Kratki opis
Umjetni satelit Zemlje (AES) je svemirska letjelica koja se okreće oko Zemlje u geocentričnoj orbiti.
Da bi se kretao u orbiti oko Zemlje, uređaj mora imati početnu brzinu jednaku ili malo veću od prve izlazne brzine.
Uvod ………………………………………………………………………………………………….2
1 Klasifikacije tipova satelita………………………………………………………………………………2
1.1. Komunikacijski satelit …………………………………………………………………………….…2
2.1 Orbite umjetni sateliti Zemlja…………………………………………….3
2.2 Podjela satelitskih orbita………………………………………………………………………….6
2.2.1 Klasifikacija satelitskih orbita prema nagibu……………………….……...6
2.2.1.1 Ekvatorijalne orbite……………………………………………………………..7
2.2.1.2 Polarne orbite………………………………………………………………………..7
2.2.1.3 Sunčeve sinhrone orbite…………………………………………………………….8
2.2.2 Klasifikacija satelitskih orbita prema veličini velike poluose………….….9
2.2.2.1 Sateliti u niskoj orbiti (LEO)………………………………………………9
2.2.2.2 Sateliti srednje orbite (MEO)……………………………………………..9
2.2.2.3 Geostacionarne i geosinhrone satelitske orbite……………………..9
2.2.2.4 Sateliti visoke orbite (HEO)……………………………………………12
3 Zaključak……………………………………………………………………………………..13
Reference……………………………………………………………………………...14
Fajlovi: 1 fajl
Princip rada višestepenog lansirnog vozila za jednokratnu upotrebu je sljedeći: dok prvi stepen radi, ostatak, zajedno sa istinskim nosivim teretom, može se smatrati nosivim teretom prvog stepena. Nakon njenog odvajanja, počinje da radi druga, koja zajedno sa kasnijim stepenicama i pravim nosivim teretom formira novu samostalnu raketu. Za drugu etapu, sve naredne (ako ih ima), zajedno sa pravim nosivim teretom, igraju ulogu tereta, i tako dalje, odnosno njegov let karakteriše nekoliko faza, od kojih je svaka takoreći jedna stepen za saopštavanje početne brzine drugim jednostepenim raketama uključenim u njegov sastav. U ovom slučaju, početna brzina svake sljedeće jednostepene rakete jednaka je konačnoj brzini prethodne. Odbacivanje prve i narednih stupnjeva nosača vrši se nakon potpunog sagorijevanja goriva u pogonskom sistemu.
Putanja kojom prolazi lansirna raketa prilikom lansiranja umjetnog satelita u orbitu naziva se putanja leta. Karakteriziraju ga aktivna i pasivna područja. Aktivna faza leta je let stepenica rakete-nosača sa upaljenim motorima, pasivna faza je let istrošenih raketnih jedinica nakon njihovog odvajanja od rakete-nosača.
Nosač, počevši okomito (sl. 1. dionica 1, smještena na nadmorskoj visini od 185 ... 250 km), zatim ide u krivolinijski aktivni dio 2 u smjeru istoka. U ovoj sekciji, prva faza obezbjeđuje postepeno smanjenje ugla nagiba njegove ose u odnosu na lokalni horizont. Sekcije 3, 4 - respektivno, aktivne sekcije leta drugog i trećeg stepena, 5 - orbita satelita, 6, 7 - pasivne sekcije leta raketnih blokova prvog i drugog stepena
Prilikom lansiranja satelita u odgovarajuću orbitu, vrijeme i mjesto lansiranja rakete-nosača igraju važnu ulogu. Proračunato je da je povoljnije locirati kosmodrom što bliže ekvatoru, jer pri ubrzanju u istočnom smjeru raketa-nosač dobija dodatnu brzinu. Ova brzina se naziva obodna brzina kosmodroma Vk, odnosno brzina njegovog kretanja oko Zemljine ose zbog dnevna rotacija planete, odnosno na ekvatoru je jednaka 465 m/s, a na geografskoj širini kosmodroma Bajkonur
316 m/s. U praksi to znači da se teži satelit može lansirati iz iste lansirne rakete sa ekvatora. Završna faza leta rakete-nosača je lansiranje u orbitu umjetnog satelita čiji je oblik određen kinetičkom energijom koju satelit prenosi iz rakete, odnosno konačnom brzinom nosača. U slučaju kada je satelitu data količina energije dovoljna da ga lansira na GEO, lansirna raketa ga mora dovesti do tačke udaljene 35.875 km od Zemlje, a istovremeno ga obavijestiti o brzini od 3075 m/ s.
Orbitalnu brzinu geostacionarnog satelita je lako izračunati. Visina GSO iznad površine Zemlje je 35.786 km, poluprečnik GSO je veći za 6.366 km (srednji poluprečnik Zemlje), odnosno 42.241 km. Množenjem vrijednosti radijusa GSO sa 2l (6,28), dobivamo njegov obim - 265.409 km. Ako to podijelimo sa trajanjem dana u sekundama (86.400 s), dobijamo orbitalnu brzinu satelita - u prosjeku 3.075 km/s, odnosno 3075 m/s.
Obično se lansiranje satelita lansirnom raketom odvija u četiri faze: ulazak u početnu orbitu; ulazak u orbitu "čekanja" (parking orbita); ulazak u orbitu transfera; izlaz u konačnu orbitu.
2.2 Podjela satelitskih orbita.
Glavna podjela orbita je napravljena veličinom nagiba "i" orbite i vrijednošću velike poluose "a". Osim toga, može se razlikovati podjela prema veličini ekscentriciteta "e" - niskoeliptične i visoko eliptične orbite. Vizualni prikaz promjene oblika orbite za različite vrijednosti ekscentriciteta dat je na sl. 2.
Rice. 2. Promjena u obliku eliptične orbite na različita značenja ekscentricitet "e".
