Breve descrizione
Un satellite terrestre artificiale (AES) è un veicolo spaziale che ruota attorno alla Terra in un'orbita geocentrica.
Per muoversi in orbita attorno alla Terra, il dispositivo deve avere una velocità iniziale uguale o leggermente superiore alla prima velocità di fuga.
Introduzione ………………………………………………………………………………...2
1 Classificazioni dei tipi di satelliti………………………………………………………….....2
1.1. Satellite per comunicazioni…………………………………………………………………….…2
2.1 Orbite satelliti artificiali Terra……………………………………...3
2.2 Divisione delle orbite dei satelliti………………………………………………………………….….6
2.2.1 Classificazione delle orbite dei satelliti per inclinazione……………………….……...6
2.2.1.1 Orbite equatoriali………………………………………………………..7
2.2.1.2 Orbite polari………………………………………………………………..7
2.2.1.3 Orbite sincrone al Sole………………………………………………….8
2.2.2 Classificazione delle orbite dei satelliti in base alla grandezza del semiasse maggiore………….….9
2.2.2.1 Satelliti in orbita bassa (LEO)…………………………………………………9
2.2.2.2 Satelliti in orbita media (MEO)……………………………………………..9
2.2.2.3 Orbite dei satelliti geostazionari e geosincroni……………………....9
2.2.2.4 Satelliti in orbita alta (HEO)………………………………………………12
3 Conclusione……………………………………………………………………………..13
Riferimenti……………………………………………………………………...14
File: 1 file
Il principio di funzionamento di un veicolo di lancio multistadio usa e getta è il seguente: mentre il primo stadio è in funzione, il resto, insieme al carico utile reale, può essere considerato come il carico utile del primo stadio. Dopo la sua separazione, inizia a funzionare il secondo che, insieme alle fasi successive e al vero carico utile, forma un nuovo razzo indipendente. Per la seconda fase, tutte le successive (se presenti), insieme al carico utile reale, svolgono il ruolo di carico utile, e così via, ovvero il suo volo è caratterizzato da più fasi, ciascuna delle quali è, per così dire, una stadio per comunicare la velocità iniziale ad altri razzi monostadio inclusi nella sua composizione. In questo caso, la velocità iniziale di ogni successivo razzo monostadio è uguale alla velocità finale del precedente. Il rifiuto della prima e delle successive fasi del vettore viene effettuato dopo il completo esaurimento del carburante nel sistema di propulsione.
Il percorso che un veicolo di lancio prende quando lancia un satellite artificiale in orbita è chiamato percorso di volo. È caratterizzato da aree attive e passive. La fase attiva del volo è il volo degli stadi del veicolo di lancio con i motori accesi, la fase passiva è il volo delle unità a razzo esaurite dopo la loro separazione dal veicolo di lancio.
Il vettore, partendo verticalmente (Fig. 1. sezione 1, situata a un'altitudine di 185 ... 250 km), va quindi alla sezione attiva curvilinea 2 in direzione est. In questa sezione, la prima fase prevede una graduale diminuzione dell'angolo di inclinazione del suo asse rispetto all'orizzonte locale. Sezioni 3, 4 - rispettivamente, sezioni attive del volo del secondo e terzo stadio, 5 - orbita del satellite, 6, 7 - sezioni passive del volo di blocchi di razzi del primo e del secondo stadio
Quando si lancia un satellite in un'orbita appropriata, l'ora e il luogo del lancio del veicolo di lancio svolgono un ruolo importante. È stato calcolato che è più vantaggioso posizionare il cosmodromo il più vicino possibile all'equatore, poiché accelerando verso est, il veicolo di lancio guadagna velocità aggiuntiva. Questa velocità è chiamata velocità circonferenziale del cosmodromo Vk, cioè la velocità del suo movimento attorno all'asse terrestre dovuto a rotazione giornaliera pianeti, cioè all'equatore è pari a 465 m/s, e alla latitudine del cosmodromo di Baikonur
316 m/s. In pratica, questo significa che un satellite più pesante può essere lanciato dallo stesso veicolo di lancio dall'equatore. La fase finale del volo di un veicolo di lancio è il lancio in orbita di un satellite artificiale, la cui forma è determinata dall'energia cinetica impartita dal satellite dal razzo, cioè la velocità finale del vettore. Nel caso in cui al satellite venga fornita la quantità di energia sufficiente per lanciarlo al GEO, il veicolo di lancio deve portarlo in un punto a 35.875 km dalla Terra, e allo stesso tempo informarlo di una velocità di 3075 m/ S.
La velocità orbitale di un satellite geostazionario è facile da calcolare. L'altezza del GSO sopra la superficie terrestre è 35.786 km, il raggio del GSO è 6.366 km più grande (il raggio medio della Terra), cioè 42.241 km. Moltiplicando il valore del raggio GSO per 2l (6,28), otteniamo la sua circonferenza - 265.409 km. Se la dividiamo per la durata del giorno in secondi (86.400 s), otteniamo la velocità orbitale del satellite - una media di 3,075 km/s, o 3075 m/s.
Solitamente, il lancio di un satellite da parte di un veicolo di lancio avviene in quattro fasi: ingresso nell'orbita iniziale; entrare nell'orbita di "attesa" (orbita di parcheggio); entrare in orbita di trasferimento; uscire all'orbita finale.
2.2 La divisione delle orbite dei satelliti.
La divisione principale delle orbite è costituita dall'ampiezza dell'inclinazione "i" dell'orbita e dal valore del semiasse maggiore "a". Inoltre, si può distinguere la divisione in base alla grandezza dell'eccentricità "e" - orbite a bassa ellittica e altamente ellittiche. Una rappresentazione visiva del cambiamento nella forma dell'orbita per vari valori dell'eccentricità è data in fig. 2.
Riso. 2. Modifica sotto forma di un'orbita ellittica a significati diversi eccentricità "e".
Classificazione delle orbite dei satelliti per inclinazione
Nel caso generale, l'inclinazione dell'orbita del satellite è nell'intervallo 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.
