L'orbite terrestre est la distance de la Terre. Types d'orbites de satellites et leurs définitions

En orbite géostationnaire, le satellite ne s'approche pas de la Terre ni ne s'en éloigne, et de plus, tournant avec la Terre, il est constamment au-dessus de n'importe quel point de l'équateur. Par conséquent, les forces de gravité et la force centrifuge agissant sur le satellite doivent s'équilibrer. Pour calculer la hauteur de l'orbite géostationnaire, vous pouvez utiliser les méthodes mécanique classique et, en passant au référentiel du satellite, procéder à partir de l'équation suivante :

où est la force d'inertie, et dans ce cas, la force centrifuge ; est la force gravitationnelle. L'amplitude de la force gravitationnelle agissant sur le satellite peut être déterminée par la loi de la gravitation universelle de Newton :

où est la masse du satellite, est la masse de la Terre en kilogrammes, est la constante gravitationnelle et est le rayon de l'orbite (la distance en mètres du satellite au centre de la Terre).

L'amplitude de la force centrifuge est :

où est l'accélération centripète qui se produit lors d'un mouvement circulaire sur l'orbite.

Comme vous pouvez le voir, la masse du satellite est présente dans les expressions à la fois de la force centrifuge et de la force gravitationnelle. C'est-à-dire que la hauteur de l'orbite ne dépend pas de la masse du satellite, ce qui est vrai pour toutes les orbites et est une conséquence de l'égalité des masses gravitationnelles et inertielles. Par conséquent, l'orbite géostationnaire n'est déterminée que par l'altitude à laquelle la force centrifuge sera égale en amplitude et opposée en direction à la force gravitationnelle créée par la gravité terrestre à une altitude donnée.

L'accélération centripète est égale à :

où est la vitesse angulaire de rotation du satellite, en radians par seconde.

Sur la base de l'égalité des forces gravitationnelles et centrifuges, on obtient :

Vitesse angulaire ω est calculé en divisant l'angle parcouru en un tour par la période orbitale (le temps pendant lequel un tour complet de l'orbite est effectué : un jour sidéral, ou 86 164 secondes). On a: content / s

Le rayon orbital calculé est de 42 164 km. En soustrayant le rayon équatorial de la Terre, 6 378 km, nous obtenons la hauteur GSO de 35 786 km.

Vitesse orbitale

La vitesse de déplacement sur une orbite géostationnaire est calculée en multipliant vitesse angulaire pour le rayon orbital : km / s

C'est environ 2,5 fois moins que la première vitesse spatiale égale à 8 km/s pour une orbite proche de la Terre (avec un rayon de 6400 km). Puisque le carré de la vitesse pour une orbite circulaire est inversement proportionnel à son rayon, la diminution de la vitesse par rapport à la première vitesse cosmique est obtenue en augmentant le rayon de l'orbite de plus de 6 fois.

Longueur de l'orbite

Longueur de l'orbite géostationnaire :. Avec un rayon orbital de 42 164 km, nous obtenons une longueur d'orbite de 264 924 km. La longueur de l'orbite est extrêmement importante pour le calcul des satellites "station".

Maintien d'un satellite en position orbitale sur une orbite géostationnaire : Un satellite en orbite géostationnaire est sous l'influence d'un certain nombre de forces (perturbations) qui modifient les paramètres de cette orbite. En particulier, de telles perturbations incluent les perturbations gravitationnelles luni-solaires, l'influence de l'inhomogénéité du champ gravitationnel de la Terre, l'ellipticité de l'équateur, etc. La dégradation orbitale se traduit par deux phénomènes principaux :

1) Le satellite se déplace le long de son orbite depuis sa position orbitale d'origine vers l'un des quatre points d'équilibre stable, les soi-disant "puits de potentiel de l'orbite géostationnaire" (leurs longitudes sont 75,3°E, 104,7°O, 165,3° E, et 14,7 ° W) au-dessus de l'équateur de la Terre ;

2) L'inclinaison de l'orbite par rapport à l'équateur augmente (à partir de l'initiale = 0) à un taux d'environ 0,85 degrés par an et atteint valeur maximum 15 degrés en 26,5 ans.