Klasifikacija satelitskih orbita prema nagibu
U opštem slučaju, nagib satelitske orbite je u opsegu 0°< "i" < 90° (рис. 3). В зависимости от значение наклонения и высоты ИСЗ над поверхностью Земли, положение областей его видимости имеют различные границы широты, а в зависимости от высоты над поверхностью - и различный радиус этих областей. Чем больше наклонение, тем на более северных широтах может быть виден спутник, а чем он выше - тем шире область видимости. Таким образом, наклонение "i" и большая полуось "a" определяют перемешение по поверхности Земли полосы видимости ИСЗ и её ширину.
U opštem slučaju, parametri orbite će se razvijati u zavisnosti od nagiba "i", velike poluose "a" i ekscentriciteta "e".
Rice. 3. Opšti slučaj satelitske orbite sa nagibom od 0°< "i" < 90°.
Ekvatorijalne orbite
Ekvatorijalna orbita je ekstremni slučaj orbite kada je inklinacija "i" = 0° (slika 4). U ovom slučaju će precesija i rotacija orbite biti maksimalne - do 10°/dan, odnosno do 20°/dan. Širina satelitskog pojasa vidljivosti, koji se nalazi uz ekvator, određena je njegovom visinom iznad površine Zemlje. Orbite niskog nagiba "i" često se nazivaju "blizu ekvatorijalne".
Rice. 4. Ekvatorijalna orbita.
polarne orbite
Polarna orbita je drugi ekstremni slučaj orbite, kada je nagib "i" = 90° (slika 5). U ovom slučaju nema precesije orbite, a rotacija orbite se odvija u smjeru suprotnom od rotacije satelita, i ne prelazi 5°/dan. Takav polarni satelit dosljedno prolazi preko svih dijelova Zemljine površine. Širina opsega vidljivosti satelita određena je njegovom visinom iznad površine Zemlje, ali prije ili kasnije satelit se može vidjeti iz bilo koje tačke. Orbite sa nagibom "i" blizu 90° nazivaju se "subpolarnim".
Rice. 5. Polarna orbita.
Sunčano sinhrone orbite
Rice. 6. Sunčevo-sinhrona orbita.
Sunčana sinhrona orbita (SSO) - posebna vrsta orbita koju često koriste sateliti koji snimaju Zemljinu površinu. To je orbita s takvim parametrima da satelit prolazi preko bilo koje tačke na zemljinoj površini u približno istom lokalnom solarnom vremenu. Kretanje takvog satelita je sinhronizovano s kretanjem linije terminatora na površini Zemlje - zbog toga satelit uvijek može preletjeti granicu teritorije obasjane i neosvijetljene suncem, ili uvijek u osvijetljenom području , ili obrnuto - uvek noću, a uslovi osvetljenja kada se leti iznad iste tačke Zemlje su uvek isti. Da bi se postigao ovaj efekat, orbita mora precesirati u suprotnom smeru od Zemljine rotacije (tj. na istok) za 360° godišnje da bi se kompenzovala rotacija Zemlje oko Sunca. Takvi se uvjeti primjećuju samo za određeni raspon visina orbite i nagiba - u pravilu su to visine od 600-800 km, a nagib "i" trebao bi biti oko 98 °, tj. AES u orbitama sinkronim po Suncu imaju obrnuto kretanje (slika 6). Sa povećanjem visine leta satelita, nagib bi se trebao povećati, zbog čega neće letjeti iznad polarnih područja. Sunčano sinhrone orbite su po pravilu bliske kružnim, ali mogu biti i primjetno eliptične. Zbog uticaja smetnji, satelit postepeno izlazi iz sinhronizacije, pa mu je potrebno periodično korigovati orbitu uz pomoć motora.
Klasifikacija satelitskih orbita prema velikoj poluosi
Druga klasifikacija je prema veličini velike poluose, tačnije, prema visini iznad Zemljine površine.
Sateliti u niskoj orbiti (LEO)
Sateliti u niskoj orbiti (LEO (ruski), sl. 7, a) obično se smatraju satelitima sa visinama od 160 km do 2000 km iznad površine Zemlje. Takve orbite (i sateliti) u literaturi na engleskom jeziku nazivaju se LEO (od engleskog "Low Earth Orbit"). LEO orbite su podložne maksimalnim poremećajima od gravitacionog polja Zemlje i njene gornje atmosfere. Ugaona brzina LEO satelita je maksimalna - od 0,2 ° / s do 2,8 ° / s, periodi okretanja su od 87,6 minuta do 127 minuta.
Rice. 7. Sateliti niske orbite (a) i sateliti srednje orbite (b).
Sateliti srednje orbite (MEO)
Sateliti srednje orbite (SOS (ruski), ili "MEO" - od engleskog "Medium Earth Orbit") obično se smatraju satelitima sa visinama od 2000 km do 35786 km iznad površine Zemlje (slika 7, b). Donja granica je određena granicom LEO, a gornja geostacionarnom satelitskom orbitom. Ovu zonu uglavnom "zauzimaju" navigacioni sateliti ("NAVSTAR" sateliti sistema "GPS" lete na visini od 20.200 km., sateliti sistema "GLONASS" - na visini od 19.100 km.) i komunikacije koje pokrivaju Zemljinih polova. Period cirkulacije je od 127 minuta do 24 sata. Kutna brzina - jedinice i dijelovi lučne minute u sekundi.
Geostacionarne i geosinhrone satelitske orbite
Geostacionarni sateliti (GSS (ruski), ili "GSO" - od engleskog "Geosynchronous Orbit") su sateliti koji imaju period okretanja oko Zemlje jednak sideralnim (sideričnim) danima - 23h 56m 4.09s. Ako je nagib "i" orbite nula, tada se takve orbite nazivaju geostacionarne (slika 8, a). Geostacionarni sateliti lete na visini od 35.786 km iznad površine Zemlje. Jer njihov period okretanja poklapa se sa periodom okretanja Zemlje oko svoje ose, tada takvi sateliti "vise" na nebu na jednom mestu (slika 9). Ako nagib "i" nije jednak nuli, onda se takvi sateliti nazivaju geosinhroni (slika 8, b). U stvarnosti, mnogi geostacionarni sateliti imaju blagi nagib i podložni su perturbacijama od Mjeseca i Sunca, te stoga opisuju figure na nebu u obliku "osmica", izduženih u smjeru sjever-jug.