Nel caso generale, i parametri dell'orbita evolveranno in funzione dell'inclinazione "i", del semiasse maggiore "a" e dell'eccentricità "e".
Riso. 3. Caso generale di orbita di un satellite con inclinazione di 0°< "i" < 90°.
Orbite equatoriali
Un'orbita equatoriale è un caso estremo di un'orbita quando l'inclinazione "i" = 0° (Fig. 4). In questo caso, la precessione e la rotazione dell'orbita saranno massime, rispettivamente fino a 10°/giorno e fino a 20°/giorno. La larghezza della banda di visibilità del satellite, che si trova lungo l'equatore, è determinata dalla sua altezza sopra la superficie terrestre. Le orbite a bassa inclinazione "i" sono spesso indicate come "quasi equatoriali".
Riso. 4. Orbita equatoriale.
orbite polari
L'orbita polare è il secondo caso estremo dell'orbita, quando l'inclinazione "i" = 90° (Fig. 5). In questo caso non c'è precessione dell'orbita, e la rotazione dell'orbita avviene in senso opposto alla rotazione del satellite, e non supera i 5°/giorno. Un tale satellite polare passa costantemente su tutte le parti della superficie terrestre. L'ampiezza della banda di visibilità del satellite è determinata dalla sua altezza sopra la superficie terrestre, ma prima o poi il satellite può essere visto da qualsiasi punto. Le orbite con un'inclinazione "i" prossima a 90° sono dette "subpolari".
Riso. 5. Orbita polare.
Orbite sincrone al Sole
Riso. 6. Orbita sincrona al sole.
Orbita sincrona solare (SSO) - tipo speciale un'orbita spesso utilizzata dai satelliti che fotografano la superficie terrestre. È un'orbita con parametri tali che il satellite passa su qualsiasi punto della superficie terrestre approssimativamente alla stessa ora solare locale. Il movimento di un tale satellite è sincronizzato con il movimento della linea del terminatore sulla superficie terrestre - per questo motivo, il satellite può sempre sorvolare il confine di un territorio illuminato e non illuminato dal sole, o sempre in un'area illuminata , o viceversa - sempre di notte e le condizioni di illuminazione quando si vola sopra lo stesso punto della Terra sono sempre le stesse. Per ottenere questo effetto, l'orbita deve procedere nella direzione opposta alla rotazione terrestre (cioè est) di 360° all'anno per compensare la rotazione terrestre attorno al Sole. Tali condizioni sono soddisfatte solo per un certo intervallo di altezze e inclinazioni dell'orbita - di norma, si tratta di altezze di 600-800 km e l'inclinazione "i" dovrebbe essere di circa 98°, cioè Gli AES nelle orbite sincrone con il sole hanno moto inverso (Fig. 6). Con un aumento dell'altitudine del volo di un satellite, l'inclinazione dovrebbe aumentare, a causa della quale non sorvolerà le regioni polari. Di norma, le orbite sincrone con il sole sono quasi circolari, ma possono anche essere notevolmente ellittiche. A causa dell'influenza dei disturbi, il satellite va gradualmente fuori sincronizzazione e quindi periodicamente deve correggere la sua orbita con l'aiuto dei motori.
Classificazione delle orbite dei satelliti secondo il semiasse maggiore
La seconda classificazione è in base alla dimensione del semiasse maggiore e, più precisamente, in base all'altezza sopra la superficie terrestre.
Satelliti in orbita bassa (LEO)
I satelliti a bassa orbita (LEO (russo), Fig. 7, a) sono generalmente considerati satelliti con altitudini comprese tra 160 km e 2000 km sopra la superficie terrestre. Tali orbite (e satelliti) nella letteratura in lingua inglese sono chiamate LEO (dall'inglese "Low Earth Orbit"). Le orbite LEO sono soggette ai massimi disturbi del campo gravitazionale della Terra e della sua alta atmosfera. La velocità angolare dei satelliti LEO è massima: da 0,2 ° / sa 2,8 ° / s, i periodi di rivoluzione vanno da 87,6 minuti a 127 minuti.
Riso. 7. Satelliti in orbita bassa (a) e satelliti in orbita media (b).
Satelliti in orbita media (MEO)
I satelliti a orbita media (SOS (russo) o "MEO" - dall'inglese "Medium Earth Orbit") sono generalmente considerati satelliti con altitudini comprese tra 2000 km e 35786 km sopra la superficie terrestre (Fig. 7, b). Il limite inferiore è determinato dal confine LEO e il limite superiore dall'orbita del satellite geostazionario. Questa zona è principalmente "occupata" da satelliti di navigazione (i satelliti "NAVSTAR" del sistema "GPS" volano a una quota di 20.200 km, i satelliti del sistema "GLONASS" - a una quota di 19.100 km) e le comunicazioni che coprono la Terra poli. Il periodo di circolazione va da 127 minuti a 24 ore. Velocità angolare - unità e frazioni di un minuto d'arco al secondo.
Orbite dei satelliti geostazionari e geosincroni
I satelliti geostazionari (GSS (russo) o "GSO" - dall'inglese "Geosynchronous Orbit") sono satelliti che hanno un periodo di rivoluzione attorno alla Terra pari a giorni siderale (siderale) - 23h 56m 4.09s. Se l'inclinazione "i" dell'orbita è zero, tali orbite sono chiamate geostazionarie (Fig. 8, a). I satelliti geostazionari volano a un'altitudine di 35.786 km sopra la superficie terrestre. Perché il loro periodo di rivoluzione coincide con il periodo di rivoluzione della Terra attorno al suo asse, quindi tali satelliti "appendono" nel cielo in un punto (Fig. 9). Se l'inclinazione "i" non è uguale a zero, tali satelliti sono chiamati geosincroni (Fig. 8, b). In realtà molti satelliti geostazionari hanno una leggera inclinazione e sono soggetti alle perturbazioni della Luna e del Sole, e quindi descrivono figure nel cielo a forma di "otto", allungate in direzione nord-sud.
Riso. 8. Satelliti geostazionari (a) e geosincroni (b).