Pour compenser ces perturbations et maintenir le satellite à la position désignée, le satellite est équipé d'un système de propulsion (fusée chimique ou électrique). Le satellite est maintenu à la position désignée par commutation périodique des propulseurs (correction nord-sud pour compenser l'augmentation de l'inclinaison orbitale et "ouest-est" pour compenser la dérive le long de l'orbite). De telles inclusions sont faites plusieurs fois tous les plusieurs (10-15) jours. Il est essentiel que la correction nord-sud nécessite un incrément beaucoup plus important de la vitesse caractéristique (environ 45-50 m/s par an) que pour la correction longitudinale (environ 2 m/s par an). Pour assurer la correction de l'orbite du satellite pendant toute sa durée de vie (12-15 ans pour les satellites de télévision modernes), une quantité importante de carburant à bord est nécessaire (des centaines de kilogrammes, dans le cas d'un moteur chimique). Le moteur-fusée chimique du satellite dispose d'un système d'alimentation en carburant propulsif (gaz sous pression - hélium) et fonctionne sur des composants de stockage à long terme à haut point d'ébullition (généralement de la diméthylhydrazine asymétrique et du tétraoxyde d'azote). Des moteurs à plasma sont installés sur un certain nombre de satellites. Leur poussée est nettement inférieure à celle des produits chimiques, cependant, leur rendement élevé permet (grâce à un fonctionnement à long terme, mesuré en dizaines de minutes pour une seule manœuvre) de réduire radicalement la masse de carburant requise à bord. Le choix du type de système de propulsion est déterminé par des caractéristiques techniques appareil.

Le même système de propulsion est utilisé, si nécessaire, pour manœuvrer le satellite vers une autre position orbitale. Dans certains cas, généralement en fin de vie du satellite, pour réduire la consommation de carburant, la correction d'orbite nord-sud est arrêtée et le carburant restant est utilisé uniquement pour la correction ouest-est. La réserve de carburant est le principal facteur limitant de la durée de vie d'un satellite en orbite géostationnaire.

Depuis le lancement du premier satellite artificiel de la Terre (AES) en 1957, la vie de l'humanité a beaucoup changé. De nombreuses réalisations Le progrès technique(communications internationales par satellite, prévisions météorologiques précises, Internet) l'humanité doit précisément aux satellites qui volent en orbite dans l'espace proche de la Terre. Aujourd'hui, des dizaines de milliers de ces satellites exécutent des tâches complètement différentes. Leurs tailles : d'énormes (environ 100 mètres) à très petites (quelques centimètres seulement). Chacun d'eux a sa propre tâche et sa propre orbite. Sur quelles orbites volent les satellites ? Quels types d'orbites existe-t-il et de quoi s'agit-il en général ?

Un peu d'histoire

Les gens ont remarqué depuis longtemps que d'énormes corps cosmiques, qu'il s'agisse de comètes, de planètes ou d'étoiles, se déplacent dans le ciel en maintenant une certaine périodicité. Des personnes particulièrement curieuses ont écrit leurs observations, ce qui a donné à chaque nouvelle génération de plus en plus de connaissances sur le mouvement dans l'espace.

Ainsi, par exemple, en examinant les travaux de l'astronome danois Tycho Brahe, Johannes Kepler, l'astronome allemand du XVIe siècle, a établi que tous les corps cosmiques se déplacent selon certaines lois. En particulier, Kepler a suggéré que Mars (c'est cette planète que Brahe a longtemps observée) ne se déplace pas du tout autour du Soleil en cercle. Dans son ouvrage "Nouvelle astronomie, mise en recherche sur le mouvement de l'étoile Mars" Kepler a montré que Mars tourne autour du Soleil dans une ellipse. Plus tard, Kepler a formulé plusieurs autres conclusions, qu'il a combinées en trois définitions. Aujourd'hui, ces définitions (maintenant nous les appelons Lois) nous sont connues sous son nom.

Nous n'entrerons pas en profondeur dans l'histoire dans tous les détails. Mieux, regardons ce qui a été réalisé et quelles conclusions l'humanité a tirées en utilisant les lois de Kepler. Commençons par définir l'orbite.