Rice. 8. Geostacionarni (a) i geosinhroni (b) sateliti.
Ako govorimo o tipu putanje GSS, onda je ona određena vrijednošću nagiba "i", ekscentriciteta "e" i argumenta perigeja "Wp orbite satelita (Sl. 10). ekscentricitet i inklinacija orbite su nula, tada je pod-satelitska tačka fiksirana i projektovana na određenu tačku Sa ekscentricitetom koji nije nula i nultim nagibom, GSS "crta" segment na površini, krećući se od istoka prema zapadu i nazad, pomerajući se od nulte pozicije za ne više od ΔLmax = 114,6° e, tj. sa ekscentricitetom e=0,01, pomak neće biti veći od 1,2° Ako je nagib različit od nule, a ekscentricitet nula, tada GSS "crta" klasične "osmice" - ugaona visina 2Θ figure jednaka je dvostrukoj vrijednosti nagiba i orbite, maksimalna širina ΔLmax se izračunava po formuli 0,044 i2 (nagib " i" je dat u stepeni). U najopštijem slučaju, sa različitim "i" i "e", GSS staza na površini Zemlje je "nagnuta osmica", ugaona visina 2Θ = i, maksimalna širina ΔLm ax = 114,6°·e, a "osam" se dobija samo ako je argument perigeja "Wp" orbite 0° i 180°, u drugim slučajevima se dobija složenija figura, nešto između ovala i " osam".
Rice. 10. Tipovi GSS tragova na Zemljinoj površini u zavisnosti od inklinacije "i", ekscentriciteta "e" i argumenta perigeja "Wp" orbite.
Geostacionarna orbita je ograničene veličine i leži u ravni Zemljinog ekvatora. Njegov radijus je 42164 km od centra Zemlje. Nebeske koordinate geostacionarnog satelita u geostacionarnoj orbiti bi teoretski bile konstantne. Glavni razlozi koji iskrivljuju Keplerovo kretanje pasivnog geostacionarnog satelita su gravitacione perturbacije (nesferičnost geopotencijala, lunarno-solarne perturbacije), a za GSS sa velikim odnosom površine i mase postoji i negravitacioni (svjetlosni pritisak) faktor. Kao rezultat djelovanja ometajućih sila, satelit se pomjera, mijenjajući period rotacije oko Zemlje. Razlika između perioda rotacije GSS-a i teoretskog dovodi do činjenice da se prosječna geografska dužina GSS-a mijenja s vremenom: satelit se polako pomiče od zapada prema istoku ako je njegov period okretanja oko Zemlje manji od sideralnog dana, a od istoka prema zapadu inače. Razlika ekscentriciteta "e" od nule takođe dovodi do činjenice da se podsatelitska geografska dužina GSS-a mijenja. Postoji mala promjena geografske dužine (sa periodom od oko 12 sati i amplitudom proporcionalnom kvadratu nagiba orbite), te geografske širine (sa periodom od 24 sata i amplitudom jednakom samom nagibu "i"). Kao rezultat toga, pod-satelitska tačka opisuje dobro poznatu "osmicu" na površini Zemlje.
Postoji samo jedna geostacionarna orbita oko Zemlje. Lansiranja GSO satelita počela su 1963. godine. Početkom 21. veka više od 40 zemalja na planeti ima svoje geostacionarne satelite. Svake godine na GEO se lansira na desetine satelita, a orbita se također postepeno puni istrošenim satelitima. Eksplozije se dešavaju stalno
polovna vozila i njihova lansirna vozila. Ove eksplozije stvaraju desetine stotina fragmenata svemira koji mogu onesposobiti rad uređaja. Začepljenje ove orbite svemirskim otpadom može dovesti do nepovratnih posljedica - nemogućnosti stabilnog rada satelita. Svemirski otpad u GSO, za razliku od bliskih Zemljinih orbita, može rotirati oko Zemlje milenijumima, prijeteći da se sudare s svemirskim brodovima koji rade. Od kraja 20. vijeka, problem zagađenja GSO-a postao je globalni ekološki problem velikih razmjera.
Prema Međunarodnoj konvenciji UN-a o mirnom korištenju svemira i zahtjevima Međunarodnog radio privatnog komiteta (kako bi se izbjegle radio smetnje susjednim GSS-ovima), ugaona udaljenost između GSS-ova ne bi trebala biti manja od 0,5°. Dakle, teoretski, broj GSS-ova koji se nalaze na sigurnoj udaljenosti na GSO ne bi trebao biti veći od 720 komada. U posljednjoj deceniji ova distanca između GSS-ova nije održavana. Za 2011. broj katalogiziranih GSO-a je već premašio više od 1500. Tome se može dodati više od 600 visoko eliptičnih objekata koji periodično prelaze preko GSO-a i više od 200 vojnih satelita lansiranih na GSO u interesu Ministarstva odbrane i Obavještajni podaci različitih zemalja, koji nisu sadržani u javno dostupnom katalogu združene komande sistema ranog upozoravanja SAD i Kanade (NORAD).
Uobičajeno je da se geostacionarne satelite nazivaju sateliti sa periodima od 22 h do 26 h, ekscentricitetima "e" ne većim od 0,3 i nagibima orbitalne ravni prema ravni ekvatora "i" do 15°, ali u nekim izvorima možete pronaći detaljniju klasifikaciju i strože granice.
Sateliti visoke orbite (HEO)
Visokoorbitalni sateliti (VOS (rus.), ili "HEO" - od engleskog "High Earth Orbit") su sateliti koji dosežu visine veće od 35786 km iznad površine Zemlje, tj. lete iznad geostacionarnih satelita (vidi sliku 10). Orbite mogu imati značajan ekscentricitet (na primjer, sateliti serije Meridian, Molniya) - u ovom slučaju se nazivaju visoko eliptičnim (HES), ili biti gotovo kružne (na primjer, satelit Vela (isti sateliti na kojima je na kraj Gama-zraci su otkriveni 1960-ih)).