Se parliamo del tipo di traiettoria GSS, allora è determinato dal valore dell'inclinazione "i", dall'eccentricità "e" e dall'argomento del perigeo "Wp dell'orbita del satellite (Fig. 10). Se il eccentricità e inclinazione dell'orbita sono zero, quindi il punto sub-satellite è fisso e viene proiettato in un punto specifico Con eccentricità e inclinazione diverse da zero, il GSS "disegna" un segmento sulla superficie, spostandosi da est a ovest e ritorno, spostandosi dalla posizione zero di non più di ΔLmax = 114,6° e, cioè con eccentricità e=0,01, lo spostamento non sarà superiore a 1,2° Se l'inclinazione è diversa da zero e l'eccentricità è zero, allora il GSS "disegna" i classici "otto" - l'altezza angolare 2Θ della figura è pari al doppio del valore dell'inclinazione i dell'orbita, la larghezza massima ΔLmax è calcolata dalla formula 0,044 i2 (l'inclinazione "i" è data in gradi). Nel caso più generale, con "i" ed "e" diversi da zero, la traccia GSS sulla superficie terrestre è un "otto inclinato", l'altezza angolare 2Θ = i, la larghezza massima ΔLm ax = 114.6°·e, e l'"otto" si ottiene solo se l'argomento del perigeo "Wp" dell'orbita è 0° e 180°, in altri casi si ottiene una figura più complessa, una via di mezzo tra un ovale e un " otto".
Riso. Fig. 10. Tipi di tracce GSS sulla superficie terrestre a seconda dell'inclinazione "i", dell'eccentricità "e" e dell'argomento perigeo "Wp" dell'orbita.
L'orbita geostazionaria è di dimensioni limitate e giace sul piano dell'equatore terrestre. Il suo raggio è 42164 km dal centro della Terra. Le coordinate celesti di un satellite geostazionario in orbita geostazionaria sarebbero teoricamente costanti. Le ragioni principali che distorcono il moto kepleriano di un satellite geostazionario passivo sono le perturbazioni gravitazionali (non sfericità del geopotenziale, perturbazioni lunari-solari), e per GSS con un ampio rapporto tra superficie e massa, c'è anche una non gravitazionale (leggera pressione). Come risultato dell'azione di forze di disturbo, il satellite va alla deriva, modificando il periodo di rotazione attorno alla Terra. La differenza tra il periodo di rotazione del GSS e quello teorico porta al fatto che la longitudine media del GSS cambia nel tempo: il satellite si sposta lentamente da ovest a est se il suo periodo di rivoluzione attorno alla Terra è inferiore a un giorno siderale, e da est a ovest altrimenti. La differenza dell'eccentricità "e" da zero porta anche al fatto che la longitudine subsatellitare del GSS cambia. C'è un leggero cambiamento di longitudine (con un periodo di circa 12 ore e un'ampiezza proporzionale al quadrato dell'inclinazione orbitale), e latitudine (con un periodo di 24 ore e un'ampiezza pari all'inclinazione "i" stessa). Di conseguenza, il punto sub-satellitare descrive la famosa "figura otto" sulla superficie terrestre.
C'è solo un'orbita geostazionaria attorno alla Terra. I lanci dei satelliti GSO iniziarono nel 1963. All'inizio del 21° secolo, più di 40 paesi del pianeta hanno i propri satelliti geostazionari. Ogni anno sul GEO vengono lanciati dozzine di satelliti e anche l'orbita viene gradualmente riempita di satelliti esauriti. Le esplosioni accadono continuamente
veicoli usati e relativi veicoli di lancio. Queste esplosioni generano decine di centinaia di frammenti spaziali che possono disabilitare i dispositivi funzionanti. L'ostruzione di questa orbita con detriti spaziali può portare a conseguenze irreversibili: l'impossibilità di un funzionamento stabile dei satelliti. I detriti spaziali in GSO, a differenza delle orbite vicine alla Terra, possono ruotare intorno alla Terra per millenni, minacciando di scontrarsi con i veicoli spaziali operativi. Dalla fine del 20° secolo, il problema dell'inquinamento da GSO è diventato un problema ambientale globale e su larga scala.
Secondo la Convenzione internazionale delle Nazioni Unite sugli usi pacifici dello spazio extraatmosferico e i requisiti dell'International Radio Private Committee (al fine di evitare interferenze radio ai GSS vicini), la distanza angolare tra i GSS non dovrebbe essere inferiore a 0,5°. Pertanto, in teoria, il numero di GSS situati a distanza di sicurezza sul GSO non dovrebbe essere superiore a 720 pezzi. Nell'ultimo decennio questa distanza tra i GSS non è stata mantenuta. Per il 2011 il numero di GSO catalogati ha già superato le 1.500 unità a cui si aggiungono più di 600 oggetti altamente ellittici che periodicamente attraversano il GSO e più di 200 satelliti militari lanciati sul GSO nell'interesse del Ministero della Difesa e Intelligence di diversi paesi, che non sono contenute nel catalogo pubblicamente disponibile del comando congiunto del sistema di allerta precoce USA e Canada (NORAD).
È consuetudine riferirsi a satelliti geostazionari satelliti con periodi da 22 h a 26 h, eccentricità "e" non superiori a 0,3 e inclinazioni del piano orbitale rispetto al piano dell'equatore "i" fino a 15°, ma in alcune sorgenti puoi trovare una classificazione più dettagliata e confini più rigidi.
Satelliti in orbita alta (HEO)
I satelliti ad alta orbita (VOS (russo) o "HEO" - dall'inglese "High Earth Orbit") sono satelliti che raggiungono altezze di oltre 35786 km sopra la superficie terrestre, ad es. volare sopra i satelliti geostazionari (vedi Fig. 10). Le orbite possono avere un'eccentricità significativa (ad esempio, satelliti del Meridian, serie Molniya) - in questo caso sono chiamate altamente ellittiche (HES) o essere quasi circolari (ad esempio il satellite Vela (gli stessi satelliti su cui al fine Lampi di raggi gamma sono stati scoperti negli anni '60)).
Riso. 13. Orbita WES.