Qu'est-ce que l'orbite des satellites

L'orbite du satellite est en fait la trajectoire de son mouvement. Le mouvement orbital se produit par inertie (avec les moteurs éteints) et en même temps, seule la gravité (principalement, bien sûr, la Terre) affecte le satellite (il peut s'agir d'un satellite artificiel ou d'une planète). Orbites satellites sont elliptiques et se déplacent le long d'un plan imaginaire passant par le centre de la terre. Ce plan, et donc l'orbite, n'est pas symétrique, mais comme allongé, c'est-à-dire qu'il n'est pas constant, il change tout le temps, parfois croissant, puis décroissant le long de la trajectoire. En termes scientifiques, le point le plus haut de l'orbite (distance maximale de la Terre) est appelé apogée, et le point le plus bas (distance minimale de la Terre) est appelé périgée. Ils sont situés respectivement dans les hémisphères sud et nord de la Terre.

Selon la deuxième loi de Kepler, une planète (dans notre cas, un satellite) se déplaçant dans un plan passe (décrit) pendant des intervalles de temps égaux des aires égales. De cela, nous pouvons conclure que les satellites se déplacent de manière inégale. Plus le satellite est proche de la Terre (périgée), plus sa vitesse linéaire est élevée, et plus il est éloigné de la Terre (apogée), plus sa vitesse est faible. Ce phénomène a permis aux scientifiques de supposer puis de calculer diverses orbites des satellites, optimale pour un usage spécifique.

Quelles sont les orbites

Selon la vitesse initiale donnée, le satellite lancé dans l'espace occupe une certaine orbite (ou d'abord une puis une autre). Les propriétés de l'orbite du satellite permettent d'optimiser les équipements d'émission et de réception pour la mise en œuvre optimale des tâches assignées. Les orbites diffèrent par leur inclinaison, par la magnitude du demi-grand axe (ou hauteur au-dessus de la surface de la Terre) et par la vitesse de rotation du satellite autour de la Terre. Considérez les types orbites des satellites plus en détail.

Orbites avec une inclinaison donnée

Cette classification montre comment les orbites diffèrent en angle d'inclinaison. Plus l'inclinaison de l'orbite est grande, plus le satellite sera visible aux latitudes septentrionales. Et plus le satellite est haut, plus le champ de vision s'élargit. Il existe des orbites équatoriale (l'orbite longe l'équateur terrestre), polaire (l'orbite est perpendiculaire à l'équateur) et héliosynchrone. Cette dernière orbite est le plus souvent utilisée pour placer des satellites destinés au tournage photo et vidéo de la surface de la Terre.

Différentes orbites d'altitude (valeur du demi-grand axe)

Selon l'altitude de l'orbite, le satellite lancé, respectivement, est appelé orbite basse ou orbite moyenne.

Meugler satellites en orbite survoler la surface de la Terre à une altitude de 160 kilomètres à 2000 kilomètres. Leur nom le plus courant dans la littérature scientifique : LEO (de l'anglais. Low Earth Orbit - petite orbite terrestre).

De tels satellites en orbite basse sont utilisés le plus souvent pour assurer une communication radiotéléphonique personnelle. Ceci s'explique par le contact ininterrompu des terminaux au sol avec les répéteurs satellites, ainsi que par la puissance du signal d'émission et de réception. Cet aspect, cependant, a été utilisé dans le domaine des télécommunications de masse relativement récemment. Ainsi, dans les pays dotés d'infrastructures développées, la part des services fournis est satellites en orbite basse, n'est que d'environ 35 %. La part principale est constituée de satellites volant en orbite géostationnaire.

Satellites en orbite moyenne sont appelés satellites volant au-dessus de la surface de la Terre à une altitude de 2 000 kilomètres à 35 786 kilomètres. Ils sont appelés, respectivement, MEO (de l'anglais. "Medium Earth Orbit - l'orbite terrestre moyenne).

Ce sont ces hauteurs orbitales qui sont utilisées par les systèmes mondiaux de navigation (GPS, GLONASS), ce qui est tout à fait vrai puisque l'altitude donnée des satellites en orbite moyenne permet l'échange de données le plus précis avec les récepteurs (navigateurs).