Rice. 13. WES orbita.
Putanja kretanja umjetnih svemirskih letjelica razlikuju se od orbita prirodnih nebeskih tijela: činjenica je da u prvom slučaju postoje takozvana "aktivna područja". Ovo su područja satelitske orbite po kojima se kreću uključivanjem mlaznog motora. Stoga je proračun putanje kretanja svemirskih letjelica složen i odgovoran zadatak, kojim se bave stručnjaci iz područja astrodinamike.
Svaki satelitski sistem ima određeni status, ovisno o namjeni satelita, njegovoj lokaciji, pokrivenosti servisnog područja, vlasništvu kako same svemirske letjelice tako i zemaljske stanice koja prima njegove signale. U zavisnosti od statusa, satelitski sistemi su:
- Međunarodni (regionalni ili globalni);
- nacionalni;
- Departmental.
Osim toga, sve orbite su podijeljene na geostacionarni i negeostacionarni (zauzvrat, podijeljeni na LEO - niska orbita, MEO - srednja visina i HEO - eliptični). Pogledajmo bliže ove klase.
Geostacionarni satelitske orbite
Ova vrsta orbite najčešće se koristi za smještaj svemirskih letjelica, jer ima značajne prednosti: moguća je neprekidna komunikacija 24 sata dnevno i praktički nema pomaka frekvencije. Geostacionarni sateliti se nalaze na visini od oko 36.000 km iznad površine Zemlje i kreću se brzinom njene rotacije, kao da "vise" nad određenom tačkom na ekvatoru, "podsatelitskom tačkom". Međutim, u stvari, položaj takvog satelita nije stacionaran: on doživljava određeni "drift" zbog brojnih faktora, kao rezultat toga, orbita se lagano pomiče s vremenom.
Kao što je već napomenuto, geostacionarni satelit praktički ne zahtijeva prekide u radu, jer nema međusobnog kretanja letjelice i njene zemaljske stanice. Sistem koji se sastoji od tri satelita ovog tipa sposoban je da pokrije gotovo cijelu površinu Zemlje.
Istovremeno, takvi sistemi nisu bez određenih nedostataka, od kojih je glavni kašnjenje signala. Stoga se za radio i televizijsko emitiranje najčešće koriste sateliti u geostacionarnim orbitama, kod kojih kašnjenja u oba smjera od 250 ms ne utiču na kvalitet signala. Kašnjenja u radiotelefonskom komunikacionom sistemu pokazuju se mnogo uočljivija (uzimajući u obzir obradu signala u zemaljskim mrežama, ukupno vreme je već oko 600 ms). Osim toga, područje pokrivenosti takvih satelita ne uključuje regije visoke geografske širine (iznad 76,50° S i J), odnosno nije zagarantovana zaista globalna pokrivenost.
U vezi sa naglim razvojem satelitskih komunikacija, u posljednjoj deceniji, geostacionarna orbita je postala „gužva“, a javljaju se problemi sa postavljanjem novih uređaja. Činjenica je da se, u skladu sa međunarodnim standardima, ne može postaviti više od 360 satelita u orbitu blizu ekvatorije, inače će doći do međusobnih smetnji.
Srednja visina satelitske orbite
Satelitske sisteme ovog tipa počele su razvijati kompanije koje su se prvobitno bavile proizvodnjom geostacionarnih svemirskih letjelica. Orbita srednje visine omogućava bolje komunikacijske performanse za mobilne pretplatnike, budući da je svaki mobilni korisnik u polju dosega više satelita u isto vrijeme; ukupno kašnjenje - ne više od 130 ms.
Lokacija negeostacionarnog satelita ograničena je takozvanim Van Allenovim pojasevima zračenja, prostornim pojasevima nabijenih čestica koje su "uhvaćene" magnetsko polje Zemlja. Prvi od stabilnih pojaseva visokog zračenja nalazi se na nadmorskoj visini od oko 1500 km od površine planete, njegov opseg je nekoliko hiljada kilometara. Drugi pojas, istog visokog intenziteta (10.000 impulsa/s), nalazi se na udaljenosti od 13.000–19.000 km od Zemlje.
Svojevrsna "traka" za satelite srednje visine nalazi se između prvog i drugog radijacijskog pojasa, odnosno na visini od 5000-15000 km. Ovi uređaji su slabiji od geostacionarnih, stoga je potrebna orbitalna grupa od 8-12 satelita za potpuno pokrivanje površine Zemlje (na primjer, Spaceway NGSO, ICO, Rostelesat); svaki satelit je u zoni radio vidljivosti zemaljske stanice kratko vrijeme, otprilike 1,5-2 sata.
Niski krugovi satelitske orbite
Sateliti u niskim orbitama (700-1500 km) imaju neke prednosti u odnosu na druge svemirske letjelice u pogledu energetskih karakteristika, ali gube u trajanju komunikacijskih sesija, kao i u ukupnom vijeku trajanja. Orbitalni period satelita u prosjeku iznosi 100 minuta, dok otprilike 30% ovog vremena ostaje na sjenčanoj strani planete. Punjive ugrađene baterije mogu iskusiti oko 5000 ciklusa punjenja / pražnjenja godišnje, kao rezultat - njihov vijek trajanja ne prelazi 5-8 godina.
Izbor ovakvog raspona visina za satelitske sisteme niske orbite nije slučajan. Na visini manjoj od 700 km, gustina atmosfere je relativno velika, što uzrokuje "degradaciju" orbite - postepeno odstupanje od kursa, što zahtijeva povećane troškove goriva za održavanje. Na visini od 1500 km počinje prvi Van Allenov pojas, u čijoj je zoni zračenja rad brodske opreme praktički nemoguć.
Međutim, zbog male visine orbite, potrebna je orbitalna konstelacija od najmanje 48 svemirskih letjelica da pokrije cijelu teritoriju Zemlje. Period rotacije u ovim orbitama je 90 min-2 h, dok je maksimalno vreme boravka satelita u zoni radio vidljivosti samo 10-15 min.
