วงโคจรซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์ ( SSO ) หรือที่เรียกว่าวงโคจรซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์ [ ^{1 ]}เป็นวงโคจรเกือบขั้วโลกที่โคจร^รอบดาวเคราะห์ ซึ่งดาวเทียมจะผ่านจุดใดจุดหนึ่งบนพื้นผิวของดาวเคราะห์ในเวลาสุริยะเฉลี่ยท้องถิ่นเดียวกัน[ 2 ^{] [ 3 ]ในทาง}เทคนิคมากขึ้น มันคือวงโคจรที่จัดเรียงไว้เพื่อให้ในแต่ละรอบการโคจรของดาวเคราะห์รอบดวงอาทิตย์ ระนาบวงโคจร (โดยเฉพาะลองจิจูดของจุดขึ้น ) จะเคลื่อนที่ผ่านหนึ่งรอบสมบูรณ์รอบดาวเคราะห์

วงโคจรแบบซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์มีประโยชน์สำหรับดาวเทียมถ่ายภาพดาวเทียมสอดแนมและดาวเทียมพยากรณ์อากาศ^{[ 4 ]}เนื่องจากทุกครั้งที่ดาวเทียมอยู่เหนือศีรษะมุมการส่องสว่าง พื้นผิว ของดาวเคราะห์ด้านล่างจะเกือบเท่ากัน แสงสว่างที่สม่ำเสมอนี้เป็นคุณลักษณะที่มีประโยชน์สำหรับดาวเทียมที่ถ่ายภาพพื้นผิวโลกในช่วงคลื่นแสงที่มองเห็นได้หรืออินฟราเรดเช่น ดาวเทียมพยากรณ์อากาศและดาวเทียมสอดแนม และสำหรับดาวเทียมสำรวจระยะไกลอื่นๆ เช่น ดาวเทียมที่บรรทุกเครื่องมือสำรวจระยะไกลของมหาสมุทรและชั้นบรรยากาศที่ต้องการแสงแดด ตัวอย่างเช่น ดาวเทียมในวงโคจรแบบซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์อาจโคจรข้ามเส้นศูนย์สูตรวันละสิบสองครั้ง แต่ละครั้งประมาณเวลา 15:00 น. ตามเวลาท้องถิ่นโดยเฉลี่ย

กรณีพิเศษของวงโคจรซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์ ได้แก่วงโคจรเที่ยง/เที่ยงคืนซึ่งเวลาเฉลี่ยที่ดวงอาทิตย์โคจรผ่านบริเวณละติจูดเส้นศูนย์สูตรจะอยู่ประมาณเที่ยงวันหรือเที่ยงคืน และวงโคจรรุ่งอรุณ/พลบค่ำซึ่งเวลาเฉลี่ยที่ดวงอาทิตย์โคจรผ่านบริเวณละติจูดเส้นศูนย์สูตรจะอยู่ประมาณพระอาทิตย์ขึ้นหรือพระอาทิตย์ตก ทำให้ดาวเทียมโคจรผ่านเส้นแบ่งกลางวันกลางคืน การโคจรผ่านเส้นแบ่งกลางวันกลางคืนมีประโยชน์สำหรับดาวเทียมเรดาร์แบบแอคทีฟ เนื่องจากแผงโซลาร์เซลล์ของดาวเทียมสามารถมองเห็นดวงอาทิตย์ได้ตลอดเวลาโดยไม่ถูกเงาของโลกบดบัง นอกจากนี้ยังเป็นประโยชน์สำหรับดาวเทียมบางดวงที่มีเครื่องมือแบบพาสซีฟที่ต้องการจำกัดอิทธิพลของดวงอาทิตย์ต่อการวัด เนื่องจากสามารถหันเครื่องมือไปยังด้านกลางคืนของโลกได้เสมอ วงโคจรรุ่งอรุณ/พลบค่ำถูกใช้สำหรับดาวเทียมวิทยาศาสตร์ ที่สังเกตการณ์ดวงอาทิตย์ เช่นTRACE , HinodeและPROBA-2ทำให้ดาวเทียมเหล่านี้สามารถมองเห็นดวงอาทิตย์ได้เกือบตลอดเวลา