Orbite géostationnaire

Cette classification montre la vitesse de rotation d'un satellite autour de la Terre sur une orbite particulière. La vitesse orbitale d'un tel satellite est de 23 heures 56 minutes et 4,09 secondes. Il est facile de comprendre que cet indicateur est égal aux jours terrestres. Par conséquent, un satellite sur une telle orbite semble « accrocher » dans le ciel à un seul endroit.

L'orbite géostationnaire est située à une distance de 35 786 kilomètres de la surface de la Terre. L'orbite passe dans le plan équatorial de la Terre. Son rayon est de 42164 kilomètres. C'est environ 6 fois plus grand que le rayon de notre planète (6378 kilomètres). Coordonnées célestes un tel satellite en orbite géostationnaire restent constants. Cela permet de les utiliser pour le travail. télévision par satellite... Le signal provenant de ces satellites est clair et ininterrompu.

Le maintien d'un point de positionnement constant (« stationnaire » à un endroit) n'est pas absolu, car le satellite est constamment influencé par le plus proche satellite naturel Terres - Lunes. La lune provoque des perturbations gravitationnelles dans l'orbite du satellite, le tirant vers lui-même. La correction de la position du satellite est effectuée à l'aide des moteurs dont il est équipé.

Ceinture de Clark

Pour la première fois dans l'histoire, l'ingénieur anglais Arthur Clarke a calculé l'orbite géostationnaire. Cela s'est passé en, déjà lointain, 1945. Clarke a proposé d'utiliser cette orbite pour les satellites de communication. Cette idée, à la surprise de Clark lui-même, s'est concrétisée, et très vite ! Presque tous les systèmes de communication mondiaux doivent leur existence à cette personne en particulier. Plus largement, toutes les personnes qui utilisent Internet aujourd'hui ont une dette inestimable envers Arthur Clarke. En Angleterre et dans la plupart des autres pays, notamment européens, l'orbite géostationnaire est appelée la « Ceinture de Clark ».

Mettre des satellites en orbite

Le processus d'envoi d'un satellite et sa sortie vers régler la hauteur(orbite) est un ensemble d'actions scientifiques et pratiques basées sur des calculs mathématiques et physiques clairs. La livraison directe du satellite est effectuée par une fusée à plusieurs étages utilisant une orbite intermédiaire.

Pourquoi est-ce

L'examen de sujets aussi complexes mais intéressants que les satellites en orbite, la détermination et la classification des orbites, et d'autres, soulève assez logiquement un certain nombre de questions. A quoi ça sert ? Pourquoi avez-vous besoin de savoir tout cela ?

Comme déjà mentionné au début de l'article, avec l'avènement de l'orbite satellites artificiels La Terre et le développement d'une orbite proche de la Terre par l'homme, beaucoup de choses ont changé dans la vie de l'humanité moderne. Par exemple, le coût moyen des appels internationaux a considérablement baissé. Vous pouvez maintenant utiliser les ressources système mondial navigation par satellite... Prévision météo précise, calcul des changements climatiques dans certaines régions de la planète, prévision des changements géo-climatiques à l'échelle planétaire, relevé des fonds marins et des gisements minéraux, accès aux réseau mondial L'Internet n'importe où dans le monde, l'exploration spatiale, finalement, tout cela est devenu possible grâce aux satellites en orbite.

Malheureusement, aujourd'hui, l'orbite proche de la Terre est sursaturée avec divers " débris spatiaux". On estime que plus de 1 100 objets volants d'un diamètre de plus d'un demi-mètre se trouvent à proximité immédiate de l'orbite géostationnaire de la Terre, qui, en règle générale, est située équipement de communication... Cependant, seuls 300 de ces objets sont des satellites actifs. Parmi les objets dangereux, qui, comme inutiles, ont été jetés dans l'espace à différentes altitudes, il y a 32 réacteurs nucléaires désactivés depuis longtemps. Tout cela témoigne de l'ingratitude des "utilisateurs" individuels de l'orbite envers ceux qui nous ont autrefois donné des connaissances inestimables sur les lois du mouvement des corps dans l'univers.