Eliptične orbite
Eliptični Zemljine satelitske orbite su sinhroni, odnosno lansirani u orbitu, rotiraju se brzinom planete, a period okretanja je višekratnik dana. Trenutno se koristi nekoliko tipova takvih orbita: Archi-medes, Borealis, "Tundra", "Mightning".
Brzina eliptičnog satelita u apogeju (pri dostizanju vrha "elipse") je manja nego u perigeju, tako da u tom periodu uređaj može biti u zoni radio vidljivosti određenog područja duže od satelita sa kružnom orbitom. . Komunikacijske sesije, na primjer, u Molniji traju 8-10 sati, a sistem od tri satelita je sposoban da održava globalnu komunikaciju 24 sata dnevno.
Šta je geostacionarna orbita? Ovo je kružno polje, koje se nalazi iznad Zemljinog ekvatora, duž kojeg rotira umjetni satelit sa ugaona brzina rotacije planete oko svoje ose. Ne mijenja svoj smjer u horizontalnom koordinatnom sistemu, već nepomično visi na nebu. Geostacionarna orbita Zemlje (GSO) je vrsta geosinhronog polja i koristi se za smještaj komunikacijskih, televizijskih i drugih satelita.
Ideja korištenja umjetnih uređaja
Sam koncept geostacionarne orbite inicirao je ruski pronalazač K. E. Ciolkovsky. U svojim radovima je predložio naseljavanje svemira uz pomoć orbitalnih stanica. Strani naučnici su također opisali rad svemirskih polja, na primjer, G. Oberth. Osoba koja je razvila koncept korištenja orbite za komunikaciju je Arthur Clarke. Godine 1945. objavio je članak u časopisu Wireless World, gdje je opisao prednosti geostacionarnog polja. Za aktivan rad u ovoj oblasti u čast naučnika, orbita je dobila svoje drugo ime - "Klarkov pojas". Mnogi teoretičari su razmišljali o problemu implementacije kvalitativne veze. Dakle, Herman Potochnik je 1928. godine izrazio ideju o tome kako se geostacionarni sateliti mogu koristiti.
Karakteristike "Clarkovog pojasa"
Da bi se orbita nazvala geostacionarnom, mora ispunjavati nekoliko parametara:
1. Geosinhronija. Ova karakteristika uključuje polje koje ima period koji odgovara periodu Zemljine revolucije. Geosinhroni satelit završava svoju orbitu oko planete u sideričkom danu, što je 23 sata 56 minuta i 4 sekunde. Isto vrijeme je potrebno da bi Zemlja izvršila jednu revoluciju u fiksnom prostoru.
2. Za održavanje satelita u određenoj tački, geostacionarna orbita mora biti kružna, sa nultim nagibom. Eliptično polje će rezultirati pomakom na istok ili zapad, budući da se letjelica kreće drugačije u određenim tačkama u orbiti.
3. "Tačka lebdenja" svemirskog mehanizma mora biti na ekvatoru.
4. Položaj satelita u geostacionarnoj orbiti treba da bude takav da mali broj frekvencija namenjenih za komunikaciju ne dovodi do preklapanja frekvencija različitih uređaja tokom prijema i prenosa, kao i da isključi njihov koliziju.
5. Dovoljno goriva da svemirska letjelica ostane nepomična.
Geostacionarna orbita satelita je jedinstvena po tome što je samo kombinovanjem njegovih parametara moguće postići nepokretnost aparata. Još jedna karakteristika je mogućnost da se Zemlja vidi pod uglom od sedamnaest stepeni sa satelita koji se nalaze u svemirskom polju. Svaki uređaj pokriva otprilike jednu trećinu orbitalne površine, tako da su tri mehanizma sposobna pokriti gotovo cijelu planetu.
umjetni sateliti
Sateliti su lansirale mnoge zemlje i kompanije. Prvi vještački aparat na svijetu stvoren je u SSSR-u i poletio je u svemir 4. oktobra 1957. godine. Nosio je ime "Sputnjik-1". Godine 1958. Sjedinjene Države su lansirale drugi uređaj, Explorer 1. Prvi satelit koji je NASA lansirala 1964. zvao se Syncom-3. Vještački uređaji su uglavnom nepovratni, ali ima i onih koji se vraćaju djelimično ili u potpunosti. Koriste se za izvođenje naučno istraživanje i rješavanje raznih problema. Dakle, tu su vojni, istraživački, navigacijski sateliti i drugi. Lansiraju se i uređaji koje su izradili univerzitetski zaposlenici ili radio-amateri.
"tačka zaustavljanja"
Geostacionarni sateliti se nalaze na nadmorskoj visini od 35.786 kilometara. Ova visina obezbeđuje period okretanja koji odgovara periodu kruženja Zemlje u odnosu na zvezde. Veštačko vozilo miruje, pa se njegova lokacija u geostacionarnoj orbiti naziva „tačka stanice“. Lebdenje obezbeđuje stalnu dugoročnu vezu, jednom kada je antena orijentisana, uvek će biti usmerena na ispravan satelit.
Pokret
Sateliti se mogu prebaciti iz orbite male visine u geostacionarnu pomoću polja geotransfera. Potonji su eliptična staza sa tačkom na maloj nadmorskoj visini i vrhom na visini koja je blizu geostacionarnog kruga. Satelit koji je postao neupotrebljiv za dalji rad šalje se u orbitu za odlaganje koja se nalazi 200-300 kilometara iznad GEO-a.
