Навколоземна орбіта відстань від землі. Типи супутникових орбіт та їх визначення

На геостаціонарній орбіті супутник не наближається до Землі і не віддаляється від неї, і крім того, обертаючись разом із Землею, постійно перебуває над якоюсь точкою на екваторі. Отже, дії гравітації, що діють на супутник, і відцентрова сила повинні врівноважувати один одного. Для обчислення висоти геостаціонарної орбіти можна скористатися методами класичної механікиі, перейшовши в систему відліку супутника, виходити з наступного рівняння:

де - сила інерції, а в даному випадку, відцентрова сила; - гравітаційна сила. Величину гравітаційної сили, що діє на супутник, можна визначити за законом всесвітнього тяжіння Ньютона:

де - маса супутника, - маса Землі в кілограмах, - гравітаційна постійна, а - радіус орбіти (відстань в метрах від супутника до центру Землі).

Величина відцентрової сили дорівнює:

де - доцентрове прискорення, що виникає при круговому русі по орбіті.

Як можна бачити, маса супутника є у виразах і для відцентрової сили, і для гравітаційної сили. Тобто висота орбіти не залежить від маси супутника, що справедливо для будь-яких орбіт і є наслідком рівності гравітаційної та інертної маси. Отже, геостаціонарна орбіта визначається лише висотою, коли він відцентрова сила дорівнюватиме модулю і протилежна за напрямом гравітаційної силі, створюваної тяжінням Землі у цій висоті.

Центрошвидке прискорення одно:

де - Кутова швидкість обертання супутника, в радіанах в секунду.

Виходячи з рівності гравітаційної та відцентрової сил, отримуємо:

Кутова швидкість ω обчислюється розподілом кута, пройденого за один оборот на період звернення (час, за який відбувається один повний оборот по орбіті: один сидеричний день, або 86164 секунди). Отримуємо: радий/с

Розрахунковий радіус орбіти становить 42164 км. Віднімаючи екваторіальний радіус Землі, 6378 км, отримуємо висоту ДСО 35786 км.

Орбітальна швидкість

Швидкість руху геостаціонарною орбітою обчислюється множенням кутовий швидкостіна радіус орбіти: км/с

Це приблизно в 2.5 рази менше, ніж перша космічна швидкість, що дорівнює 8 км/с для навколоземної орбіти (з радіусом 6400 км). Так як квадрат швидкості для кругової орбіти обернено пропорційний її радіусу, то зменшення швидкості по відношенню до першої космічної досягається збільшенням радіуса орбіти більш ніж у 6 разів.

Довжина орбіти

Довжина геостаціонарної орбіти: . При радіусі орбіти 42164 км отримуємо довжину орбіти 264924 км. Довжина орбіти дуже важлива для обчислення «точок стояння» супутників.

Утримання супутника в орбітальній позиції на геостаціонарній орбіті. Зокрема, до таких збурень належать гравітаційні місячно-сонячні обурення, вплив неоднорідності гравітаційного поля Землі, еліптичність екватора тощо. Деградація орбіти виявляється у двох основних явищах:

1) Супутник зміщується вздовж орбіти від своєї початкової орбітальної позиції у бік однієї з чотирьох точок стабільної рівноваги, так званих «потенційних ям геостаціонарної орбіти» (їх довготи 75,3°E, 104,7°W, 165,3°E, та 14,7 ° W) над екватором Землі;

2) Нахилення орбіти до екватора збільшується (від первісного =0) зі швидкістю близько 0,85 градусів на рік і досягає максимального значення 15 градусів за 26,5 років.

