Scurta descriere
Un satelit artificial al Pământului (AES) este o navă spațială care se rotește în jurul Pământului pe o orbită geocentrică.
Pentru a se deplasa pe orbită în jurul Pământului, dispozitivul trebuie să aibă o viteză inițială egală cu sau puțin mai mare decât viteza primei de evacuare.
Introducere ……………………………………………………………………………………….2
1 Clasificări ale tipurilor de sateliți…………………………………………………………………2
1.1. Sateliți de comunicații……………………………………………………………………….…2
2.1 Orbite sateliți artificiali Pământul……………………………………………….3
2.2 Împărțirea orbitelor sateliților…………………………………………………………….….6
2.2.1 Clasificarea orbitelor satelitului după înclinare…………….……...6
2.2.1.1 Orbitele ecuatoriale……………………………………………………………..7
2.2.1.2 Orbitele polare…………………………………………………………..7
2.2.1.3 Orbite sincrone cu Soare………………………………………………………….8
2.2.2 Clasificarea orbitelor satelitului după mărimea semiaxei majore…………….….9
2.2.2.1 Sateliți cu orbită joasă (LEO)………………………………………………9
2.2.2.2 Sateliți cu orbită medie (MEO)……………………………………………………..9
2.2.2.3 Orbitele sateliților geostaționari și geosincroni…………....9
2.2.2.4 Sateliți cu orbită înaltă (HEO)……………………………………………12
3 Concluzie………………………………………………………………………………..13
Referințe………………………………………………………………………...14
Fișiere: 1 fișier
Principiul de funcționare al unui vehicul de lansare cu mai multe etape de unică folosință este următorul: în timp ce prima etapă funcționează, restul, împreună cu sarcina utilă reală, poate fi considerată sarcina utilă a primei etape. După separarea sa, începe să funcționeze al doilea, care, împreună cu etapele ulterioare și cu adevărata sarcină utilă, formează o nouă rachetă independentă. Pentru a doua etapă, toate cele ulterioare (dacă există), împreună cu sarcina utilă adevărată, joacă rolul unei încărcături utile și așa mai departe, adică zborul său este caracterizat de mai multe etape, fiecare dintre acestea fiind, parcă, un etapă de comunicare a vitezei inițiale la alte rachete cu o singură treaptă incluse în componența sa. În acest caz, viteza inițială a fiecărei rachete ulterioare cu o singură etapă este egală cu viteza finală a celei anterioare. Respingerea primei etape și a următoarelor etape ale transportorului se efectuează după arderea completă a combustibilului din sistemul de propulsie.
Calea pe care o parcurge un vehicul de lansare atunci când lansează un satelit artificial pe orbită se numește calea de zbor. Se caracterizează prin zone active și pasive. Faza activă a zborului este zborul etapelor vehiculului de lansare cu motoarele pornite, faza pasivă este zborul unităților de rachete uzate după separarea lor de vehiculul de lansare.
Transportatorul, începând vertical (Fig. 1. tronson 1, situat la o altitudine de 185 ... 250 km), merge apoi spre tronsonul activ curbiliniu 2 în direcția est. În această secțiune, prima etapă asigură o scădere treptată a unghiului de înclinare a axei sale în raport cu orizontul local. Secțiunile 3, 4 - respectiv, secțiuni active ale zborului celei de-a doua și a treia etape, 5 - orbita satelitului, 6, 7 - secțiuni pasive ale zborului blocurilor de rachete din prima și a doua etapă
La lansarea unui satelit pe o orbită adecvată, ora și locul lansării vehiculului de lansare joacă un rol important. S-a calculat că este mai avantajos să localizați cosmodromul cât mai aproape de ecuator, deoarece la accelerarea spre est, vehiculul de lansare câștigă viteză suplimentară. Această viteză se numește viteza circumferențială a cosmodromului Vk, adică viteza de mișcare a acestuia în jurul axei Pământului datorită rotatie zilnica planete, adică la ecuator este egal cu 465 m/s, iar la latitudinea cosmodromului Baikonur
316 m/s. În practică, aceasta înseamnă că un satelit mai greu poate fi lansat de la același vehicul de lansare de la ecuator. Etapa finală a zborului vehiculului de lansare este lansarea satelitului pe orbită, a cărui formă este determinată de energia cinetică transmisă de satelit de la rachetă, adică viteza finală a purtătoarei. În cazul în care satelitului i se oferă cantitatea de energie suficientă pentru a-l lansa către OSG, vehiculul de lansare trebuie să-l aducă într-un punct la 35.875 km distanță de Pământ și, în același timp, să-l informeze despre o viteză de 3075 m/ s.
Viteza orbitală a unui satelit geostaționar este ușor de calculat. Înălțimea OSG deasupra suprafeței Pământului este de 35.786 km, raza OSG este cu 6.366 km mai mare (raza medie a Pământului), adică 42.241 km. Înmulțind valoarea razei GSO cu 2l (6,28), obținem circumferința ei - 265.409 km. Dacă o împărțim la durata zilei în secunde (86.400 s), obținem viteza orbitală a satelitului - o medie de 3,075 km/s, sau 3075 m/s.
De obicei, lansarea unui satelit de către un vehicul de lansare se realizează în patru etape: intrarea pe orbita inițială; intrarea pe orbita „de așteptare” (orbita de parcare); intrarea pe orbita de transfer; ieșire pe orbita finală.
2.2 Împărțirea orbitelor sateliților.
Împărțirea principală a orbitelor se face prin mărimea înclinației „i” a orbitei și prin valoarea semiaxei majore „a”. În plus, se poate distinge diviziunea în funcție de mărimea excentricității „e” - orbite joase eliptice și foarte eliptice. O reprezentare vizuală a modificării formei orbitei pentru diferite valori ale excentricității este dată în fig. 2.
Orez. 2. Schimbarea sub forma unei orbite eliptice la sensuri diferite excentricitatea „e”.
Clasificarea orbitelor satelitului după înclinare
În cazul general, înclinarea orbitei satelitului se află în intervalul 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.