Visina geostacionarne orbite
Satelit se u datom polju drži na određenoj udaljenosti od Zemlje, niti se približava niti se udaljava. Uvijek se nalazi iznad neke tačke na ekvatoru. Na osnovu ovih karakteristika proizilazi da su sile gravitacije i centrifugalna sila balansirajte jedno drugo. Visina geostacionarne orbite izračunava se metodama baziranim na klasičnoj mehanici. Ovo uzima u obzir korespondenciju gravitacionih i centrifugalnih sila. Vrijednost prve veličine određena je korištenjem Newtonovog zakona univerzalne gravitacije. Indeks centrifugalne sile izračunava se množenjem mase satelita sa centripetalnim ubrzanjem. Rezultat jednakosti gravitacione i inercijalne mase je zaključak da visina orbite ne zavisi od mase satelita. Stoga je geostacionarna orbita određena samo visinom na kojoj je centrifugalna sila jednaka po apsolutnoj vrijednosti i suprotna u smjeru gravitacijske sile koju stvara Zemljino privlačenje na datoj visini.
Iz formule za izračunavanje centripetalnog ubrzanja možete pronaći kutnu brzinu. Polumjer geostacionarne orbite je također određen ovom formulom ili dijeljenjem geocentrične gravitacijske konstante sa ugaonom brzinom na kvadrat. To je 42164 kilometara. S obzirom na ekvatorijalni radijus Zemlje, dobijamo visinu jednaku 35786 kilometara.
Proračuni se mogu izvršiti i na drugi način, na osnovu tvrdnje da visina orbite, koja je udaljenost od centra Zemlje, sa ugaonom brzinom satelita, koja se poklapa sa kretanjem rotacije planete, dovodi do linearna brzina, što je jednako prvom prostoru na datoj visini.
brzina u geostacionarnoj orbiti. Dužina
Ovaj indikator se izračunava množenjem ugaone brzine sa radijusom polja. Vrijednost brzine u orbiti je 3,07 kilometara u sekundi, što je mnogo manje od prve svemirske brzine na putu oko Zemlje. Za smanjenje eksponenta potrebno je povećati radijus orbite za više od šest puta. Dužina se izračunava množenjem pi puta radijusa sa dva. To je 264924 kilometara. Indikator se uzima u obzir prilikom izračunavanja "stajaćih tačaka" satelita.
Uticaj sila
Parametri orbite duž koje vještački mehanizam kruži mogu se mijenjati pod utjecajem gravitacijskih lunarno-solarnih perturbacija, nehomogenosti Zemljinog polja i eliptičnosti ekvatora. Transformacija polja se izražava u pojavama kao što su:
- Pomicanje satelita sa njegove pozicije duž orbite prema tačkama stabilne ravnoteže, koje se nazivaju potencijalne rupe u geostacionarnoj orbiti.
- Ugao nagiba polja prema ekvatoru raste određenom brzinom i dostiže 15 stepeni jednom u 26 godina i 5 mjeseci.
Da bi satelit držao na željenoj „stajaćoj tački“, opremljen je pogonskim sistemom koji se uključuje nekoliko puta svakih 10-15 dana. Dakle, za kompenzaciju rasta nagiba orbite koristi se korekcija "sjever-jug", a za kompenzaciju zanošenja duž polja koristi se korekcija "zapad-istok". Za regulisanje putanje satelita tokom čitavog perioda njegovog rada potrebna je velika zaliha goriva na brodu.
Pogonski sistemi
Izbor uređaja određen je individualnim tehničkim karakteristikama satelita. Na primjer, hemijski raketni motor ima zalihu goriva i radi na komponentama visokog ključanja za dugotrajno skladištenje (diazot tetroksid, asimetrični dimetilhidrazin). Plazma uređaji imaju znatno manji potisak, ali zbog dugog rada, koji se mjeri u desetinama minuta za jedan pokret, mogu značajno smanjiti količinu potrošenog goriva na brodu. Ova vrsta pogonskog sistema se koristi za manevrisanje satelita na drugu orbitalnu poziciju. Glavni ograničavajući faktor u vijeku trajanja uređaja je opskrba gorivom u geostacionarnoj orbiti.
Nedostaci vještačkog polja
Značajan nedostatak u interakciji sa geostacionarnim satelitima su velika kašnjenja u širenju signala. Dakle, pri brzini svjetlosti od 300 hiljada kilometara u sekundi i orbitalnoj visini od 35.786 kilometara, kretanje snopa Zemlja-satelit traje oko 0,12 sekundi, a snopa Zemlja-satelit-Zemlja 0,24 sekunde. Uzimajući u obzir kašnjenje signala u opremi i sistemima kablovskog prenosa zemaljskih usluga, ukupno kašnjenje signala "izvor - satelit - prijemnik" dostiže približno 2-4 sekunde. Takav pokazatelj značajno komplikuje upotrebu uređaja u orbiti u telefoniji i onemogućava korištenje satelitskih komunikacija u sistemima u realnom vremenu.
Još jedan nedostatak je nevidljivost geostacionarne orbite sa visokih geografskih širina, što ometa vođenje komunikacija i televizijskog prenosa u regionima Arktika i Antarktika. U situacijama kada su sunce i satelit predajnik u liniji sa prijemnom antenom, dolazi do smanjenja, a ponekad i potpunog odsustva signala. U geostacionarnim orbitama, zbog nepokretnosti satelita, ova pojava je posebno izražena.
Doplerov efekat
Ovaj fenomen se sastoji u promjeni frekvencija elektromagnetnih vibracija uz međusobno napredovanje predajnika i prijemnika. Fenomen se izražava promjenom udaljenosti tokom vremena, kao i kretanjem vještačkih vozila u orbiti. Efekat se manifestuje kao nestabilnost noseće frekvencije satelitskih oscilacija, koja se dodaje instrumentalnoj nestabilnosti frekvencije ugrađenog repetitora i zemaljske stanice, što otežava prijem signala. Doplerov efekat doprinosi promeni frekvencije modulirajućih vibracija, koje se ne mogu kontrolisati. U slučaju kada se u orbiti koriste sateliti za komunikaciju i direktno televizijsko emitovanje, ovaj fenomen je praktično eliminisan, odnosno nema promjena u nivou signala na prijemnoj tački.