: 23 heures 56 minutes 4.091 secondes).

L'idée d'utiliser des satellites géostationnaires à des fins de communication a été exprimée par le théoricien de la cosmonautique slovène Herman Potocnik en 1928.

Les avantages de l'orbite géostationnaire sont devenus largement connus après la publication d'un article de vulgarisation scientifique d'Arthur Clarke dans le magazine Wireless World en 1945. Par conséquent, en Occident, les orbites géostationnaires et géosynchrones sont parfois appelées " Les orbites de Clarke", une " la ceinture de Clark"Fait référence à la zone de l'espace extra-atmosphérique à une distance de 36 000 km au-dessus du niveau de la mer dans le plan de l'équateur terrestre, où les paramètres des orbites sont proches de la géostationnaire. Le premier satellite lancé avec succès dans le GSO a été Syncom-3 lancé par la NASA en août 1964.

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  Une orbite géostationnaire ne peut être réalisée avec précision que sur un cercle juste au-dessus de l'équateur, avec une altitude très proche de 35 786 km.

  Si les satellites géostationnaires étaient visibles dans le ciel à l'œil nu, alors la ligne sur laquelle ils seraient visibles coïnciderait avec la "ceinture de Clark" pour la zone donnée. Les satellites géostationnaires, grâce aux points debout disponibles, sont pratiques à utiliser pour communications par satellite: une fois orientée, l'antenne pointera toujours vers le satellite sélectionné (sauf si elle change de position).

  Pour transférer des satellites d'une orbite à basse altitude à une orbite géostationnaire, on utilise des orbites de transfert (géostationnaires) géostationnaires (GPO) - des orbites elliptiques avec un périgée à basse altitude et un apogée à une altitude proche de l'orbite géostationnaire.

  Après l'achèvement de l'exploitation active sur les restes de combustible, le satellite devrait être transféré sur une orbite de stockage située à 200-300 km au-dessus du GSO.

  Calcul des paramètres de l'orbite géostationnaire

  Rayon de l'orbite et hauteur de l'orbite

  En orbite géostationnaire, le satellite ne s'approche pas de la Terre ni ne s'en éloigne, et de plus, tournant avec la Terre, il est constamment au-dessus de n'importe quel point de l'équateur. Par conséquent, les forces de gravité et la force centrifuge agissant sur le satellite doivent s'équilibrer. Pour calculer l'altitude de l'orbite géostationnaire, on peut utiliser les méthodes de la mécanique classique et, étant passé au référentiel satellitaire, partir de l'équation suivante :

  F u = F Γ (\ displaystyle F_ (u) = F _ (\ Gamma)),

  où F u (\ displaystyle F_ (u))- force d'inertie, et dans ce cas, force centrifuge ; F Γ (\ displaystyle F _ (\ Gamma))- force gravitationnelle. L'amplitude de la force gravitationnelle agissant sur le satellite peut être déterminée par la loi de la gravitation universelle de Newton :

  F Γ = G ⋅ M 3 ⋅ m c R 2 (\ displaystyle F _ (\ Gamma) = G \ cdot (\ frac (M_ (3) \ cdot m_ (c)) (R ^ (2)))),

  où est la masse du satellite, M 3 (\ style d'affichage M_ (3))- la masse de la Terre en kilogrammes, G (\ style d'affichage G) est la constante gravitationnelle, et R (\ style d'affichage R)- la distance en mètres du satellite au centre de la Terre ou, dans ce cas, le rayon de l'orbite.

  L'amplitude de la force centrifuge est :

  F u = m c ⋅ a (\ displaystyle F_ (u) = m_ (c) \ cdot a),

  où a (\ style d'affichage a)- accélération centripète résultant d'un mouvement circulaire en orbite.

  Comme vous pouvez le voir, la masse du satellite m c (\ displaystyle m_ (c)) est présent en tant que facteur dans les expressions de la force centrifuge et de la force gravitationnelle, c'est-à-dire que la hauteur de l'orbite ne dépend pas de la masse du satellite, ce qui est vrai pour toutes les orbites et est une conséquence de l'égalité des masses gravitationnelle et inertielle . Par conséquent, l'orbite géostationnaire n'est déterminée que par l'altitude à laquelle la force centrifuge sera égale en amplitude et opposée en direction à la force gravitationnelle créée par la gravité terrestre à une altitude donnée.