În cazul general, parametrii orbitei vor evolua în funcție de înclinația „i”, de semiaxa majoră „a” și de excentricitatea „e”.
Orez. 3. Cazul general al unei orbite satelit cu o înclinare de 0°< "i" < 90°.
Orbitele ecuatoriale
O orbită ecuatorială este un caz extrem al unei orbite când înclinația „i” = 0° (Fig. 4). În acest caz, precesia și rotația orbitei vor fi maxime - până la 10°/zi și, respectiv, până la 20°/zi. Lățimea benzii de vizibilitate a satelitului, care este situată de-a lungul ecuatorului, este determinată de înălțimea acesteia deasupra suprafeței Pământului. Orbitele „i” cu înclinare joasă sunt adesea denumite „aproape ecuatoriale”.
Orez. 4. Orbita ecuatorială.
orbite polare
Orbita polară este al doilea caz extrem al orbitei, când înclinarea „i” = 90° (Fig. 5). În acest caz, nu există precesiune a orbitei, iar rotația orbitei are loc în direcția opusă rotației satelitului și nu depășește 5°/zi. Un astfel de satelit polar trece constant peste toate părțile suprafeței Pământului. Lățimea benzii de vizibilitate a satelitului este determinată de înălțimea acestuia deasupra suprafeței Pământului, dar mai devreme sau mai târziu satelitul poate fi văzut din orice punct. Orbitele cu o înclinare „i” apropiată de 90° sunt numite „subpolare”.
Orez. 5. Orbită polară.
Orbite sincrone cu Soarele
Orez. 6. Orbită soare-sincronă.
Orbită sincronă a soarelui (SSO) - un fel special o orbită folosită adesea de sateliții care fac fotografii ale suprafeței Pământului. Este o orbită cu asemenea parametri încât satelitul trece peste orice punct de pe suprafața pământului la aproximativ aceeași oră solară locală. Mișcarea unui astfel de satelit este sincronizată cu mișcarea liniei de terminare pe suprafața Pământului - datorită acestui fapt, satelitul poate zbura întotdeauna peste granița unui teritoriu iluminat și neluminat de soare sau întotdeauna într-o zonă iluminată. , sau invers - întotdeauna noaptea, iar condițiile de iluminare atunci când zburați deasupra aceluiași punct al Pământului sunt întotdeauna aceleași. Pentru a obține acest efect, orbita trebuie să preceadă în direcția opusă rotației Pământului (adică la est) cu 360° pe an pentru a compensa rotația Pământului în jurul Soarelui. Astfel de condiții sunt îndeplinite numai pentru o anumită gamă de înălțimi și înclinări ale orbitei - de regulă, acestea sunt înălțimi de 600-800 km, iar înclinarea „i” ar trebui să fie de aproximativ 98°, adică. AES pe orbitele sincrone cu soarele au mișcare inversă (Fig. 6). Odată cu creșterea altitudinii de zbor a unui satelit, înclinația ar trebui să crească, din cauza căreia nu va zbura peste regiunile polare. De regulă, orbitele sincrone cu soarele sunt aproape circulare, dar pot fi, de asemenea, vizibil eliptice. Din cauza influenței perturbărilor, satelitul iese treptat din sincronizare și, prin urmare, trebuie să își corecteze periodic orbita cu ajutorul motoarelor.
Clasificarea orbitelor sateliților în funcție de semiaxa majoră
A doua clasificare este în funcție de dimensiunea semi-axei majore și, mai precis, în funcție de înălțimea deasupra suprafeței Pământului.
Sateliți cu orbită joasă (LEO)
Sateliții cu orbită joasă (LEO (rusă), Fig. 7, a) sunt de obicei considerați a fi sateliți cu altitudini cuprinse între 160 km și 2000 km deasupra suprafeței Pământului. Astfel de orbite (și sateliți) în literatura în limba engleză se numesc LEO (din engleză „Low Earth Orbit”). Orbitele LEO sunt supuse perturbațiilor maxime din câmpul gravitațional al Pământului și al atmosferei sale superioare. Viteza unghiulară a sateliților LEO este maximă - de la 0,2 ° / s la 2,8 ° / s, perioadele de revoluție sunt de la 87,6 minute la 127 de minute.
Orez. 7. Sateliți pe orbită joasă (a) și sateliți pe orbită medie (b).
Sateliți pe orbită medie (MEO)
Sateliții cu orbită medie (SOS (rusă) sau „MEO” - din engleza „Medium Earth Orbit”) sunt de obicei considerați sateliți cu altitudini de la 2000 km la 35786 km deasupra suprafeței Pământului (Fig. 7, b). Limita inferioară este determinată de limita LEO și limita superioară de orbita satelitului geostaționar. Această zonă este „ocupată” în principal de sateliți de navigație („sateliți „NAVSTAR” ai sistemului „GPS” zboară la o altitudine de 20.200 km, sateliți ai sistemului „GLONASS” - la o altitudine de 19.100 km) și comunicații care acoperă suprafața Pământului. stâlpi. Perioada de circulație este de la 127 de minute la 24 de ore. Viteza unghiulară - unități și fracții de minut de arc pe secundă.
Orbite sateliților geostaționari și geosincroni
Sateliții geostaționari (GSS (rusă), sau „GSO” - din engleza „Geosynchronous Orbit”) sunt sateliți care au o perioadă de revoluție în jurul Pământului egală cu zilele siderale (siderale) - 23h 56m 4.09s. Dacă înclinația „i” a orbitei este zero, atunci astfel de orbite se numesc geostaționare (Fig. 8, a). Sateliții geostaționari zboară la o altitudine de 35.786 km deasupra suprafeței Pământului. pentru că perioada lor de revoluție coincide cu perioada de revoluție a Pământului în jurul axei sale, apoi astfel de sateliți „atârnă” pe cer într-un singur loc (Fig. 9). Dacă înclinarea „i” nu este egală cu zero, atunci astfel de sateliți sunt numiți geosincroni (Fig. 8, b). În realitate, mulți sateliți geostaționari au o înclinare ușoară și sunt supuși perturbațiilor de la Lună și Soare și, prin urmare, descriu figuri de pe cer sub formă de „opt”, alungite în direcția nord-sud.