Для компенсації цих обурень та утримання супутника у призначеній точці стояння супутник оснащується руховою установкою (хімічною або електроракетною). Періодичними включеннями двигунів малої тяги (корекція «північ-південь» для компенсації зростання нахилення орбіти та «захід-схід» для компенсації дрейфу вздовж орбіти) супутник утримується у призначеній точці стояння. Такі включення виробляються кілька разів на кілька (10-15) діб. Істотно, що з корекції «північ-юг» потрібно значно більше збільшення характеристичної швидкості (близько 45-50 м/с на рік), ніж для довготної корекції (близько 2 м/с на рік). Для забезпечення корекції орбіти супутника протягом усього терміну його експлуатації (12-15 років для сучасних телевізійних супутників) потрібен значний запас палива на борту (сотні кілограмів у разі застосування хімічного двигуна). Хімічний ракетний двигун супутника має витіснювальну систему подачі палива (газ наддува – гелій), працює на довгозберігаючих висококиплячих компонентах (зазвичай несиметричний диметилгідразин і азотний тетраксид). На низці супутників встановлюються плазмові двигуни. Їхня тяга істотно менша, ніж у хімічних, проте велика ефективність дозволяє (за рахунок тривалої роботи, що вимірюється десятками хвилин для одиничного маневру) радикально знизити потрібну масу палива на борту. Вибір типу рухової установки визначається конкретними технічними особливостямиапарату.

Ця ж рухова установка використовується, при необхідності, для маневру переведення супутника в іншу орбітальну позицію. У деяких випадках - як правило, наприкінці терміну експлуатації супутника, для скорочення витрати палива корекція орбіти "північ-південь" припиняється, а залишок палива використовується тільки для корекції "захід-схід". Запас палива є основним лімітуючим фактором терміну служби супутника на геостаціонарній орбіті.

З часів запуску першого Штучного Супутника Землі (ІСЗ) у 1957 році життя людства дуже змінилося. Багатьом досягненням технічного прогресу(Міжнародний супутниковий зв'язок, точний прогноз погоди, інтернет) людство зобов'язане саме супутникам, що літають орбітами в навколоземному просторі. Сьогодні таких супутників, які виконують різні завдання, десятки тисяч. Їх розміри: від великих (близько 100 метрів) до дуже маленьких (буквально кілька сантиметрів). У кожного з них своє завдання та своя орбіта. Якими орбітами літають супутники? Які бувають орбіти та що це взагалі таке?

Трішки історії

Люди давно помітили, що величезні космічні тіла, будь то комети, планети чи зірки, рухаються небом, зберігаючи якусь періодичність. Особливо цікаві записували свої спостереження, що давало кожному новому поколінню дедалі більше знань про рух у космічному просторі.

Приміром, досліджуючи праці датського астронома Тихо Браге, Йоганн Кеплер, німецький астроном XVI століття, встановив, що це космічні тіла рухаються за певними законами. Зокрема Кеплер припустив, що Марс (саме це планетою довгий час спостерігав Бразі) рухається навколо Сонця зовсім по колу. У своїй праці Нова астрономія, викладена в дослідженнях про рух зірки Марс Кеплер показав, що Марс обертається навколо Сонця по еліпсу. Пізніше Кеплер сформулював ще кілька висновків, які об'єднав у три визначення. Сьогодні ці визначення (тепер ми називаємо їхніми Законами) відомі нам під його ім'ям.

Не заглиблюватимемося в історію у всіх подробицях. Краще давайте розглянемо, чого досягло і які висновки зробило людство, використовуючи закони Кеплера. Почнемо з визначення орбіти.

Що таке орбіта супутника

Орбітою супутника, власне, називається траєкторія його руху. Рух по орбіті відбувається за інерцією (з вимкненими двигунами), і при цьому на супутник (це може бути штучний супутник або планета) впливає лише гравітація (переважно, звичайно, Земля). Орбіти супутниківмають еліптичну форму і рухаються уявною площиною, що проходить через центр Землі. Площина ця, отже, і орбіта, не симетрична, а як би витягнута, тобто не є постійною, вона постійно змінюється, то збільшуючись, то зменшуючись по ходу траєкторії. Висловлюючись науковою мовою, найвища точка орбіти (максимальне віддалення Землі) називається апогеєм, а найнижча (мінімальне віддалення Землі) точка – перигеєм. Знаходяться вони, відповідно у південній та північній півкулях Землі.

Згідно з Другим Законом Кеплера планета (у нашому випадку супутник), що рухається в площині проходить (описує) за рівні проміжки часу рівні площі. З цього можна дійти невтішного висновку, що супутники рухаються нерівномірно. Що ближче супутник до Землі (перигей), то вище його лінійна швидкість, і що далі він від Землі (апогей), то його швидкість нижче. Це дозволило вченим припустити, та був і розрахувати різні супутникові орбіти, Оптимальні для конкретного цільового призначення.