• 
  ณ ปี 2021 เส้นทางโคจรขาขึ้นของ ยานอควาจะตัดผ่านเส้นศูนย์สูตรเวลา 13:30 ตามเวลาท้องถิ่น
• 
  ณ ปี 2021 เส้นทางโคจรขาลงของยานอวกาศ Aquaจะตัดผ่านเส้นศูนย์สูตรเวลา 01:30 ตามเวลาท้องถิ่น

วงโคจรแบบซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์เกิดขึ้นได้จากการที่ระนาบวงโคจรแบบออสคิว เลตหมุน (พรีเซสชัน) ประมาณหนึ่งองศาไปทางทิศตะวันออกในแต่ละวันเมื่อเทียบกับทรงกลมท้องฟ้าเพื่อให้ทันกับการเคลื่อนที่ของโลกรอบดวงอาทิตย์^{[ 5 ]}การหมุนพรีเซสชันนี้เกิดขึ้นได้จากการปรับความเอียงให้เข้ากับระดับความสูงของวงโคจร (ดูรายละเอียดทางเทคนิค ) เพื่อให้ส่วนนูน ของเส้นศูนย์สูตรของโลกซึ่งรบกวนวงโคจรที่เอียง ทำให้ระนาบวงโคจรของยานอวกาศหมุนพรีเซสชันด้วยอัตราที่ต้องการ ระนาบของวงโคจรไม่ได้คงที่ในอวกาศเมื่อเทียบกับดาวฤกษ์ที่อยู่ไกลออกไป แต่หมุนช้าๆ รอบแกนของโลก

วงโคจรซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์โดยทั่วไปรอบโลกจะอยู่ที่ระดับความสูงประมาณ 600–800 กม. (370–500 ไมล์) โดยมีคาบการโคจรอยู่ในช่วง 96–100 นาทีและมีความเอียงประมาณ 98° ซึ่ง ถือว่า ย้อนกลับ เล็กน้อย เมื่อเทียบกับทิศทางการหมุนของโลก: 0° แสดงถึงวงโคจรเส้นศูนย์สูตร และ 90° แสดงถึงวงโคจรขั้วโลก^{[ 5 ]}

วงโคจรแบบซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์นั้นเป็นไปได้สำหรับ ดาวเคราะห์ ทรงแบน อื่นๆ เช่นดาวอังคารส่วนดาวเทียมที่โคจรรอบดาวเคราะห์อย่างดาวศุกร์ ซึ่งมีรูปร่างเกือบเป็นทรงกลม จะต้องมี การรบกวนเพิ่มเติมเพื่อรักษาวงโคจรแบบซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์ไว้

การเปลี่ยนแปลงเชิงมุมต่อวงโคจรสำหรับดาวเทียมที่โคจรรอบโลกนั้น มีค่าโดยประมาณดังนี้ โดย ที่ $${\displaystyle \Delta \Omega =-3\pi {\frac {J_{2}R_{\text{E}}^{2}}{p^{2}}}\cos i,}$$

• เจ₂ =1.082 63 × 10 ⁻³คือสัมประสิทธิ์สำหรับพจน์โซนัลที่สองที่เกี่ยวข้องกับความแบนของโลก
• R _E ≈ 6378 กิโลเมตรคือรัศมีเฉลี่ยของโลก
• pคือค่ากึ่งลาตัสเรกตัมของวงโคจร (หน่วยเป็นกิโลเมตร) และ
• iคือค่าความเอียงของวงโคจรเทียบกับเส้นศูนย์สูตร

วงโคจรจะซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์เมื่ออัตราการหมุนควงρ = ⁠dΩ/d tเท่ากับการเคลื่อนที่เฉลี่ยของโลกรอบดวงอาทิตย์ n _Eซึ่งเท่ากับ 360° ต่อปีสุริยคติ (1.990 968 71 × 10 ⁻⁷  rad /s ) ดังนั้นเราต้องกำหนดn _E = ⁠ΔΩ _E/ที_อี= ρ = ⁠​ΔΩ/ทีโดยที่ T _Eคือคาบการโคจรของโลก และ Tคือคาบการโคจรของยานอวกาศรอบโลก

เนื่องจากคาบการโคจรของยานอวกาศคือ $${\displaystyle T=2\pi {\sqrt {\frac {a^{3}}{\mu }}},}$$