Le traiettorie di movimento dei veicoli spaziali artificiali differiscono dalle orbite dei corpi celesti naturali: fatto sta che nel primo caso ci sono le cosiddette "aree attive". Queste sono le aree orbite dei satelliti su cui si muovono accendendo il motore a reazione. Pertanto, il calcolo della traiettoria del movimento del veicolo spaziale è un compito complesso e responsabile, svolto da specialisti nel campo dell'astrodinamica.
Ogni sistema satellitare ha un certo stato, a seconda dello scopo del satellite, della sua posizione, della copertura dell'area di servizio, della proprietà sia della navicella stessa che della stazione di terra che ne riceve i segnali. A seconda dello stato, i sistemi satellitari sono:
- Internazionale (regionale o globale);
- Nazionale;
- Dipartimentale.
Inoltre, tutte le orbite sono suddivise sul geostazionario e non geostazionario (a sua volta suddiviso in LEO - orbita bassa, MEO - quota media e HEO - ellittica). Diamo un'occhiata più da vicino a queste classi.
Geostazionario orbite dei satelliti
Questo tipo di orbita viene spesso utilizzato per ospitare veicoli spaziali, perché presenta vantaggi significativi: è possibile una comunicazione continua 24 ore su 24 e praticamente non vi è alcuno spostamento di frequenza. I satelliti geostazionari si trovano ad un'altitudine di circa 36.000 km sopra la superficie terrestre e si muovono alla velocità della sua rotazione, come se fossero "sospesi" su un certo punto dell'equatore, il "punto subsatellitare". Tuttavia, in effetti, la posizione di un tale satellite non è stazionaria: subisce una certa "deriva" a causa di una serie di fattori, di conseguenza l'orbita si sposta leggermente nel tempo.
Come già notato, un satellite geostazionario praticamente non richiede interruzioni nel funzionamento, poiché non vi è alcun movimento reciproco del veicolo spaziale e della sua stazione di terra. Un sistema composto da tre satelliti di questo tipo è in grado di coprire quasi l'intera superficie terrestre.
Allo stesso tempo, tali sistemi non sono privi di alcuni svantaggi, il principale dei quali è un certo ritardo del segnale. Pertanto, i satelliti in orbita geostazionaria sono più spesso utilizzati per le trasmissioni radiofoniche e televisive, in cui i ritardi in entrambe le direzioni di 250 ms non influiscono sulla qualità del segnale. I ritardi nel sistema di comunicazione radiotelefonica risultano essere molto più evidenti (tenendo conto dell'elaborazione del segnale nelle reti terrestri, il tempo totale è già di circa 600 ms). Inoltre, l'area di copertura di tali satelliti non include le regioni ad alta latitudine (sopra i 76,50° N e S), ovvero la copertura veramente globale non è garantita.
In connessione con il rapido sviluppo delle comunicazioni satellitari, nell'ultimo decennio l'orbita geostazionaria è diventata "affollata" e sorgono problemi con il posizionamento di nuovi dispositivi. Il fatto è che, secondo gli standard internazionali, non possono essere collocati più di 360 satelliti in un'orbita equatoriale, altrimenti si verificheranno interferenze reciproche.
A media quota orbite dei satelliti
Sistemi satellitari di questo tipo iniziarono a essere sviluppati da società originariamente impegnate nella produzione di veicoli spaziali geostazionari. L'orbita di media altitudine offre migliori prestazioni di comunicazione per gli abbonati mobili, poiché ogni utente mobile è in procinto di raggiungere più satelliti contemporaneamente; ritardo totale - non più di 130 ms.
La posizione di un satellite non geostazionario è limitata dalle cosiddette cinture di radiazione di Van Allen, cinture spaziali di particelle cariche che sono state "catturate" campo magnetico Terra. La prima delle cinture stabili di alta radiazione si trova a un'altitudine di circa 1500 km dalla superficie del pianeta, la sua portata è di diverse migliaia di chilometri. La seconda cintura, con la stessa alta intensità (10.000 impulsi/s), si trova entro 13.000–19.000 km dalla Terra.
Una sorta di "traccia" per satelliti di media quota si trova tra la prima e la seconda fascia di radiazione, cioè a un'altitudine di 5000-15000 km. Questi dispositivi sono più deboli di quelli geostazionari, quindi è necessario un gruppo orbitale di 8-12 satelliti per coprire completamente la superficie terrestre (ad esempio Spaceway NGSO, ICO, Rostelesat); ogni satellite si trova nella zona di radiovisibilità della stazione di terra per un breve periodo, circa 1,5-2 ore.
Giri bassi orbite dei satelliti
I satelliti in orbita bassa (700-1500 km) presentano alcuni vantaggi rispetto ad altri veicoli spaziali in termini di caratteristiche energetiche, tuttavia perdono nella durata delle sessioni di comunicazione, nonché nella vita di servizio complessiva. Il periodo orbitale del satellite, in media, è di 100 minuti, mentre circa il 30% di questo tempo rimane sul lato in ombra del pianeta. Le batterie di bordo ricaricabili sono in grado di sperimentare circa 5000 cicli di carica / scarica all'anno, di conseguenza la loro vita non supera i 5-8 anni.
La scelta di una tale gamma di altezze per i sistemi satellitari a orbita bassa non è casuale. A un'altitudine inferiore a 700 km, la densità atmosferica è relativamente alta, il che provoca il "degrado" dell'orbita, una deviazione graduale dalla rotta, che richiede un aumento dei costi del carburante per mantenerla. Ad un'altitudine di 1500 km inizia la prima cintura di Van Allen, nella cui zona di radiazione è praticamente impossibile il funzionamento delle apparecchiature di bordo.
Tuttavia, a causa della bassa quota dell'orbita, è necessaria una costellazione orbitale di almeno 48 veicoli spaziali per coprire l'intero territorio della Terra. Il periodo di rotazione in queste orbite è di 90 min-2 h, mentre il tempo massimo di permanenza del satellite nella zona di radiovisibilità è di soli 10-15 min.