Які бувають орбіти

Залежно від заданої початкової швидкості, виведений у космос супутник займає певну орбіту (або спочатку одну, потім іншу). Властивості орбіти супутника дозволяють оптимізувати приймально-передавальне обладнання для оптимальної реалізації поставлених завдань. Розрізняються орбіти за нахиленням, за величиною великої півосі (або висотою над поверхнею Землі) і за швидкістю звернення супутника навколо Землі. Розглянемо види супутникових орбітДетальніше.

Орбіти із заданим нахилом

Ця класифікація показує, як орбіти розрізняються за кутом способу. Чим більший кут способу орбіти, тим помітнішим буде супутник у північних широтах. А чим супутник вищий, тим ширше стає область видимості. Існують екваторіальні (орбіта проходить вздовж екватора Землі), полярні (орбіта проходить перпендикулярно екватору) та сонячно-синхронні орбіти. Остання орбіта найчастіше використовується розміщувати супутників, призначених для фото і відео зйомки Землі.

Різновисотні орбіти (величина великої півосі)

Залежно від висоти орбіти, виведений супутник, відповідно, називається низькоорбітальним або середньоорбітальним.

Низько орбітальні супутники літають над поверхнею Землі на висоті від 160 кілометрів до 2000 кілометрів. Їх найпоширеніша назва у науковій літературі: LEO (від англ. Low Earth Orbit – мала земна орбіта).

Використовуються такі низькоорбітальні супутники найчастіше задля забезпечення персонального радіотелефонного зв'язку. Пояснюється це безперебійністю контакту наземних терміналів із ретрансляторами супутників, а також потужністю приймально-передаючого сигналу. Цей аспект, однак, був використаний у сфері масових телекомунікацій порівняно недавно. Так, у країнах з розвиненою інфраструктурою частка послуг, що надаються саме низькоорбітальними супутниками, Складає всього близько 35%. Основну частку становлять супутники, що літають на геостаціонарній орбіті.

Середньоорбітальними супутникаминазивають супутники, що літають над поверхнею Землі на висоті від 2000 кілометрів до 35 786 кілометрів. Називаються вони відповідно MEO (від англ. "Medium Earth Orbit - середня земна орбіта).

Саме ці орбітальні висоти використовуються системами глобальної навігації (GPS, ГЛОНАСС). Це цілком справедливо, оскільки задана висота середньоорбітальних супутників дозволяє максимально точно обмінюватись даними з приймачами (навігаторами).

Геостаціонарна орбіта

Ця класифікація показує швидкість звернення супутника навколо Землі, що знаходиться на певній орбіті. Швидкість обігу такого супутника становить 23 години 56 хвилин і 4,09 секунди. Неважко зрозуміти, що цей показник дорівнює земній добі. Отже, супутник на такій орбіті ніби «висить» у небі на одному місці.

Геостаціонарна орбіта розташовується від Землі з відривом 35786 кілометрів. Орбіта проходить у екваторіальній площині Землі. Її радіус дорівнює 42 164 кілометрам. Це приблизно в 6 разів більше, ніж радіус нашої планети (становить 6378 км). Небесні координатитакого супутника на геостаціонарній орбіті залишаються незмінними. Це дає можливість використовувати їх для роботи супутникового телебачення. Сигнал, що надходить від таких супутників, чіткий і безперебійний.

Збереження постійної точки позиціонування («зависання» одному місці) перестав бути абсолютним, оскільки супутник постійно впливає найближчого природного супутникаЗемлі – Місяця. Місяць викликає гравітаційні збурення на орбіті супутника, притягуючи його до себе. Коригування позиції супутника проводиться за допомогою двигунів, якими він оснащений.