Stav u svijetu prema geostacionarnim poljima
Rođenje svemirske orbite stvorilo je mnoga pitanja i međunarodno pravne probleme. Brojni komiteti, posebno Ujedinjeni narodi, bave se njima. Neke zemlje koje se nalaze na ekvatoru polagale su zahtjeve za proširenjem svog suvereniteta na dio svemirskog polja koji se nalazi iznad njihove teritorije. Države su proglasile geostacionarnu orbitu fizički faktor, koji je povezan sa postojanjem planete i zavisi od gravitacionog polja Zemlje, pa su segmenti polja nastavak teritorija svojih zemalja. Ali takve tvrdnje su odbačene, jer u svijetu postoji princip neprisvajanja svemira. Svi problemi vezani za rad orbita i satelita rješavaju se na svjetskom nivou.
Geostacionarna orbita sa nultim nagibom i visinom od 35.756 km ostaje strateški važna orbita za umjetne Zemljine satelite do danas. Sateliti postavljeni u ovu orbitu kruže oko centra Zemlje istom ugaonom brzinom kao zemljine površine. Zahvaljujući tome, nema potrebe za satelitskim antenama za praćenje geostacionarnih satelita – geostacionarni satelit za određeno mjesto na površini Zemlje uvijek se nalazi u jednoj tački na nebu.
Primjer konstelacije ruskih geostacionarnih komunikacijskih satelita 2005:
Ali provjera najnovijeg grafikona pomoću Guntherove web stranice pokazuje da u 2017. nije lansirano više od 40 geostacionarnih satelita, čak i ako ovaj broj uključuje lansiranja satelita na GPO (orbita geotransfera) i Orbite tipa Molniya (Kosmos-2518). U vezi s ovim neskladom, pokušao sam samostalno procijeniti dinamiku godišnjih lansiranja u geostacionarnu orbitu i dinamiku promjena ukupne mase lansiranih geostacionarnih satelita koristeći istu lokaciju Gunther.
Većina geostacionarnih satelita je lansirana na orbite geotransfera (GTO), a zatim pomoću vlastitih motora već podižu perihel i ulaze u geostacionarnu orbitu. To je zbog želje da se minimizira začepljenje strateški važne geostacionarne orbite (gornji stupnjevi LV na GPO izgaraju mnogo brže nego na GSO zbog niskog perihela orbita). S tim u vezi, početna masa geostacionarnih satelita se najčešće ukazuje prilikom inicijalnog lansiranja u GPO. Stoga sam odlučio izračunati masu geostacionarnih satelita u GPO-u, te također uključiti u proračun satelite koji su prvobitno bili dizajnirani da rade u GPO ili drugim eliptičnim orbitama između niskih i geostacionarnih orbita (uglavnom orbite tipa Molniya). S druge strane, u nekim slučajevima, sateliti se direktno lansiraju u geostacionarnu orbitu (na primjer, u slučaju sovjetskih, ruskih i američkih vojnih satelita), osim toga, za vojne satelite, masa je često jednostavno nepoznata (u ovom slučaju , potrebno je naznačiti gornju granicu mogućnosti lansirne rakete prilikom lansiranja na GPO). U tom smislu, proračuni su samo preliminarni. Do sada je obrađeno 35 od 60 godina svemirsko doba, a tokom godina se dešava sledeća situacija:
1) U 2017. godini je zaista postavljen novi rekord u pogledu izlazne mase na orbitama GPO i Molniya (192 tone):
2) Nema značajnog rasta broja lansiranih vozila za ove vrste orbita (crna linija je linija trenda):
3) Slična situacija se opaža i sa brojem lansiranja:
Općenito, postoji trend ka stalnom porastu teretnog prometa do visoko eliptičnih visokih orbita. Prosjeci decenije:
By srednje područje svemirski objekti ( kumulativna površina poprečnog presjeka, mjereno u kvadratnih metara) geostacionarni sateliti su još superiorniji od niskoorbitalnih vozila (čak i ako uzmemo u obzir gornje faze - R.B.):
Ovo je vjerovatno zbog velikog broja razmjestivih struktura za geostacionarne satelite (antene, solarni paneli i termoregulacijske baterije).
Tokom godina, broj operativnih satelita u geostacionarnoj orbiti također je kontinuirano rastao. Samo u tekućoj deceniji njihov broj je porastao sa četiri na pet stotina:
Prema bazi podataka aktivnih satelita, relejni satelit je trenutno najstariji aktivni satelit u GSO. TDRS-3 lansiran 1988. Ukupno na GSO trenutno radi 40 uređaja čija je starost premašila 20 godina:
Ukupan broj geostacionarnih satelita, uzimajući u obzir orbite odlaganja, već premašuje hiljadu satelita (sa minimalnim brojem gornjih stupnjeva ( R.B.) projektili u ovim orbitama):
Primjeri geostacionarnih konstelacija satelita:
Rastuća zagušenja u geostacionarnoj orbiti nastavlja trend sve teže geostacionarnih satelita. Ako je prvi GSO sateliti su težili samo 68 kg, tada 2017 kina pokušao da pokrene mašinu od 7,6 tona. Očigledno je da će sve veća prenatrpanost geostacionarne orbite u budućnosti dovesti do stvaranja velikih geostacionarnih platformi sa elementima za višekratnu upotrebu. Vjerovatno će takve platforme riješiti nekoliko problema odjednom: komunikaciju i promatranje Zemljine površine za meteorologiju, potrebe odbrane itd.
Geostacionarni komunikacijski satelit težine 7,6 tona, kreiran na bazi nove kineske platforme DFH-5
Kao što je poznato, u opštem slučaju, svaki satelit se kreće po eliptičnoj orbiti. Elipsa je lokus tačaka za koje je zbir udaljenosti do dva data žarišta F1 i F2 konstantna vrijednost jednaka dužini glavne ose elipse:
2a \u003d r 1 + r 2. (1.1)
Žarišta F1 i F2 leže na velikoj osi elipse (slika 1.2, a) sa obe strane centra na udaljenosti
Oblik elipse karakterizira ekscentricitet e = c/a. Za elipsu e< 1. При эксцентриситете, равном нулю, эллипс превращается в окружность. Расстояние от точки М на эллипсе до первого фокуса F 1 выражается формулой:
r 1 \u003d MF 1 = a - e x. (1.3)
Satelitska orbita (slika 1.2, b) bez perturbacija je elipsa čije se jedno od žarišta poklapa sa centrom mase Zemlje. Najbliža tačka preseka žižne ose sa eliptičnom orbitom naziva se perigej (P), a najudaljenija tačka se naziva apogej (A).