โดยที่aคือกึ่งแกนเอกของวงโคจร และμคือพารามิเตอร์ความโน้มถ่วงมาตรฐานของดาวเคราะห์ (398 600 .440 km ³ /s ²สำหรับโลก); เนื่องจากp ≈ aสำหรับวงโคจรแบบวงกลมหรือเกือบเป็นวงกลม จึงสรุปได้ว่า $${\displaystyle {\begin{aligned}\rho &\approx -{\frac {3J_{2}R_{\text{E}}^{2}{\sqrt {\mu }}\cos i}{2a^{7/2}}}\\&=-(360^{\circ }{\text{ ต่อปี}})\times \left({\frac {a}{12\,352{\text{ กม.}}}}\right)^{-7/2}\cos i\\&=-(360^{\circ }{\text{ ต่อปี}})\times \left({\frac {T}{3.795{\text{ ชม.}}}}\right)^{-7/3}\cos i,\end{aligned}}}$$

หรือเมื่อρเท่ากับ 360° ต่อปี $${\displaystyle \cos i\approx -{\frac {2\rho }{3J_{2}R_{\text{E}}^{2}{\sqrt {\mu }}}}a^{7/2}=-\left({\frac {a}{12\,352{\text{ km}}}}\right)^{7/2}=-\left({\frac {T}{3.795{\text{ h}}}}\right)^{7/3}.}$$

ตัวอย่างเช่น เมื่อa  =7200 กม . นั่นคือ สำหรับระดับความสูงa − R _E  ≈เมื่อยานอวกาศโคจรอยู่เหนือพื้นผิวโลกที่ระยะ 800 กิโลเมตร สูตรนี้จะให้ค่าความเอียงของวงโคจรที่สัมพันธ์กับดวงอาทิตย์เท่ากับ 98.7°

โปรดทราบว่าตามการประมาณนี้cos iจะเท่ากับ −1 เมื่อแกนกึ่งเอกเท่ากับ12,352  กม. ซึ่งหมายความว่าเฉพาะวงโคจรต่ำเท่านั้นที่จะสามารถโคจรแบบซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์ ได้คาบการโคจรอาจอยู่ในช่วง 88 นาทีสำหรับวงโคจรต่ำมาก ( a  =6554 กม. , i  = 96°) ถึง 3.8 ชั่วโมง ( a  =12,352  กม. แต่เส้นทางโคจรนี้จะอยู่ใกล้เส้นศูนย์สูตร โดยมีi  = 180° อาจเป็นไปได้ที่จะมีคาบการโคจรนานกว่า 3.8 ชั่วโมงโดยใช้เส้นทางโคจรวงรีที่มีp  <12,352  กม  . แต่>​12,352  กม . ​

หากดาวเทียมต้องโคจรผ่านจุดใดจุดหนึ่งบนโลกทุกวันในเวลาเดียวกัน ดาวเทียมจะต้องโคจรครบจำนวนรอบต่อวัน โดยสมมติว่าวงโคจรเป็นวงกลม จะได้จำนวนรอบระหว่าง 7 ถึง 16 รอบต่อวัน เพราะการโคจรน้อยกว่า 7 รอบจะต้องโคจรสูงกว่าระดับความสูงสูงสุดสำหรับวงโคจรแบบซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์ และการโคจรมากกว่า 16 รอบจะต้องโคจรอยู่ภายในชั้นบรรยากาศหรือพื้นผิวโลก วงโคจรที่ถูกต้องที่ได้แสดงอยู่ในตาราง (ตารางนี้คำนวณเบื้องต้นโดยใช้คาบการโคจรที่กำหนด อย่างไรก็ตาม สำหรับวงโคจรแบบซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์ คาบที่ควรใช้จะยาวกว่าคาบที่กำหนด (คาบจุดตัดวงโคจร) เล็กน้อย วงโคจรแบบซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์ที่ตัดผ่านเส้นศูนย์สูตรในทิศทางเดียวในเวลาไม่กี่นาทีจะมีคาบที่แท้จริงประมาณ โปรดทราบว่าค่าที่แม่นยำของแกนกึ่งเอกจะแตกต่างจากที่แสดงในตารางเล็กน้อยเนื่องจากการเปลี่ยนแปลงในช่วงเวลาสั้น ๆ ขององค์ประกอบวงโคจรที่เกิดจากความแบนของโลกซึ่งส่งผลต่อคาบของวงโคจรทั้งหมด) ${\displaystyle T_{\text{nodal}}}$${\displaystyle T_{\rm {true}}\approx T_{\rm {nodal}}\left(1+2.74003\times 10^{-6}\,T_{\rm {nodal}}\right)}$