«Пояс Кларка»

Вперше в історії розрахував геостаціонарну орбіту англійський інженер Артур Кларк. Сталося це у вже далекому, 1945 році. Кларк запропонував використати цю орбіту для супутників зв'язку. Ця ідея, напрочуд самого Кларка, була реалізована, і дуже скоро! Майже всі глобальні системи комунікації зобов'язані своїм існуванням саме цій людині. Якщо дивитися у ширшому сенсі, то всі люди, хто сьогодні користується Інтернетом, перебувають у неоціненному боргу перед Артуром Кларком. В Англії та більшості інших країн, особливо європейських, геостаціонарну орбіту називають «Поясом Кларка».

Виведення супутників на орбіту

Процес відправлення супутника та його виведення на задану висоту(орбіту) є сукупність науково-практичних дій, заснованих на чітких математичних та фізичних розрахунках. Безпосередня доставка супутника здійснюється багатоступінчастою ракетою з використанням проміжної орбіти.

Для чого це потрібно

Розгляд таких складних, але цікавих тим, як орбітальні супутники, визначення та класифікація орбіт та інші, цілком логічно викликає низку питань. Яка з цього користь? Навіщо все це потрібно знати?

Як уже говорилося на початку статті, з появою орбітальних штучних супутниківЗемлі та освоєння людиною навколоземної орбіти, багато чого в житті сучасного людства змінилося. Наприклад, значно знизилася середня вартість міжнародних телефонних розмов. З'явилася можливість використання ресурсів глобальної системи супутникової навігації. Точний прогноз погоди, розрахунок кліматичних змін у певних регіонах планети, прогнозування геокліматичних змін у планетарному масштабі, обстеження морського дна та покладів корисних копалин всесвітню мережуІнтернет у будь-якій точці планети, вивчення космосу, зрештою, - все це стало можливим завдяки орбітальним супутникам.

На жаль, сьогодні навколоземна орбіта перенасичена різним. космічним сміттям». Підраховано, що понад 1 100 літаючих об'єктів діаметром понад півметра знаходяться у безпосередній близькості від геостаціонарної орбіти Землі, на якій, як правило, розміщується комунікаційне обладнання. Однак, лише 300 з цих об'єктів - це супутники, що діють. Серед небезпечних об'єктів, які через непотрібність кинули в космосі на різних висотах, - 32 давно виведені з ладу ядерні реактори. Все це говорить про невдячність окремих «користувачів» орбіти до тих, хто колись подарував нам безцінні знання про Закони руху тіл у всесвіті.

: 23 години 56 хвилин 4,091 секунди).

Ідея використання геостаціонарних супутників для зв'язку висловлювалася ще словенським теоретиком космонавтики Германом-Поточником в 1928 році.

Переваги геостаціонарної орбіти здобули широку популярність після виходу у світ науково-популярної статті Артура-Кларка в журналі «Wireless World» у 1945-му році, тому на Заході геостаціонарна та геосинхронні орбіти іноді називаються « орбітами Кларка», а « поясом Кларка» Називають область космічного простору на відстані 36000 км над рівнем моря в площині земного екватора, де параметри орбіт близькі до геостаціонарної. Першим супутником, успішно виведеним на ДСО, був Syncom-3, запущений NASA у серпні 1964 року .

Енциклопедичний YouTube

• 1 / 5

  Геостаціонарна орбіта може бути точно забезпечена тільки на колі, розташованому прямо над екватором, з висотою, дуже близькою до 35786 км.

  Якби геостаціонарні супутники були помітні на небі неозброєним оком, то лінія, на якій вони були б видні, співпадала б з «поясом Кларка» для даної місцевості. Геостаціонарні супутники, завдяки наявним точкам стояння, зручно використовувати для супутникового зв'язку: один раз зорієнтована антена завжди буде спрямована на обраний супутник (якщо він не змінить позицію).

  Для перекладу супутників з низьковисотної орбіти на геостаціонарну використовуються перехідні геостаціонарні (геоперехідні) орбіти (ДПО) – еліптичні орбіти з перигеєм на низькій висоті та апогеєм на висоті, близькій до геостаціонарної орбіти.

  Після завершення активної експлуатації на залишках палива супутник повинен бути переведений на орбіту, поховану на 200-300 км вище ДСО.