Položaj satelita u orbiti u odnosu na Zemlju može se odrediti sa šest Keplerovih elemenata, od kojih dva karakteriziraju veličinu i oblik orbite, tri - orijentaciju orbite i smjer kretanja satelita, a šesti - položaj satelita u orbiti. Ovih šest elemenata su:
velika poluos a,
ekscentricitet e,
sklonost i,
dužina uzlaznog čvora Ω,
argument periapsis ω,
prosječna anomalija M o . (vrijeme prolaska satelita kroz perigej)
Slika prikazuje eliptičnu satelitsku orbitu u apsolutnom geocentričnom (ekvatorijalnom) koordinatnom sistemu. Početak sistema je poravnat sa centrom Zemlje. Osa OZ je usmjerena duž ose Zemljine rotacije prema sjeverni pol. Osa OX leži u ekvatorijalnoj ravni i usmjerena je na proljetnu ravnodnevnicu. Y-osa dopunjuje Dekartov desni koordinatni sistem
Velika poluosa orbite a izračunata je formulom (1.1) i karakteriše prosečnu udaljenost satelita u pokretu od centra Zemlje. Glavna os orbite prolazi kroz centar Zemlje i povezuje tačke apogeja i perigeja.
Ekscentricitet orbite e je omjer udaljenosti između žarišta i glavne ose, e = c/a karakterizira oblik orbite. Za satelitske orbite, e ≤ 1. Ekscentricitet orbita radio komunikacionih satelita, po pravilu, ne prelazi 0,5. Kod e = 0, orbita je kružna, za koju su visine apogeja i perigeja jednake. Satelit se kreće po kružnoj orbiti konstantnom brzinom. Kada se kreće po eliptičnoj orbiti, brzina satelita se mijenja, dostižući maksimum u području perigeja i minimum u području apogeja.
Može se podijeliti izgled orbite u pet grupa:
e=0 - krug
0< е <1 - эллипс
e \u003d 1 - parabola
1< е < ∞ - гипербола
e =∞ - prava linija (degenerirani slučaj)
Orbitalni nagib i je diedarski ugao između ravnine orbite i ravnine ekvatora (linija preseka ravnine ekliptike (ekvator za satelite) (nagib Zemljine ose rotacije je oko 23,44°) sa ravninom satelitske orbite), računajući od ravni ekvatora suprotno od kazaljke na satu za posmatrača koji se nalazi u tački uzlaznog čvora (UA). Uzlazni čvor je tačka u kojoj satelit prelazi s južne hemisfere na sjevernu. Suprotna tačka se zove silazni čvor. Nagib se mjeri u ugaonim stepenima, minutama i sekundama.
Prema inklinaciji, orbite se dijele na ekvatorijalne (i ≈ 0°), nagnute (0° ≤ i ≤ 90°) i polarne (i ≈ 90°).
Ako je 0 Ako je 90° U odnosu na Sunčev sistem, ravan Zemljine orbite (ravan ekliptike) se obično bira kao referentna ravan. Ravne orbita drugih planeta u Sunčevom sistemu i Mjeseca odstupaju od ravni ekliptike za samo nekoliko stepeni. Za umjetne satelite Zemlje, ravan Zemljinog ekvatora se obično bira kao referentna ravan. Za satelite drugih planeta Sunčevog sistema, ravan ekvatora odgovarajuće planete obično se bira kao referentna ravan. Za egzoplanete i binarne zvijezde, ravan slike se uzima kao referentna ravan. Poznavajući inklinaciju dvije orbite prema istoj referentnoj ravni i geografske dužine njihovih uzlaznih čvorova, moguće je izračunati ugao između ravnina ove dvije orbite – njihov međusobni nagib, koristeći formulu kosinus ugla. Dužina uzlaznog čvora orbite Ω karakteriše rotaciju ravni kosih ili polarnih orbita oko ose (OZ) Zemljine rotacije. Dužina uzlaznog čvora je ugao koji se nalazi u ekvatorijalnom području i mjeren od smjera proljetne ravnodnevnice (OX osa) do linije čvorova. Geografska dužina uzlaznog čvora je jedan od osnovnih elemenata orbite, koji se koristi za matematički opis orijentacije orbitalne ravni u odnosu na osnovnu ravan. Određuje ugao u referentnoj ravni formiran između referentnog pravca do nulte tačke i pravca do tačke uzlaznog čvora orbite, u kojoj orbita siječe referentnu ravninu u pravcu jug-sjever. Da bi se odredili uzlazni i silazni čvorovi, bira se određena (tzv. bazna) ravan koja sadrži centar za privlačenje. Kao osnovu obično koriste ravan ekliptike (kretanje planeta, kometa, asteroida oko Sunca), ravan planetnog ekvatora (kretanje satelita oko planete) itd. Nulta tačka je prva tačka od Ovan (tačka prolećnog ekvinocija). Ugao se mjeri u smjeru suprotnom od kazaljke na satu od smjera do nulte tačke. Argument perigeja ω karakterizira orijentaciju glavne ose elipse u ravnini orbite. Argument perigeja se procjenjuje kao ugaona udaljenost od uzlaznog čvora (AS) do perigeja (P), mjerena u orbitalnoj ravni u smjeru kretanja satelita. Argument periapsis je definiran kao ugao između smjerova od centra za privlačenje do uzlaznog čvora orbite i do periapse (tačka orbite satelita koja je najbliža centru za privlačenje), ili ugao između linije čvorova i linija apsida. Računa se od centra privlačnosti u pravcu satelita, obično se bira unutar 0°-360°