เมื่อกล่าวว่าวงโคจรแบบซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์โคจรผ่านจุดใดจุดหนึ่งบนโลกในเวลาท้องถิ่น เดียวกัน ทุกครั้งนั้น หมายถึงเวลาสุริยะเฉลี่ยไม่ใช่เวลาสุริยะปรากฏดวงอาทิตย์จะไม่Hอยู่ในตำแหน่งเดียวกันบนท้องฟ้าตลอดทั้งปี (ดูสมการเวลาและอนาเลมมา )

วงโคจรแบบซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์มักถูกเลือกใช้สำหรับดาวเทียมสำรวจโลกโดยมีระดับความสูงโดยทั่วไปอยู่ระหว่าง 600 ถึง 700 เมตร1,000 กม . เหนือพื้นผิวโลก แม้ว่าวงโคจรจะยังคงซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์ แต่พารามิเตอร์วงโคจรอื่นๆ เช่นมุมของจุดใกล้โลกที่สุดและความเยื้องศูนย์ของวงโคจรจะเปลี่ยนแปลงไป เนื่องจากการรบกวนลำดับสูงกว่าในสนามโน้มถ่วงของโลก แรงดันของแสงอาทิตย์ และสาเหตุอื่นๆ ดาวเทียมสำรวจโลกโดยเฉพาะอย่างยิ่งชอบวงโคจรที่มีระดับความสูงคงที่เมื่อผ่านจุดเดิม การเลือกความเยื้องศูนย์และตำแหน่งของจุดใกล้โลกที่สุดอย่างระมัดระวังเผยให้เห็นการผสมผสานเฉพาะที่อัตราการเปลี่ยนแปลงของการรบกวนมีน้อยที่สุด ดังนั้นวงโคจรจึงค่อนข้างเสถียร – วงโคจรคงที่ ซึ่งการเคลื่อนที่ของตำแหน่งของจุดใกล้โลกที่สุดมีเสถียรภาพ^{[ 6 ]} (อาจกล่าวได้ว่าการหมุนของเส้นจุดใกล้โลกที่สุดมีน้อยที่สุด) ^{[ 7 ]}

The ERS-1, ERS-2 and Envisat of European Space Agency, as well as the MetOp spacecraft of EUMETSAT and RADARSAT-2 of the Canadian Space Agency, are all operated in such Sun-synchronous frozen orbits (around 790 km).^[8]

Sun-synchronous frozen orbits have also been used around other Solar System bodies, including asteroids. It is possible to design a Sun-synchronous orbit that also naturally tracks the Sun (orients the solar panels towards the Sun).^[9]

There is also a concept of "artificial frozen orbits", orbits that take a low amount of continuous thrust to maintain. These allow some effects of a frozen SSO to be gained around a planetary body that does not allow SSOs by its own gravitational parameters.^[10]

Other synchronous orbits can also be made frozen. For example, there is a design for a Ganymede-synchronous frozen orbit around Europa.^[11]

The SSO is a limited resource. A "slot" system has been proposed to standardize the orbits in order to minimize the risks of conjunction.^[7][12]

• แซนด์เวลล์, เดวิด ที., สนามแรงโน้มถ่วงของโลก - ตอนที่ 1 (2002) (หน้า 8)
• คำว่า "วงโคจรซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์" ในพจนานุกรมจากคณะกรรมการครบรอบร้อยปีแห่งการบินของสหรัฐอเมริกา
• ถาม-ตอบกับนาซ่า
• Boain, Ronald J. (กุมภาพันธ์ 2547). "หลักการพื้นฐานของการออกแบบวงโคจรซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์" (PDF) . การประชุมกลศาสตร์การบินอวกาศ. เก็บถาวรจากต้นฉบับ(PDF)เมื่อวันที่ 25 ตุลาคม 2550.

• รายชื่อดาวเทียมที่โคจรในวงโคจรแบบซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์