Orez. 8. Sateliți geostaționari (a) și geosincroni (b).
Dacă vorbim despre tipul traiectoriei GSS, atunci aceasta este determinată de valoarea înclinației „i”, excentricitatea „e” și argumentul perigeului „Wp a orbitei satelitului (Fig. 10). excentricitatea și înclinarea orbitei sunt zero, apoi punctul sub-satelit este fix și este proiectat într-un anumit punct La o excentricitate diferită de zero și înclinare zero, GSS „desenează” un segment la suprafață, deplasându-se de la est la vest și înapoi, deplasându-se din poziția zero cu cel mult ΔLmax = 114,6° e, adică la excentricitatea e=0,01, deplasarea nu va fi mai mare de 1,2 ° Dacă înclinarea este diferită de zero și excentricitatea este zero, atunci GSS „desenează” clasicele „opturi” - înălțimea unghiulară 2Θ a figurii este egală cu dublul valorii înclinării i a orbitei, lățimea maximă ΔLmax este calculată prin formula 0,044 i2 (înclinarea „i” este dată în grade). În cel mai general caz, cu „i” și „e” diferit de zero, traseul GSS de pe suprafața Pământului este o „figura opt înclinată”, înălțimea unghiulară 2Θ = i, lățimea maximă ΔLm ax = 114,6°·e, iar „opt” se obține doar dacă argumentul perigeului „Wp” al orbitei este 0° și 180°, în alte cazuri se obține o figură mai complexă, ceva între un oval și un „opt”.
Orez. Fig. 10. Tipuri de urme GSS pe suprafața Pământului în funcție de înclinația „i”, excentricitatea „e” și argumentul perigeului „Wp” a orbitei.
Orbita geostaționară este limitată ca dimensiune și se află în planul ecuatorului Pământului. Raza sa este de 42164 km de centrul Pământului. Coordonatele cerești ale unui satelit geostaționar pe orbită geostaționară ar fi teoretic constante. Principalele motive care distorsionează mișcarea Kepleriană a unui satelit geostaționar pasiv sunt perturbațiile gravitaționale (non-sfericitatea geopotențialului, perturbații lunar-solare), iar pentru GSS cu un raport mare dintre suprafață și masă, există și o negravitație. factor (presiune ușoară). Ca urmare a acțiunii forțelor perturbatoare, satelitul derivă, schimbând perioada de rotație în jurul Pământului. Diferența dintre perioada de rotație a GSS și cea teoretică duce la faptul că longitudinea medie a GSS se modifică în timp: satelitul se deplasează încet de la vest la est dacă perioada sa de revoluție în jurul Pământului este mai mică decât o zi sideală și de la est la vest altfel. Diferența excentricității „e” față de zero duce și la faptul că se modifică longitudinea sub-satelit a GSS. Are loc o ușoară modificare a longitudinii (cu o perioadă de aproximativ 12 ore și o amplitudine proporțională cu pătratul înclinării orbitale) și a latitudinii (cu o perioadă de 24 de ore și o amplitudine egală cu înclinația „i” însăși). Drept urmare, punctul sub-satelit descrie bine-cunoscutele „opt” de pe suprafața Pământului.
Există o singură orbită geostaționară în jurul Pământului. Lansările de sateliți GSO au început în 1963. La începutul secolului al XXI-lea, peste 40 de țări de pe planetă au proprii lor sateliți geostaționari. În fiecare an, pe GEO sunt lansați zeci de sateliți, iar orbita este, de asemenea, umplută treptat cu sateliți uzați. Exploziile au loc tot timpul
vehicule folosite și vehiculele de lansare ale acestora. Aceste explozii generează zeci de sute de fragmente spațiale care pot dezactiva dispozitivele de lucru. Înfundarea acestei orbite cu resturi spațiale poate duce la consecințe ireversibile - imposibilitatea funcționării stabile a sateliților. Deșeurile spațiale din GSO, spre deosebire de orbitele apropiate ale Pământului, se pot roti în jurul Pământului timp de milenii, amenințând să se ciocnească cu navele spațiale în funcțiune. De la sfârșitul secolului al XX-lea, problema poluării cu OSG a devenit o problemă de mediu globală, la scară largă.
În conformitate cu Convenția internațională a ONU privind utilizarea pașnică a spațiului cosmic și cerințele Comitetului Internațional de Radio (pentru a evita interferența radio cu GSS-urile învecinate), distanța unghiulară dintre GSS nu trebuie să fie mai mică de 0,5°. Astfel, teoretic, numărul de GSS-uri situate la o distanță sigură pe GSO nu ar trebui să fie mai mare de 720 de bucăți. În ultimul deceniu, această distanță între GSS-uri nu a fost menținută. Pentru 2011, numărul de OSG catalogate a depășit deja peste 1500. La acestea se mai pot adăuga peste 600 de obiecte extrem de eliptice care traversează periodic OSG și peste 200 de sateliți militari lansați pe OSG în interesul Ministerului Apărării și Informații din diferite țări, care nu sunt cuprinse în catalogul disponibil public al comandamentului comun al sistemului de avertizare timpurie SUA și Canada (NORAD).
Se obișnuiește să se facă referire la sateliți geostaționari cu perioade de la 22 h la 26 h, excentricități „e” nu mai mult de 0,3 și înclinări ale planului orbital față de planul ecuatorului „i” până la 15°, dar în unele surse puteți găsi o clasificare mai detaliată și limite mai rigide.
Sateliți pe orbită înaltă (HEO)
Sateliții cu orbită înaltă (VOS (rusă), sau „HEO” - din engleză „High Earth Orbit”) sunt sateliți care ating înălțimi de peste 35786 km deasupra suprafeței Pământului, adică. zburând deasupra sateliților geostaționari (vezi Fig. 10). Orbitele pot avea o excentricitate semnificativă (de exemplu, sateliții din seria Meridian, Molniya) - în acest caz se numesc extrem de eliptice (HES) sau pot fi aproape circulare (de exemplu, satelitul Vela (aceiași sateliți pe care la sfârşitul exploziilor de raze Gamma au fost descoperite în anii 1960)).