  L'accélération centripète est égale à :

  a = ω 2 ⋅ R (\ displaystyle a = \ omega ^ (2) \ cdot R),

  où est la vitesse angulaire de rotation du satellite, en radians par seconde.

  Apportons une précision importante. En fait, l'accélération centripète n'a de sens physique que dans un référentiel inertiel, tandis que la force centrifuge est ce qu'on appelle la force imaginaire et se produit exclusivement dans des référentiels (coordonnées) associés à des corps en rotation. La force centripète (dans ce cas, la force de gravité) provoque une accélération centripète. En valeur absolue, l'accélération centripète dans le référentiel inertiel est égale à l'accélération centrifuge dans le référentiel associé dans notre cas au satellite. Par conséquent, en outre, compte tenu de la remarque faite, nous pouvons utiliser le terme « accélération centripète » conjointement avec le terme « force centrifuge ».

  En égalant les expressions des forces gravitationnelles et centrifuges avec la substitution de l'accélération centripète, nous obtenons :

  mc ⋅ ω 2 ⋅ R = G ⋅ M 3 ⋅ mc R 2 (\ displaystyle m_ (c) \ cdot \ omega ^ (2) \ cdot R = G \ cdot (\ frac (M_ (3) \ cdot m_ (c )) (R ^ (2)))).

  En diminuant m c (\ displaystyle m_ (c)) Traduction en cours R 2 (\ displaystyle R ^ (2))à gauche et ω 2 (\ displaystyle \ omega ^ (2))à droite, on obtient :

  R 3 = G ⋅ M 3 ω 2 (\ displaystyle R ^ (3) = G \ cdot (\ frac (M_ (3)) (\ omega ^ (2)))) R = G ⋅ M 3 ω 2 3 (\ displaystyle R = (\ sqrt [(3)] (\ frac (G \ cdot M_ (3)) (\ omega ^ (2))))).

  Vous pouvez écrire cette expression différemment en remplaçant G ⋅ M 3 (\ displaystyle G \ cdot M_ (3)) au (\ displaystyle \ mu)- constante gravitationnelle géocentrique :

  R = μ ω 2 3 (\ displaystyle R = (\ sqrt [(3)] (\ frac (\ mu) (\ omega ^ (2)))))

  Vitesse angulaire (\ displaystyle \ omega) calculé en divisant l'angle parcouru en un tour ( 360 ∘ = 2 ⋅ π (\ displaystyle 360 ​​​​^ (\ circ) = 2 \ cdot \ pi) radians) pour la période orbitale (le temps pendant lequel un tour complet de l'orbite est effectué : un jour sidéral, soit 86 164 secondes). On a:

  ω = 2 π 86164 = 7.29 ⋅ 10 - 5 (\ displaystyle \ omega = (\ frac (2 \ cdot \ pi) (86164)) = 7.29 \ cdot 10 ^ (- 5)) content / s

  Le rayon d'orbite résultant est de 42 164 km. En soustrayant le rayon équatorial de la Terre, 6 378 km, nous obtenons une altitude de 35 786 km.

  Vous pouvez faire les calculs différemment. L'altitude de l'orbite géostationnaire est la distance du centre de la Terre où la vitesse angulaire du satellite, qui coïncide avec la vitesse angulaire de rotation de la Terre, génère une vitesse orbitale (linéaire) égale à la première vitesse cosmique (pour assurer une orbite circulaire) à une altitude donnée.

