجود اضطراب كبح الغلاف الجوي ، حيث استخدمت طريقة نيوتن رافسن لحل معادله كبلر لمدار القطع الناقص لـi=63°، (e = 0.1، 0.5) Ω=30° ω=100° باستخدام نموذج مطور لحساب تغير العناصرالمدارية بوجود الاضطراب. تم حل معادلة الحركة باستخدام طريقة رانج كوتا للمرتبة الرابعة لحساب مركبات الموقع والسرعه للقمر الصناعي التي تستخدم لحساب العناصر المدارية الجديده بعد زمن ( (∆tللارتفاعات 100، 200، 500 km))، A/m =0.00566 m2/kg. النتائج بينت ان كل العناصر المدارية تتغير مع الزمن، حيث ان العناصر (a، e، ω، Ω) تتزايد قيمها بينما العناصر(i ،M) تتناقص قيمها خلال 100 دورة للقمر الصناعي. القمر الصناعي سيسقط نحو الارض خلال وقت اقصر عند المدارات الواطئة ولقيم A/m وللشذوذ (e) الكبيرة حيث ان عُمر القمر الصناعي 11يوم لـA/m = m2/kg 0.02، e=0.1 ، بينما يكون عُمر القمر الصناعي يساوي 6 ايام لـ A/m = m2/kg 0.09 ، e=0.1 .

orbital elements --- perturbation --- satellite --- atmospheric drag