Orez. 13. orbita WES.
Traiectoriile de mișcare ale navelor spațiale artificiale diferă de orbitele corpurilor cerești naturale: adevărul este că în primul caz există așa-numitele „zone active”. Acestea sunt zonele orbitele satelitului pe care se deplasează prin pornirea motorului cu reacție. Astfel, calculul traiectoriei mișcării navelor spațiale este o sarcină complexă și responsabilă, de care se ocupă specialiștii din domeniul astrodinamicii.
Fiecare sistem de satelit are o anumită stare, în funcție de scopul satelitului, de locația acestuia, de acoperirea zonei de serviciu, de proprietatea atât a navei spațiale în sine, cât și a stației terestre care îi primește semnalele. În funcție de stare, sistemele prin satelit sunt:
- Internațional (regional sau global);
- Naţional;
- Departamental.
În plus, toate orbitele sunt subdivizate pe geostaționare și negeostationare (la rândul lor, împărțite în LEO - orbita joasă, MEO - altitudine medie și HEO - eliptică). Să aruncăm o privire mai atentă la aceste clase.
Geostaționară orbitele satelitului
Acest tip de orbită este cel mai adesea folosit pentru a găzdui nave spațiale, deoarece are avantaje semnificative: comunicarea continuă non-stop este posibilă și practic nu există nicio schimbare de frecvență. Sateliții geostaționari se află la o altitudine de aproximativ 36.000 km deasupra suprafeței Pământului și se deplasează cu viteza de rotație a acestuia, parcă „atârnând” peste un anumit punct de pe ecuator, „punctul sub-satelit”. Cu toate acestea, de fapt, poziția unui astfel de satelit nu este staționară: experimentează o oarecare „derire” din cauza unui număr de factori, ca urmare, orbita se schimbă ușor în timp.
După cum sa menționat deja, un satelit geostaționar practic nu necesită întreruperi în funcționare, deoarece nu există o mișcare reciprocă a navei spațiale și a stației sale terestre. Un sistem format din trei sateliți de acest tip este capabil să acopere aproape întreaga suprafață a pământului.
În același timp, astfel de sisteme nu sunt lipsite de anumite dezavantaje, principalul dintre acestea fiind o anumită întârziere a semnalului. Prin urmare, sateliții aflați pe orbite geostaționare sunt cel mai adesea folosiți pentru transmisii radio și televiziune, în care întârzierile în ambele direcții de 250 ms nu afectează calitatea semnalului. Întârzierile în sistemul de comunicații radiotelefonice se dovedesc a fi mult mai vizibile (ținând cont de procesarea semnalului în rețelele terestre, timpul total este deja de aproximativ 600 ms). În plus, aria de acoperire a unor astfel de sateliți nu include regiuni de latitudine mare (peste 76,50° N și S), adică acoperirea cu adevărat globală nu este garantată.
În legătură cu dezvoltarea rapidă a comunicațiilor prin satelit, în ultimul deceniu, orbita geostaționară a devenit „aglomerată”, iar problemele apar cu desfășurarea de noi dispozitive. Faptul este că, în conformitate cu standardele internaționale, nu pot fi plasați mai mult de 360 de sateliți pe orbită aproape ecuatorială, altfel vor apărea interferențe reciproce.
La mijlocul altitudinii orbitele satelitului
Sistemele de satelit de acest tip au început să fie dezvoltate de companiile angajate inițial în producția de nave spațiale geostaționare. Orbita de altitudine medie oferă performanțe de comunicare mai bune pentru abonații de telefonie mobilă, deoarece fiecare utilizator de telefonie mobilă este în domeniul atingerii mai multor sateliți în același timp; întârziere totală - nu mai mult de 130 ms.
Locația unui satelit negeostaționar este limitată de așa-numitele centuri de radiație Van Allen, centuri spațiale de particule încărcate care au fost „capturate” camp magnetic Pământ. Prima dintre centurile stabile de radiații mari este situată la o altitudine de aproximativ 1500 km de suprafața planetei, domeniul său de aplicare este de câteva mii de kilometri. A doua centură, cu aceeași intensitate mare (10.000 de impulsuri/s), este situată la 13.000–19.000 km de Pământ.
Un fel de „pistă” pentru sateliți de altitudine medie este situat între prima și a doua centură de radiații, adică la o altitudine de 5000-15000 km. Aceste dispozitive sunt mai slabe decât cele geostaționare, prin urmare, este necesar un grup orbital de 8-12 sateliți pentru a acoperi complet suprafața Pământului (de exemplu, Spaceway NGSO, ICO, Rostelesat); fiecare satelit se află în zona de vizibilitate radio a stației de la sol pentru o perioadă scurtă de timp, aproximativ 1,5-2 ore.
Tururi joase orbitele satelitului
Sateliții pe orbite joase (700-1500 km) au unele avantaje față de alte nave spațiale în ceea ce privește caracteristicile energetice, cu toate acestea, pierd în durata sesiunilor de comunicare, precum și în durata de viață generală. Perioada orbitală a satelitului, în medie, este de 100 de minute, în timp ce aproximativ 30% din acest timp rămâne pe partea umbră a planetei. Bateriile reîncărcabile de bord sunt capabile să experimenteze aproximativ 5000 de cicluri de încărcare / descărcare pe an, ca urmare - durata lor de viață nu depășește 5-8 ani.
Alegerea unei astfel de înălțimi pentru sistemele de sateliti pe orbită joasă nu este întâmplătoare. La o altitudine mai mică de 700 km, densitatea atmosferică este relativ mare, ceea ce determină „degradarea” orbitei – o abatere treptată de la curs, ceea ce necesită costuri crescute de combustibil pentru menținerea acesteia. La o altitudine de 1500 km începe prima centură Van Allen, în zona de radiații a cărei funcționare a echipamentelor de bord este practic imposibilă.