  Vitesse linéaire d'un satellite se déplaçant avec la vitesse angulaire (\ displaystyle \ omega)à distance R (\ style d'affichage R) du centre de rotation est

  v l = ω ⋅ R (\ displaystyle v_ (l) = \ omega \ cdot R)

  La première vitesse spatialeà distance R (\ style d'affichage R) d'un objet de masse M (\ style d'affichage M) est égal à

  vk = G M R; (\ displaystyle v_ (k) = (\ sqrt (G (\ frac (M) (R))));)

  En égalant les membres droits des équations les uns aux autres, nous arrivons à l'expression précédemment obtenue rayon OSG :

  R = G M ω 2 3 (\ displaystyle R = (\ sqrt [(3)] (G (\ frac (M) (\ omega ^ (2))))))

  Vitesse orbitale

  La vitesse de déplacement sur une orbite géostationnaire se calcule en multipliant la vitesse angulaire par le rayon de l'orbite :

  v = ω ⋅ R = 3.07 (\ displaystyle v = \ omega \ cdot R = 3.07) km/s

  C'est environ 2,5 fois moins que la première vitesse spatiale égale à 8 km/s en orbite proche de la Terre (avec un rayon de 6400 km). Puisque le carré de la vitesse pour une orbite circulaire est inversement proportionnel à son rayon,

  v = G M R ; (\ displaystyle v = (\ sqrt (G (\ frac (M) (R))));)

  alors une diminution de la vitesse par rapport à la première vitesse spatiale est obtenue par une augmentation du rayon de l'orbite de plus de 6 fois.

  R ≈ 6400 ∗ (8 3.07) 2 ≈ 43000 (\ displaystyle R \ approx \, \! (6400 * ((\ frac (8) (3.07))) ^ (2)) \ approx \, \ ! 43000)

  Longueur de l'orbite

  Longueur de l'orbite géostationnaire : 2 ⋅ π ⋅ R (\ displaystyle (2 \ cdot \ pi \ cdot R))... Avec un rayon orbital de 42 164 km, nous obtenons une longueur d'orbite de 264 924 km.

  La longueur de l'orbite est extrêmement importante pour le calcul des satellites "station".

  Maintien d'un satellite en position orbitale sur une orbite géostationnaire

  Un satellite en orbite géostationnaire est sous l'influence d'un certain nombre de forces (perturbations) qui modifient les paramètres de cette orbite. En particulier, de telles perturbations incluent les perturbations gravitationnelles lunaires-solaires, l'influence de l'inhomogénéité du champ gravitationnel de la Terre, l'ellipticité de l'équateur, etc. La dégradation de l'orbite se traduit par deux phénomènes principaux :

  1) Le satellite est déplacé le long de l'orbite de sa position orbitale d'origine vers l'un des quatre points d'équilibre stable, le soi-disant. "Trous potentiels dans l'orbite géostationnaire" (leurs longitudes 75,3 ° E, 104,7 ° W, 165,3 ° E et 14,7 ° W) au-dessus de l'équateur terrestre ;

  2) L'inclinaison de l'orbite par rapport à l'équateur augmente (à partir du 0) initial à un rythme d'environ 0,85 degré par an et atteint une valeur maximale de 15 degrés en 26,5 ans.

  Pour compenser ces perturbations et maintenir le satellite à la position désignée, le satellite est équipé d'un système de propulsion (fusée chimique ou électrique). Le satellite est maintenu à la position désignée par commutation périodique des propulseurs (correction nord-sud pour compenser l'augmentation de l'inclinaison orbitale et "ouest-est" pour compenser la dérive le long de l'orbite). De telles inclusions sont faites plusieurs fois tous les plusieurs (10-15) jours. Il est essentiel que la correction nord-sud nécessite un incrément beaucoup plus important de la vitesse caractéristique (environ 45-50 m/s par an) que pour la correction longitudinale (environ 2 m/s par an). Pour assurer la correction de l'orbite du satellite pendant toute sa durée de vie (12-15 ans pour les satellites de télévision modernes), une quantité importante de carburant à bord est nécessaire (des centaines de kilogrammes, dans le cas d'un moteur chimique). Le moteur-fusée chimique du satellite a une alimentation positive en ergols (gaz sous pression-hélium) et fonctionne avec des composants de stockage à long terme à haut point d'ébullition (généralement de la diméthylhydrazine asymétrique et du tétroxyde de diazote). Des moteurs à plasma sont installés sur un certain nombre de satellites. Leur poussée est nettement moindre par rapport aux chimiques, cependant, leur rendement élevé permet (grâce à un fonctionnement prolongé, mesuré en dizaines de minutes pour une seule manœuvre) de réduire radicalement la masse de carburant nécessaire à bord. Le choix du type de système de propulsion est déterminé par les caractéristiques techniques spécifiques de l'appareil.