Orbite ellittiche
ellittica Orbite del satellite terrestre sono sincroni, cioè lanciati in orbita, ruotano alla velocità del pianeta e il periodo di rivoluzione è un multiplo di giorni. Attualmente vengono utilizzati diversi tipi di tali orbite: Archi-medes, Borealis, "Tundra", "Lightning".
La velocità di un satellite ellittico all'apogeo (quando raggiunge la sommità dell '"ellisse") è inferiore a quella al perigeo, quindi durante questo periodo il dispositivo può trovarsi nella zona di radiovisibilità di una certa regione più a lungo di un satellite con orbita circolare . Le sessioni di comunicazione, ad esempio, a Molniya durano 8-10 ore e un sistema di tre satelliti è in grado di mantenere comunicazioni globali 24 ore su 24.
Qual è l'orbita geostazionaria? Questo è un campo circolare, che si trova sopra l'equatore terrestre, lungo il quale ruota un satellite artificiale velocità angolare rotazione del pianeta attorno al proprio asse. Non cambia la sua direzione nel sistema di coordinate orizzontale, ma è sospeso immobile nel cielo. L'orbita geostazionaria della Terra (GSO) è una specie di campo geosincrono e viene utilizzata per ospitare comunicazioni, trasmissioni televisive e altri satelliti.
L'idea di utilizzare dispositivi artificiali
Il concetto stesso di orbita geostazionaria è stato avviato dall'inventore russo K. E. Tsiolkovsky. Nelle sue opere proponeva di popolare lo spazio con l'ausilio di stazioni orbitali. Scienziati stranieri hanno anche descritto il lavoro dei campi spaziali, ad esempio G. Oberth. La persona che ha sviluppato il concetto di utilizzare l'orbita per la comunicazione è Arthur Clarke. Nel 1945 pubblicò un articolo sulla rivista Wireless World, dove descriveva i vantaggi del campo geostazionario. Per il lavoro attivo in quest'area in onore dello scienziato, l'orbita ha ricevuto il suo secondo nome: "Cintura di Clark". Molti teorici hanno riflettuto sul problema di implementare una connessione qualitativa. Quindi, Herman Potochnik nel 1928 espresse l'idea di come utilizzare i satelliti geostazionari.
Caratteristiche della "cintura Clark"
Affinché un'orbita sia chiamata geostazionaria, deve soddisfare una serie di parametri:
1. Geosincronia. Questa caratteristica include un campo che ha un periodo corrispondente al periodo della rivoluzione terrestre. Un satellite geosincrono completa la sua orbita attorno al pianeta in un giorno siderale, che è di 23 ore 56 minuti e 4 secondi. Lo stesso tempo è necessario affinché la Terra compia una rivoluzione in uno spazio fisso.
2. Per mantenere un satellite in un certo punto, l'orbita geostazionaria deve essere circolare, con inclinazione zero. Un campo ellittico risulterà in uno spostamento verso est o verso ovest, poiché il veicolo spaziale si muove in modo diverso in determinati punti dell'orbita.
3. Il "punto sospeso" del meccanismo spaziale deve trovarsi sull'equatore.
4. La posizione dei satelliti in orbita geostazionaria dovrebbe essere tale che un numero ridotto di frequenze destinate alla comunicazione non comporti la sovrapposizione di frequenze di diversi dispositivi durante la ricezione e la trasmissione, nonché per escluderne la collisione.
5. Abbastanza propellente per mantenere fermo il veicolo spaziale.
L'orbita geostazionaria di un satellite è unica in quanto è solo combinando i suoi parametri che è possibile ottenere l'immobilità dell'apparato. Un'altra caratteristica è la capacità di vedere la Terra con un angolo di diciassette gradi dai satelliti situati nel campo spaziale. Ogni dispositivo copre circa un terzo della superficie orbitale, quindi tre meccanismi sono in grado di coprire quasi l'intero pianeta.
satelliti artificiali
I satelliti sono stati lanciati da molti paesi e aziende. Il primo apparato artificiale al mondo fu creato in URSS e volò nello spazio il 4 ottobre 1957. Portava il nome "Sputnik-1". Nel 1958, gli Stati Uniti lanciarono un secondo dispositivo, l'Explorer 1. Il primo satellite lanciato dalla NASA nel 1964 si chiamava Syncom-3. I dispositivi artificiali sono per lo più non restituibili, ma ci sono quelli che restituiscono parzialmente o completamente. Sono usati per eseguire ricerca scientifica e risolvere vari problemi. Quindi, ci sono i satelliti militari, di ricerca, di navigazione e altri. Vengono lanciati anche dispositivi creati da dipendenti universitari o radioamatori.
"Punto di sosta"
I satelliti geostazionari si trovano ad un'altitudine di 35.786 chilometri sul livello del mare. Questa altezza fornisce un periodo di rivoluzione che corrisponde al periodo di circolazione della Terra rispetto alle stelle. Il veicolo artificiale è fermo, quindi la sua posizione in orbita geostazionaria è chiamata "punto di stazione". L'hovering fornisce una connessione costante a lungo termine, una volta che l'antenna è orientata, sarà sempre diretta al satellite corretto.
Movimento
I satelliti possono essere trasferiti da un'orbita a bassa quota a una geostazionaria utilizzando campi di trasferimento geografico. Questi ultimi sono un percorso ellittico con un punto a bassa quota e un picco a una quota prossima al cerchio geostazionario. Un satellite che è diventato inutilizzabile per ulteriori lavori viene inviato in un'orbita di smaltimento situata a 200-300 chilometri sopra il GEO.
Altitudine dell'orbita geostazionaria
Un satellite in un dato campo si mantiene a una certa distanza dalla Terra, senza avvicinarsi né allontanarsi. Si trova sempre sopra un punto dell'equatore. Sulla base di queste caratteristiche, ne consegue che le forze di gravità e forza centrifuga equilibrarsi a vicenda. L'altezza dell'orbita geostazionaria è calcolata con metodi basati sulla meccanica classica. Ciò tiene conto della corrispondenza delle forze gravitazionali e centrifughe. Il valore della prima quantità è determinato utilizzando la legge di gravitazione universale di Newton. L'indice di forza centrifuga si calcola moltiplicando la massa del satellite per l'accelerazione centripeta. Il risultato dell'uguaglianza delle masse gravitazionali e inerziali è la conclusione che l'altezza dell'orbita non dipende dalla massa del satellite. Pertanto, l'orbita geostazionaria è determinata solo dall'altezza alla quale la forza centrifuga è uguale in valore assoluto e opposta in direzione forza gravitazionale, creato dall'attrazione della Terra ad una data altezza.