Cu toate acestea, din cauza altitudinii scăzute a orbitei, este necesară o constelație orbitală de cel puțin 48 de nave spațiale pentru a acoperi întregul teritoriu al Pământului. Perioada de rotație pe aceste orbite este de 90 min-2 h, în timp ce timpul maxim de ședere a satelitului în zona de vizibilitate radio este de doar 10-15 min.
Orbite eliptice
Eliptic Orbitele satelitului Pământului sunt sincrone, adică fiind lansate pe orbită, se rotesc cu viteza planetei, iar perioada de revoluție este multiplu de zile. În prezent, se folosesc mai multe tipuri de astfel de orbite: Archi-medes, Borealis, „Tundra”, „Fulger”.
Viteza unui satelit eliptic la apogeu (când ajunge în vârful „elipsei”) este mai mică decât la perigeu, astfel încât în această perioadă dispozitivul se poate afla în zona de vizibilitate radio a unei anumite regiuni mai lungă decât un satelit cu orbită circulară . Sesiunile de comunicare, de exemplu, la Molniya durează 8-10 ore, iar un sistem de trei sateliți este capabil să mențină comunicații globale non-stop.
Ce este orbita geostaționară? Acesta este un câmp circular, care este situat deasupra ecuatorului Pământului, de-a lungul căruia se rotește un satelit artificial viteză unghiulară rotația planetei în jurul axei sale. Nu își schimbă direcția în sistemul de coordonate orizontal, ci atârnă nemișcat pe cer. Orbita geostaționară a Pământului (GSO) este un fel de câmp geosincron și este folosită pentru a găzdui comunicații, transmisii de televiziune și alți sateliți.
Ideea de a folosi dispozitive artificiale
Însuși conceptul de orbită geostaționară a fost inițiat de inventatorul rus K. E. Tsiolkovsky. În lucrările sale, el și-a propus să populeze spațiul cu ajutorul stațiilor orbitale. Oamenii de știință străini au descris, de asemenea, activitatea câmpurilor spațiale, de exemplu, G. Oberth. Persoana care a dezvoltat conceptul de utilizare a orbitei pentru comunicare este Arthur Clarke. În 1945, a publicat un articol în revista Wireless World, unde descrie avantajele câmpului geostaționar. Pentru munca activă în acest domeniu în onoarea omului de știință, orbita și-a primit al doilea nume - „Centura lui Clark”. Mulți teoreticieni s-au gândit la problema implementării unei conexiuni calitative. Deci, Herman Potochnik a exprimat în 1928 ideea cum pot fi utilizați sateliții geostaționari.
Caracteristicile „centurii Clark”
Pentru ca o orbită să fie numită geostaționară, trebuie să îndeplinească o serie de parametri:
1. Geosincronia. Această caracteristică include un câmp care are o perioadă corespunzătoare perioadei de revoluție a Pământului. Un satelit geosincron își încheie orbita în jurul planetei într-o zi sideală, care este de 23 de ore, 56 de minute și 4 secunde. Același timp este necesar pentru ca Pământul să finalizeze o revoluție într-un spațiu fix.
2. Pentru a menține un satelit într-un anumit punct, orbita geostaționară trebuie să fie circulară, cu înclinație zero. Un câmp eliptic va avea ca rezultat o deplasare fie la est, fie la vest, deoarece nava spațială se mișcă diferit în anumite puncte ale orbitei sale.
3. „Punctul de plutire” al mecanismului spațial trebuie să fie pe ecuator.
4. Amplasarea sateliților pe orbită geostaționară ar trebui să fie astfel încât un număr mic de frecvențe destinate comunicării să nu conducă la suprapunerea frecvențelor diferitelor dispozitive în timpul recepției și transmisiei, precum și să excludă coliziunea acestora.
5. Suficient propulsor pentru a menține nava spațială staționară.
Orbita geostaționară a unui satelit este unică prin faptul că numai prin combinarea parametrilor săi este posibil să se obțină imobilitatea aparatului. O altă caracteristică este capacitatea de a vedea Pământul la un unghi de șaptesprezece grade de la sateliții aflați în câmpul spațial. Fiecare dispozitiv acoperă aproximativ o treime din suprafața orbitală, astfel încât trei mecanisme sunt capabile să acopere aproape întreaga planetă.
sateliți artificiali
Sateliții au fost lansati de multe țări și companii. Primul aparat artificial din lume a fost creat în URSS și a zburat în spațiu pe 4 octombrie 1957. El a purtat numele „Sputnik-1”. În 1958, Statele Unite au lansat un al doilea dispozitiv, Explorer 1. Primul satelit lansat de NASA în 1964 a fost numit Syncom-3. Dispozitivele artificiale sunt de cele mai multe ori nereturnabile, dar există acelea care se întorc parțial sau complet. Sunt folosite pentru a efectua cercetare științifică si rezolvarea diverselor probleme. Deci, există sateliți militari, de cercetare, de navigație și alții. Sunt lansate și dispozitivele create de angajați ai universității sau radioamatori.
"Punctul de oprire"
Sateliții geostaționari sunt localizați la o altitudine de 35.786 de kilometri deasupra nivelului mării. Această înălțime oferă o perioadă de revoluție care corespunde perioadei de circulație a Pământului în raport cu stelele. Vehiculul artificial este staționar, așa că locația sa pe orbită geostaționară este numită „punctul stației”. Hovering asigură o conexiune constantă pe termen lung, odată ce antena este orientată, aceasta va fi întotdeauna direcționată către satelitul corect.
Circulaţie
Sateliții pot fi transferați de pe o orbită de joasă altitudine pe una geostaționară folosind câmpuri de geo-transfer. Acestea din urmă sunt o cale eliptică cu un punct la altitudine joasă și un vârf la o altitudine care este aproape de cercul geostaționar. Un satelit care a devenit inutilizabil pentru lucrări ulterioare este trimis pe o orbită de eliminare situată la 200-300 de kilometri deasupra GEO.