  Le même système de propulsion est utilisé, si nécessaire, pour manœuvrer le satellite vers une autre position orbitale. Dans certains cas, généralement en fin de vie du satellite, pour réduire la consommation de carburant, la correction d'orbite nord-sud est arrêtée et le carburant restant est utilisé uniquement pour la correction ouest-est.

  La réserve de carburant est le principal facteur limitant de la durée de vie d'un satellite en orbite géostationnaire.

  Inconvénients de l'orbite géostationnaire

  Retard du signal

  La communication via des satellites géostationnaires se caractérise par de longs délais de propagation. Avec une altitude orbitale de 35 786 km et une vitesse de la lumière d'environ 300 000 km/s, le trajet du faisceau Terre-satellite nécessite environ 0,12 s. Trajectoire du faisceau « Terre (émetteur) → satellite → Terre (récepteur) » ≈ 0,24 s. La latence totale (mesurée par l'utilitaire Ping) lors de l'utilisation des communications par satellite pour recevoir et transmettre des données sera de près d'une demi-seconde. Compte tenu du retard du signal dans l'équipement satellite, dans l'équipement et dans les systèmes de transmission par câble des services terrestres, le retard total du signal sur la route "source du signal → satellite → récepteur" peut atteindre 2 à 4 secondes. Ce retard rend difficile l'utilisation des satellites GSO en téléphonie et rend impossible l'utilisation des communications par satellite utilisant GSO dans divers services en temps réel (par exemple, dans les jeux en ligne).

  Invisibilité de l'OSG depuis les hautes latitudes

  Étant donné que l'orbite géostationnaire n'est pas visible depuis les hautes latitudes (environ de 81 ° aux pôles), et aux latitudes supérieures à 75 °, elle est observée très bas au-dessus de l'horizon (dans des conditions réelles, les satellites sont simplement cachés par des objets saillants et le relief du terrain) et seule une petite partie de l'orbite est visible ( Voir le tableau), alors la communication et la diffusion télévisée utilisant le GSO sont impossibles dans les régions de haute latitude du Grand Nord (Arctique) et de l'Antarctique. Par exemple, les explorateurs polaires américains à la station Amundsen-Scott pour la communication avec le monde extérieur (téléphonie, Internet) utilisent un câble à fibre optique de 1670 kilomètres de long pour se situer à 75°S. Station française Concordia, à partir de laquelle plusieurs satellites géostationnaires américains (~ 60°) sont déjà visibles, le secteur visible de l'orbite (et, par conséquent, le nombre de satellites reçus) est égal à 84 % du maximum possible (sur et l'émetteur satellite est dans le prolongement de l'antenne de réception (position "soleil derrière le satellite"). Ce phénomène est inhérent à d'autres orbites, mais c'est sur le géostationnaire, lorsque le satellite est " stationnaire " dans le ciel, est particulièrement prononcé. Dans le latitudes moyennes de l'hémisphère nord, les interférences solaires se manifestent dans les périodes du 22 février au 11 mars et du 3 au 21 octobre, avec une durée maximale pouvant aller jusqu'à dix minutes.

  Ces revendications des États équatoriaux ont été rejetées comme contredisant le principe de non-appropriation de l'espace extra-atmosphérique. Au Comité des Nations Unies sur l'espace extra-atmosphérique, de telles déclarations ont fait l'objet de critiques justifiées. Premièrement, on ne peut prétendre à l'appropriation d'un territoire ou d'un espace situé à une distance aussi considérable du territoire de l'État concerné. Deuxièmement, l'espace extra-atmosphérique n'est pas soumis à l'appropriation nationale. Troisièmement, il est techniquement incompétent de parler d'une quelconque relation physique entre le territoire de l'État et une zone aussi éloignée de l'espace. Enfin, dans chaque cas particulier, le phénomène d'un satellite géostationnaire est associé à un objet spatial spécifique. S'il n'y a pas de satellite, alors il n'y a pas d'orbite géostationnaire.