Dalla formula per il calcolo dell'accelerazione centripeta, puoi trovare la velocità angolare. Anche il raggio dell'orbita geostazionaria è determinato da questa formula o dividendo la costante gravitazionale geocentrica per la velocità angolare al quadrato. Sono 42164 chilometri. Dato il raggio equatoriale della Terra, otteniamo un'altezza pari a 35786 chilometri.
I calcoli possono essere effettuati in altro modo, sulla base dell'affermazione che l'altezza dell'orbita, che è la distanza dal centro della Terra, con la velocità angolare del satellite, coincidente con il movimento di rotazione del pianeta, dà luogo a velocità lineare, che è uguale al primo spazio ad una data altezza.
velocità in orbita geostazionaria. Lunghezza
Questo indicatore viene calcolato moltiplicando la velocità angolare per il raggio del campo. Il valore della velocità in orbita è di 3,07 chilometri al secondo, che è molto inferiore alla prima velocità spaziale sul percorso vicino alla Terra. Per ridurre l'esponente, è necessario aumentare il raggio dell'orbita di più di sei volte. La lunghezza viene calcolata moltiplicando pi per il raggio per due. Sono 264924 chilometri. L'indicatore viene preso in considerazione nel calcolo dei "punti in piedi" dei satelliti.
Influenza delle forze
I parametri dell'orbita lungo la quale circola il meccanismo artificiale possono cambiare sotto l'influenza delle perturbazioni lunari-solari gravitazionali, della disomogeneità del campo terrestre e dell'ellitticità dell'equatore. La trasformazione del campo si esprime in fenomeni quali:
- Lo spostamento di un satellite dalla sua posizione lungo l'orbita verso punti di equilibrio stabile, che sono chiamati potenziali buchi nell'orbita geostazionaria.
- L'angolo di inclinazione del campo rispetto all'equatore cresce a una certa velocità e raggiunge i 15 gradi una volta ogni 26 anni e 5 mesi.
Per mantenere il satellite nel "punto fermo" desiderato, è dotato di un sistema di propulsione, che si accende più volte ogni 10-15 giorni. Quindi, per compensare la crescita dell'inclinazione dell'orbita, viene utilizzata la correzione "nord-sud" e per compensare la deriva lungo il campo viene utilizzata la correzione "ovest-est". Per regolare il percorso del satellite durante l'intero periodo del suo funzionamento è necessaria una grande scorta di carburante a bordo.
Sistemi di propulsione
La scelta del dispositivo è determinata dalle singole caratteristiche tecniche del satellite. Ad esempio, un motore a razzo chimico ha un'alimentazione di carburante a cilindrata e funziona con componenti ad alto punto di ebollizione di stoccaggio a lungo termine (tetrossido di diazoto, dimetilidrazina asimmetrica). I dispositivi al plasma hanno una spinta notevolmente inferiore, ma a causa del lungo funzionamento, che si misura in decine di minuti per un singolo movimento, possono ridurre notevolmente la quantità di carburante consumato a bordo. Questo tipo di sistema di propulsione viene utilizzato per manovrare il satellite in un'altra posizione orbitale. Il principale fattore limitante nella vita utile del dispositivo è l'alimentazione di carburante in orbita geostazionaria.
Svantaggi di un campo artificiale
Un difetto significativo nell'interazione con i satelliti geostazionari sono i grandi ritardi nella propagazione del segnale. Quindi, a una velocità della luce di 300 mila chilometri al secondo e un'altitudine orbitale di 35.786 chilometri, il movimento del raggio Terra-satellite dura circa 0,12 secondi e il raggio Terra-satellite-Terra impiega 0,24 secondi. Tenendo conto del ritardo del segnale nelle apparecchiature e nei sistemi di trasmissione via cavo dei servizi terrestri, il ritardo totale del segnale "sorgente - satellite - ricevitore" raggiunge circa 2-4 secondi. Un tale indicatore complica notevolmente l'uso dei dispositivi in orbita nella telefonia e rende impossibile l'utilizzo delle comunicazioni satellitari nei sistemi in tempo reale.
Un altro svantaggio è l'invisibilità dell'orbita geostazionaria alle alte latitudini, che interferisce con la conduzione delle comunicazioni e delle trasmissioni televisive nelle regioni dell'Artico e dell'Antartide. Nelle situazioni in cui il sole e il satellite trasmettitore sono in linea con l'antenna ricevente, si verifica una diminuzione, e talvolta anche una completa assenza del segnale. Nelle orbite geostazionarie, a causa dell'immobilità del satellite, questo fenomeno è particolarmente pronunciato.
effetto Doppler
Questo fenomeno consiste nel modificare le frequenze delle vibrazioni elettromagnetiche con l'avanzamento reciproco del trasmettitore e del ricevitore. Il fenomeno è espresso da una variazione della distanza nel tempo, oltre che dal movimento dei veicoli artificiali in orbita. L'effetto si manifesta come l'instabilità della frequenza portante delle oscillazioni del satellite, che si somma all'instabilità della frequenza strumentale del ripetitore di bordo e della stazione di terra, che complica la ricezione dei segnali. L'effetto Doppler contribuisce a modificare la frequenza delle vibrazioni modulanti, che non possono essere controllate. Nel caso in cui vengano utilizzati in orbita i satelliti di comunicazione e di trasmissione televisiva diretta, questo fenomeno viene praticamente eliminato, ovvero non ci sono variazioni del livello del segnale nel punto di ricezione.