Altitudinea orbitei geostaționare
Un satelit dintr-un anumit câmp se menține la o anumită distanță de Pământ, nici apropiindu-se, nici îndepărtându-se. Este întotdeauna situat deasupra unui punct de pe ecuator. Pe baza acestor caracteristici, rezultă că forțele gravitației și forța centrifugă echilibrează reciproc. Înălțimea orbitei geostaționare este calculată prin metode bazate pe mecanica clasică. Aceasta ia în considerare corespondența forțelor gravitaționale și centrifuge. Valoarea primei mărimi este determinată folosind legea gravitației universale a lui Newton. Indicele forței centrifuge se calculează prin înmulțirea masei satelitului cu accelerația centripetă. Rezultatul egalității maselor gravitaționale și inerțiale este concluzia că înălțimea orbitei nu depinde de masa satelitului. Prin urmare, orbita geostaționară este determinată doar de înălțimea la care forța centrifugă este egală ca valoare absolută și opusă ca direcție forței gravitaționale create de atracția Pământului la o înălțime dată.
Din formula pentru calcularea accelerației centripete, puteți găsi viteza unghiulară. Raza orbitei geostaționare este, de asemenea, determinată de această formulă sau prin împărțirea constantei gravitaționale geocentrice la viteza unghiulară la pătrat. Are 42164 de kilometri. Având în vedere raza ecuatorială a Pământului, obținem o înălțime egală cu 35786 de kilometri.
Calculele pot fi făcute în alt mod, pe baza afirmației că înălțimea orbitei, care este distanța de la centrul Pământului, cu viteza unghiulară a satelitului, care coincide cu mișcarea de rotație a planetei, dă naștere la viteza liniară, care este egal cu primul spațiu la o înălțime dată.
viteza pe orbită geostaționară. Lungime
Acest indicator este calculat prin înmulțirea vitezei unghiulare cu raza câmpului. Valoarea vitezei pe orbită este de 3,07 kilometri pe secundă, ceea ce este mult mai mică decât prima viteză spațială pe calea apropiată de Pământ. Pentru a reduce exponentul, este necesar să măriți raza orbitei de mai mult de șase ori. Lungimea se calculează înmulțind pi cu raza cu doi. Are 264924 de kilometri. Indicatorul este luat în considerare atunci când se calculează „punctele verticale” ale sateliților.
Influența forțelor
Parametrii orbitei de-a lungul căreia circulă mecanismul artificial se pot modifica sub influența perturbațiilor gravitaționale lunar-solare, a neomogenității câmpului Pământului și a elipticității ecuatorului. Transformarea câmpului se exprimă în fenomene precum:
- Deplasarea unui satelit de la poziția sa de-a lungul orbitei către punctele de echilibru stabil, care sunt numite găuri potențiale în orbita geostaționară.
- Unghiul de înclinare al câmpului față de ecuator crește într-un anumit ritm și atinge 15 grade o dată la 26 de ani și 5 luni.
Pentru a menține satelitul la „punctul de oprire” dorit, acesta este echipat cu un sistem de propulsie, care este pornit de mai multe ori la fiecare 10-15 zile. Deci, pentru a compensa creșterea înclinării orbitei, se folosește corecția „nord-sud”, iar pentru a compensa deriva de-a lungul câmpului, se folosește corecția „vest-est”. Pentru a regla calea satelitului pe toată perioada de funcționare a acestuia, este necesară o cantitate mare de combustibil la bord.
Sisteme de propulsie
Alegerea dispozitivului este determinată de caracteristicile tehnice individuale ale satelitului. De exemplu, un motor de rachetă chimic are o alimentare cu combustibil și funcționează cu componente cu punct de fierbere ridicat pentru depozitare pe termen lung (tetroxid de diazot, dimetilhidrazină asimetrică). Dispozitivele cu plasmă au o forță semnificativ mai mică, dar datorită funcționării îndelungate, care se măsoară în zeci de minute pentru o singură mișcare, pot reduce semnificativ cantitatea de combustibil consumată la bord. Acest tip de sistem de propulsie este folosit pentru a manevra satelitul într-o altă poziție orbitală. Principalul factor limitator în durata de viață a dispozitivului este alimentarea cu combustibil pe orbită geostaționară.
Dezavantajele unui câmp artificial
Un defect semnificativ în interacțiunea cu sateliții geostaționari sunt întârzierile mari în propagarea semnalului. Deci, la o viteză a luminii de 300 de mii de kilometri pe secundă și o altitudine orbitală de 35.786 de kilometri, mișcarea fasciculului Pământ-satelit durează aproximativ 0,12 secunde, iar fasciculul Pământ-satelit-Pământ durează 0,24 secunde. Luând în considerare întârzierea semnalului în echipamentele și sistemele de transmisie prin cablu ale serviciilor terestre, întârzierea totală a semnalului „sursă - satelit - receptor” ajunge la aproximativ 2-4 secunde. Un astfel de indicator complică semnificativ utilizarea dispozitivelor pe orbită în telefonie și face imposibilă utilizarea comunicațiilor prin satelit în sistemele în timp real.
Un alt dezavantaj este invizibilitatea orbitei geostaționare de la latitudini înalte, care interferează cu conducerea transmisiilor de comunicații și televiziune în regiunile arctice și antarctice. În situațiile în care soarele și satelitul emițător sunt în linie cu antena de recepție, există o scădere și uneori chiar o absență completă a semnalului. Pe orbitele geostaționare, datorită imobilității satelitului, acest fenomen este deosebit de pronunțat.
efectul Doppler
Acest fenomen constă în modificarea frecvenţelor vibraţiilor electromagnetice odată cu avansarea reciprocă a emiţătorului şi receptorului. Fenomenul este exprimat printr-o modificare a distanței în timp, precum și prin deplasarea vehiculelor artificiale pe orbită. Efectul se manifestă ca instabilitatea frecvenței purtătoare a oscilațiilor satelitului, care se adaugă instabilității de frecvență instrumentală a repetitorului de bord și a stației terestre, ceea ce complică recepția semnalelor. Efectul Doppler contribuie la modificarea frecvenței vibrațiilor modulante, care nu poate fi controlată. În cazul în care pe orbită se folosesc sateliți de comunicație și televiziune directă, acest fenomen este practic eliminat, adică nu există modificări ale nivelului semnalului la punctul de recepție.
Atitudinea lumii față de câmpurile geostaționare
Nașterea orbitei spațiale a creat multe întrebări și probleme juridice internaționale. O serie de comitete, în special Națiunile Unite, se ocupă de acestea. Unele țări situate pe ecuator au pretins extinderea suveranității lor asupra părții din câmpul spațial situat deasupra teritoriului lor. Statele au declarat că orbita geostaționară este factor fizic, care este asociat cu existența planetei și depinde de câmpul gravitațional al Pământului, deci segmentele câmpului sunt o continuare a teritoriului țărilor lor. Dar astfel de afirmații au fost respinse, deoarece există un principiu al neînsușirii spațiului cosmic în lume. Toate problemele asociate cu funcționarea orbitelor și a sateliților sunt rezolvate la nivel mondial.
Orbita geostaționară cu înclinație zero și o altitudine de 35.756 km rămâne o orbită importantă din punct de vedere strategic pentru sateliții artificiali de pe Pământ până în prezent. Sateliții plasați pe această orbită se învârt în jurul centrului Pământului cu aceeași viteză unghiulară ca suprafața pământului. Datorită acestui fapt, nu este nevoie de antene de satelit pentru a urmări sateliții geostaționari - un satelit geostaționar pentru un anumit loc de pe suprafața Pământului este întotdeauna situat într-un punct al cerului.
Un exemplu de constelație de sateliți de comunicații geostaționari ruși în 2005:
Dar verificarea celui mai recent grafic folosind site-ul lui Gunther arată că nu au fost lansati mai mult de 40 de sateliți geostaționari în 2017, chiar dacă acest număr include lansările de sateliți pe GPO (orbita de geotransfer)Și Orbite de tip Molniya (Cosmos-2518). În legătură cu această discrepanță, am încercat să evaluez independent dinamica lansărilor anuale pe orbită geostaționară și dinamica modificărilor masei totale a sateliților geostaționari lansați folosind același site Gunther.
Majoritatea sateliților geostaționari sunt lansati pe orbite de geotransfer (GTO), iar apoi, folosind propriile lor motoare, ridică deja periheliul și intră pe orbita geostaționară. Acest lucru se datorează dorinței de a minimiza înfundarea orbitei geostaționare importante din punct de vedere strategic (stadiile superioare ale LV pe GPO se ard mult mai repede decât pe GEO din cauza periheliului scăzut al orbitelor). În acest sens, masa inițială a sateliților geostaționari este cel mai adesea indicată în timpul lansării inițiale către GPO. Prin urmare, am decis să calculez masa sateliților geostaționari în GPO și, de asemenea, să includ în calcul sateliți care au fost proiectați inițial să funcționeze în GPO sau alte orbite eliptice între orbite joase și geostaționare (în principal orbite de tip Molniya). Pe de altă parte, în unele cazuri, sateliții sunt lansați direct pe orbită geostaționară (de exemplu, în cazul sateliților militari sovietici, ruși și americani), în plus, pentru sateliții militari, masa este adesea pur și simplu necunoscută (în acest caz , este necesar să se indice limita superioară a capacităților vehiculului de lansare la lansarea pe GPO). În acest sens, calculele sunt doar preliminare. Până acum au fost procesați 35 din 60 de ani era spatiala, iar de-a lungul anilor are loc următoarea situație:
1) În 2017, a fost într-adevăr stabilit un nou record în ceea ce privește masa de ieșire pe orbitele GPO și Molniya (192 de tone):
2) Nu există o creștere semnificativă a numărului de vehicule lansate pentru aceste tipuri de orbite (linia neagră este o linie de tendință):
3) O situație similară se observă cu numărul de lansări:
În general, există o tendință către o creștere constantă a traficului de mărfuri către orbite înalte extrem de eliptice. Medii deceniale:
De suprafata medie obiecte spațiale ( aria secțiunii transversale cumulative, măsurat în metri patrati) sateliții geostaționari sunt și mai superiori vehiculelor pe orbită joasă (chiar dacă luăm în considerare etapele superioare - R.B.):
Acest lucru se datorează probabil numărului mare de structuri dislocabile pentru sateliți geostaționari (antene, panouri solare și baterii de termoreglare).
De-a lungul anilor, numărul de sateliți operaționali pe orbită geostaționară a crescut și el în mod continuu. Numai în deceniul actual, numărul lor a crescut de la patru la cinci sute:
Conform bazei de date cu sateliți activi, satelitul releu este în prezent cel mai vechi satelit activ din GSO. TDRS-3 lansat in 1988. În total, la GSO funcționează în prezent 40 de dispozitive, a căror vechime a depășit 20 de ani:
Numărul total de sateliți geostaționari, ținând cont de orbitele de eliminare, depășește deja o mie de sateliți (cu un număr minim de trepte superioare ( R.B.) rachete pe aceste orbite):
Exemple de constelații geostaționare de sateliți:
Congestia tot mai mare pe orbita geostaționară continuă tendința de a deveni mai grei a sateliților geostaționari. Dacă primul GSO sateliții cântăreau doar 68 kg, apoi în 2017 China a încercat să pornească o mașină de 7,6 tone. Este evident că supraaglomerarea tot mai mare a orbitei geostaționare va duce în viitor la crearea de platforme geostaționare mari acolo cu elemente reutilizabile. Probabil, astfel de platforme vor rezolva mai multe probleme deodată: comunicarea și observarea suprafeței Pământului pentru meteorologie, nevoi de apărare și așa mai departe.