Atteggiamento nel mondo verso i campi geostazionari
La nascita dell'orbita spaziale ha creato molti interrogativi e problemi legali internazionali. Se ne occupano numerosi comitati, in particolare le Nazioni Unite. Alcuni paesi situati all'equatore hanno rivendicato l'estensione della loro sovranità alla parte del campo spaziale situata al di sopra del loro territorio. Gli stati hanno dichiarato che l'orbita geostazionaria è fattore fisico, che è associato all'esistenza del pianeta e dipende dal campo gravitazionale della Terra, quindi i segmenti del campo sono una continuazione del territorio dei loro paesi. Ma tali affermazioni sono state respinte, poiché esiste un principio di non appropriazione dello spazio esterno nel mondo. Tutti i problemi legati al funzionamento delle orbite e dei satelliti sono risolti a livello mondiale.
L'orbita geostazionaria con inclinazione zero e un'altitudine di 35.756 km rimane un'orbita strategicamente importante per i satelliti artificiali della Terra fino ad oggi. I satelliti posti in questa orbita ruotano attorno al centro della Terra con la stessa velocità angolare di superficie terrestre. Grazie a ciò, non sono necessarie antenne satellitari per tracciare i satelliti geostazionari: un satellite geostazionario per un determinato luogo sulla superficie terrestre si trova sempre in un punto del cielo.
Un esempio di una costellazione di satelliti per comunicazioni geostazionarie russi nel 2005:
Ma controllando l'ultimo grafico tramite il sito web di Gunther si evince che nel 2017 non sono stati lanciati più di 40 satelliti geostazionari, anche se questo numero include i lanci di satelliti su GPO (orbita di trasferimento geografico) e Orbite di tipo Molniya (Cosmo-2518). In connessione con questa discrepanza, ho cercato di valutare in modo indipendente la dinamica dei lanci annuali in orbita geostazionaria e la dinamica dei cambiamenti nella massa totale dei satelliti geostazionari lanciati utilizzando lo stesso sito di Gunther.
La maggior parte dei satelliti geostazionari viene lanciata orbite di geotrasferimento (GTO), e quindi, utilizzando i propri motori, stanno già sollevando il perielio ed entrando nell'orbita geostazionaria. Ciò è dovuto al desiderio di ridurre al minimo l'intasamento dell'orbita geostazionaria strategicamente importante (gli stadi superiori del LV sul GPO si esauriscono molto più velocemente che sul GEO a causa del basso perielio delle orbite). A questo proposito, la massa iniziale dei satelliti geostazionari è più spesso indicata durante il lancio iniziale al GPO. Pertanto, ho deciso di calcolare la massa dei satelliti geostazionari in GPO e includere nel calcolo anche i satelliti originariamente progettati per operare in GPO o altre orbite ellittiche tra orbite basse e geostazionarie (principalmente orbite di tipo Molniya). D'altra parte, in alcuni casi, i satelliti vengono lanciati direttamente in orbita geostazionaria (ad esempio, nel caso dei satelliti militari sovietici, russi e americani), inoltre, per i satelliti militari, la massa spesso è semplicemente sconosciuta (in questo caso , è necessario indicare il limite superiore delle capacità del veicolo di lancio durante il lancio su GPO). Al riguardo, i calcoli sono solo preliminari. Finora sono stati elaborati 35 anni su 60 era spaziale, e nel corso degli anni si verifica la seguente situazione:
1) Nel 2017 è stato infatti stabilito un nuovo record in termini di massa in uscita sulle orbite GPO e Molniya (192 tonnellate):
2) Non si registra una crescita significativa del numero di veicoli lanciati per questi tipi di orbite (la linea nera è una linea di tendenza):
3) Una situazione simile si osserva con il numero di lanci:
In generale, c'è una tendenza verso un costante aumento del traffico merci verso orbite alte altamente ellittiche. Medie decennale:
Di zona media oggetti spaziali ( area della sezione trasversale cumulativa, misurato in metri quadrati) i satelliti geostazionari sono ancora più superiori ai veicoli in orbita bassa (anche se prendiamo in considerazione gli stadi superiori - RB):
Ciò è probabilmente dovuto al gran numero di strutture dispiegabili per satelliti geostazionari (antenne, pannelli solari e batterie di termoregolazione).
Nel corso degli anni, anche il numero di satelliti operativi in orbita geostazionaria è in continua crescita. Solo nell'attuale decennio, il loro numero è passato da quattro a cinquecento:
Secondo il database dei satelliti attivi, il satellite relay è attualmente il più vecchio satellite attivo del GSO. TDRS-3 lanciato nel 1988. In totale, 40 dispositivi sono attualmente operativi presso il GSO, la cui età ha superato i 20 anni:
Il numero totale di satelliti geostazionari, tenendo conto delle orbite di dismissione, supera già il migliaio di satelliti (con quantità minima blocchi di accelerazione ( RB) missili in queste orbite):
Esempi di costellazioni geostazionarie di satelliti:
La crescente congestione nell'orbita geostazionaria continua la tendenza dei satelliti geostazionari a diventare più pesanti. Se il primo GSO i satelliti pesavano solo 68 kg, quindi nel 2017 Cina provato ad avviare una macchina da 7,6 tonnellate. È ovvio che il crescente sovraffollamento dell'orbita geostazionaria porterà in futuro alla creazione di grandi piattaforme geostazionarie con elementi riutilizzabili lì. Probabilmente, tali piattaforme risolveranno diversi problemi contemporaneamente: comunicazione e osservazione della superficie terrestre per la meteorologia, esigenze di difesa e così via.
Satellite per comunicazioni geostazionarie del peso di 7,6 tonnellate, realizzato sulla base di una nuova piattaforma cinese DFH-5
Come è noto, nel caso generale, qualsiasi satellite si muove su un'orbita ellittica. Un'ellisse è il luogo dei punti per i quali la somma delle distanze di due fuochi dati F1 e F2 è un valore costante uguale alla lunghezza dell'asse maggiore dell'ellisse:
2a \u003d r 1 + r 2. (1.1)
I fuochi F1 e F2 giacciono sull'asse maggiore dell'ellisse (Figura 1.2, a) su entrambi i lati del centro a distanza
La forma dell'ellisse è caratterizzata dall'eccentricità e = c/a. Per un'ellisse 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 \u003d a - e x. (1.3)
L'orbita del satellite (Figura 1.2, b) senza perturbazioni è un'ellisse, uno dei cui fuochi coincide con il centro di massa terrestre. Il punto di intersezione più vicino dell'asse focale con l'orbita ellittica è chiamato perigeo (P) e il punto più distante è chiamato apogeo (A).