Sateliți de comunicații geostaționari cu o greutate de 7,6 tone, creat pe baza unei noi platforme chineze DFH-5
După cum se știe, în cazul general, orice satelit se mișcă pe o orbită eliptică. O elipsă este locul punctelor pentru care suma distanțelor la două focare date F1 și F2 este o valoare constantă egală cu lungimea axei majore a elipsei:
2a \u003d r 1 + r 2. (1,1)
Focalele F1 și F2 se află pe axa majoră a elipsei (Figura 1.2, a) de ambele părți ale centrului la distanță
Forma elipsei se caracterizează prin excentricitatea e = c/a. Pentru o elipsă 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)
Orbita satelitului (Figura 1.2, b) fără perturbații este o elipsă, unul dintre focarele căreia coincide cu centrul de masă al Pământului. Cel mai apropiat punct de intersecție a axei focale cu orbita eliptică se numește perigeu (P), iar punctul cel mai îndepărtat se numește apogeu (A).
Poziția unui satelit pe orbită în raport cu Pământul poate fi determinată de șase elemente Kepleriene, dintre care două caracterizează dimensiunea și forma orbitei, trei - orientarea orbitei și direcția de mișcare a satelitului, iar al șaselea - poziția satelitului pe orbită. Aceste șase elemente sunt:
semiaxa majoră a,
excentricitatea e,
înclinație i,
longitudinea nodului ascendent Ω,
argumentul periapsis ω,
anomalie medie M o . (ora trecerii satelitului prin perigeu)
Figura prezintă o orbită eliptică a satelitului în sistemul de coordonate absolut geocentric (ecuatorial). Începutul sistemului este aliniat cu centrul Pământului. Axa OZ este îndreptată de-a lungul axei de rotație a Pământului spre polul Nord. Axa OX se află în planul ecuatorial și este îndreptată către echinocțiul de primăvară. Axa y completează sistemul de coordonate carteziene drepte
Semi-axa majoră a orbitei a este calculată prin formula (1.1) și caracterizează distanța medie a satelitului în mișcare față de centrul Pământului. Axa majoră a orbitei trece prin centrul Pământului și leagă punctele de apogeu și perigeu.
Excentricitatea orbitală e este raportul dintre distanța dintre focare și axa majoră, e = c/a caracterizează forma orbitei. Pentru orbitele satelitului, e ≤ 1. Excentricitatea orbitelor sateliților de comunicații radio, de regulă, nu depășește 0,5. La e = 0, orbita este circulară, pentru care înălțimile apogeului și perigeului sunt egale. Un satelit se deplasează pe o orbită circulară cu o viteză constantă. La deplasarea pe o orbită eliptică, viteza satelitului se modifică, atingând un maxim în regiunea perigeului și un minim în regiunea apogeului.
Poate fi divizat aspect orbitează în cinci grupe:
e=0 - cerc
0< е <1 - эллипс
e \u003d 1 - parabolă
1< е < ∞ - гипербола
e =∞ - linie dreaptă (caz degenerat)
Înclinarea orbitală i este unghiul diedric dintre planul orbitei și planul ecuatorului (linia de intersecție a planului eclipticii (ecuatorul pentru sateliți) (înclinarea axei de rotație a Pământului este de aproximativ 23,44 °) cu planul orbitei satelitului), numărat din planul ecuatorului în sens invers acelor de ceasornic pentru un observator situat în punctul nodului ascendent (UA). Nodul ascendent este punctul în care satelitul trece din emisfera sudică în nordul. Punctul opus se numește nodul descendent. Înclinarea se măsoară în grade unghiulare, minute și secunde.
În funcție de înclinare, orbitele sunt împărțite în ecuatoriale (i ≈ 0°), înclinate (0° ≤ i ≤ 90°) și polare (i ≈ 90°).
Daca 0 Dacă 90° Așa cum este aplicat sistemului solar, planul orbitei Pământului (planul eclipticii) este de obicei ales ca plan de referință. Planurile orbitelor altor planete din sistemul solar și luna se abat de la planul eclipticii cu doar câteva grade. Pentru sateliții artificiali ai Pământului, planul ecuatorului Pământului este de obicei ales ca plan de referință. Pentru sateliții altor planete ale sistemului solar, planul ecuatorului planetei corespunzătoare este de obicei ales ca plan de referință. Pentru exoplanete și stele binare, planul imaginii este luat ca plan de referință. Cunoscând înclinarea a două orbite față de același plan de referință și longitudinele nodurilor lor ascendente, este posibil să se calculeze unghiul dintre planele acestor două orbite - înclinarea lor reciprocă, folosind formula cosinusului unghiului. Longitudinea nodului ascendent al orbitei Ω caracterizează rotația planului orbitelor înclinate sau polare în jurul axei (ОZ) de rotație a Pământului. Longitudinea nodului ascendent este unghiul situat în regiunea ecuatorială și măsurat de la direcția către echinocțiul de primăvară (axa OX) până la linia nodurilor. Longitudinea nodului ascendent este unul dintre elementele de bază ale orbitei, folosit pentru a descrie matematic orientarea planului orbital în raport cu planul de bază. Specifică unghiul din planul de referință format între direcția de referință către punctul zero și direcția către punctul nodul ascendent al orbitei la care orbita intersectează planul de referință într-o direcție sud-nord. Pentru a determina nodurile ascendente și descendente, se alege un anumit plan (așa-numitul de bază) care conține centrul de atragere. Ca bază, ei folosesc de obicei planul ecliptic (mișcarea planetelor, cometelor, asteroizilor în jurul Soarelui), planul ecuatorului planetei (mișcarea sateliților în jurul planetei), etc. Punctul zero este primul punct al Berbec (punctul echinocțiului de primăvară). Unghiul este măsurat în sens invers acelor de ceasornic de la direcția până la punctul zero. Argumentul perigeu ω caracterizează orientarea axei majore a elipsei în planul orbitei. Argumentul perigeu este estimat ca distanța unghiulară de la nodul ascendent (AS) la perigeu (P), numărată în planul orbital în direcția mișcării satelitului. Argumentul periapsis este definit ca unghiul dintre direcțiile de la centrul de atrage la nodul ascendent al orbitei și la periapsis (punctul orbitei satelitului cel mai apropiat de centrul de atragere), sau unghiul dintre linia nodurilor și linia de abside. Numărat din centrul de greutate în direcția satelitului, selectat de obicei între 0°-360°