La posizione di un satellite in orbita rispetto alla Terra può essere determinata da sei elementi kepleriani, due dei quali caratterizzano le dimensioni e la forma dell'orbita, tre: l'orientamento dell'orbita e la direzione del movimento del satellite e il sesto - la posizione del satellite in orbita. Questi sei elementi sono:
semiasse maggiore a,
eccentricità e,
inclinazione i,
longitudine del nodo ascendente Ω,
argomento periasse ω,
anomalia media M o . (tempo del satellite che passa per il perigeo)
La figura mostra un'orbita ellittica di un satellite nel sistema di coordinate geocentriche (equatoriali) assolute. L'inizio del sistema è allineato con il centro della Terra. L'asse OZ è diretto lungo l'asse di rotazione terrestre verso Polo Nord. L'asse OX giace sul piano equatoriale ed è diretto all'equinozio di primavera. L'asse y integra il sistema di coordinate destro cartesiane
Il semiasse maggiore dell'orbita a è calcolato con la formula (1.1) e caratterizza la distanza media del satellite in movimento dal centro della Terra. L'asse maggiore dell'orbita passa per il centro della Terra e collega i punti di apogeo e perigeo.
L'eccentricità orbitale e è il rapporto tra la distanza tra i fuochi e l'asse maggiore, e = c/a caratterizza la forma dell'orbita. Per le orbite dei satelliti, e ≤ 1. L'eccentricità delle orbite dei satelliti per comunicazioni radio, di regola, non supera 0,5. A e = 0, l'orbita è circolare, per cui le altezze dell'apogeo e del perigeo sono uguali. Un satellite si muove su un'orbita circolare a velocità costante. Quando ci si sposta lungo un'orbita ellittica, la velocità del satellite cambia, raggiungendo un massimo nella regione del perigeo e un minimo nella regione dell'apogeo.
Può essere diviso aspetto esteriore orbita in cinque gruppi:
e=0 - cerchio
0< е <1 - эллипс
e \u003d 1 - parabola
1< е < ∞ - гипербола
e =∞ - retta (caso degenerato)
L'inclinazione orbitale i è l'angolo diedro tra il piano dell'orbita e il piano dell'equatore (la linea di intersezione del piano dell'eclittica (l'equatore per i satelliti) (l'inclinazione dell'asse di rotazione terrestre è di circa 23,44°) con il piano dell'orbita del satellite), contato dal piano dell'equatore in senso antiorario per un osservatore situato nel punto del nodo ascendente (UA). Il nodo ascendente è il punto in cui il satellite passa dall'emisfero meridionale a quello settentrionale. Il punto opposto è chiamato nodo discendente. L'inclinazione è misurata in gradi angolari, minuti e secondi.
A seconda dell'inclinazione, le orbite si dividono in equatoriali (i ≈ 0°), inclinate (0° ≤ i ≤ 90°) e polari (i ≈ 90°).
Se 0 Se 90° Applicato al sistema solare, il piano dell'orbita terrestre (il piano dell'eclittica) viene solitamente scelto come piano di riferimento. I piani delle orbite di altri pianeti del sistema solare e della luna si discostano dal piano dell'eclittica solo di pochi gradi. Per i satelliti artificiali della Terra, il piano dell'equatore terrestre viene solitamente scelto come piano di riferimento. Per i satelliti di altri pianeti del sistema solare, viene solitamente scelto come piano di riferimento il piano dell'equatore del pianeta corrispondente. Per gli esopianeti e le stelle binarie, il piano dell'immagine viene preso come piano di riferimento. Conoscendo l'inclinazione di due orbite rispetto allo stesso piano di riferimento e le longitudini dei loro nodi ascendenti, è possibile calcolare l'angolo tra i piani di queste due orbite - la loro reciproca inclinazione, usando la formula del coseno dell'angolo. La longitudine del nodo ascendente dell'orbita Ω caratterizza la rotazione del piano delle orbite inclinate o polari attorno all'asse (ОZ) di rotazione terrestre. La longitudine del nodo ascendente è l'angolo situato nella regione equatoriale e misurato dalla direzione all'equinozio di primavera (asse OX) alla linea dei nodi. La longitudine del nodo ascendente è uno degli elementi di base dell'orbita, utilizzato per descrivere matematicamente l'orientamento del piano orbitale rispetto al piano di base. Specifica l'angolo nel piano di riferimento formato tra la direzione di riferimento al punto zero e la direzione al punto nodo ascendente dell'orbita, in corrispondenza del quale l'orbita interseca il piano di riferimento in direzione sud-nord. Per determinare i nodi ascendente e discendente si sceglie un certo piano (cosiddetto base) contenente il centro di attrazione. Come base, di solito usano il piano dell'eclittica (il movimento di pianeti, comete, asteroidi attorno al Sole), il piano dell'equatore del pianeta (il movimento dei satelliti attorno al pianeta), ecc. Punto zero - Il primo punto dell'Ariete (il punto dell'equinozio di primavera). L'angolo viene misurato in senso antiorario dalla direzione al punto zero. L'argomento del perigeo ω caratterizza l'orientamento dell'asse maggiore dell'ellisse nel piano dell'orbita. L'argomento del perigeo è stimato come la distanza angolare dal nodo ascendente (AS) al perigeo (P), contata nel piano orbitale nella direzione del movimento del satellite. L'argomento periasse è definito come l'angolo tra le direzioni dal centro di attrazione al nodo ascendente dell'orbita e al periapsi (il punto dell'orbita del satellite più vicino al centro di attrazione), ovvero l'angolo tra la linea di nodi e il linea di absidi. Contato dal baricentro in direzione del satellite, solitamente selezionato entro 0°-360°