  Обчислення параметрів геостаціонарної орбіти

  Радіус орбіти та висота орбіти

  На геостаціонарній орбіті супутник не наближається до Землі і не віддаляється від неї, і крім того, обертаючись разом із Землею, постійно перебуває над якоюсь точкою на екваторі. Отже, сили, що діють на супутник, гравітації і відцентрова, сила повинні врівноважувати один одного. Для обчислення висоти геостаціонарної орбіти можна скористатися методами класичної механіки та, перейшовши в систему відліку супутника, виходити з наступного рівняння:

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

  де F u (\displaystyle F_(u))- сила інерції, а в даному випадку відцентрова сила; F Γ (\displaystyle F_(\Gamma ))- гравітаційна сила. Величину гравітаційної сили, що діє на супутник, можна визначити за законом всесвітнього тяжіння Ньютона.

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

  де - маса супутника, M 3 (\displaystyle M_(3))- маса Землі в кілограмах, G (\displaystyle G)- гравітаційна постійна , а R (\displaystyle R)- відстань за метри від супутника до центру Землі чи, у разі, радіус орбіти.

  Величина відцентрової сили дорівнює:

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

  де a (\displaystyle a)- доцентрове прискорення, що виникає при круговому русі по орбіті.

  Як можна бачити, маса супутника m c (\displaystyle m_(c))присутній як множник у виразах для відцентрової сили та для гравітаційної сили, тобто висота орбіти не залежить від маси супутника, що справедливо для будь-яких орбіт і є наслідком рівності гравітаційної та інертної маси. Отже, геостаціонарна орбіта визначається лише висотою, у яких відцентрова сила дорівнюватиме модулю і протилежна у напрямку гравітаційної силі, створюваної тяжінням Землі у цій висоті.

  Центрошвидке прискорення одно:

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

  де - кутова швидкість обертання супутника, в радіанах в секунду.

  Зробимо одне важливе уточнення. Насправді, відцентрове прискорення має фізичний сенс тільки в інерційній системі відліку, у той час як відцентрова сила є так званою уявною силою і має місце виключно в системах відліку (координат), які пов'язані з тілами, що обертаються. Відцентрова сила (в даному випадку - сила гравітації) викликає доцентрове прискорення. По модулю доцентрове прискорення в інерційній системі відліку дорівнює відцентровому в системі відліку, пов'язаної в нашому випадку з супутником. Тому далі, з урахуванням зробленого зауваження, ми можемо вживати термін «відцентрове прискорення» разом із терміном «відцентрова сила».

  Зрівнюючи вирази для гравітаційної та відцентрової сил з підстановкою доцентрового прискорення, отримуємо:

  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)))).

  Скорочуючи m c (\displaystyle m_(c)), перекладаючи R 2 (\displaystyle R^(2))вліво, а ω 2 (\displaystyle \omega ^(2))праворуч, отримуємо:

  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))))).

  Можна записати цей вираз інакше, замінивши G ⋅ M 3 (\displaystyle G\cdot M_(3))на μ (\displaystyle \mu )- геоцентричну гравітаційну постійну:

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

  Кутова швидкість ω (\displaystyle \omega )обчислюється розподілом кута, пройденого за один оборот ( 360 ∘ = 2 ⋅ π (\displaystyle 360^(\circ )=2\cdot \pi )радіан) на період звернення (час, за який відбувається один повний оборот по орбіті: один сидеричний, або 86 164 секунди). Отримуємо:

  ω = 2 ⋅ π 86164 = 7 , 29 ⋅ 10 − 5 (\displaystyle \omega =(\frac (2\cdot \pi )(86164))=7,29\cdot 10^(-5)) радий/с

  Отриманий радіус орбіти становить 42164 км. Віднімаючи екваторіальний радіус Землі, 6378 км, отримуємо висоту 35786 км.

  Можна зробити обчислення та інакше. Висота геостаціонарної орбіти - це таке віддалення від центру Землі, де кутова швидкість супутника, що збігається з кутовою швидкістю обертання Землі, породжує орбітальну (лінійну) швидкість, рівну першій космічній швидкості (для забезпечення кругової орбіти) на цій висоті.

  Лінійна швидкість супутника, що рухається з кутовою швидкістю ω (\displaystyle \omega )на відстані R (\displaystyle R)від центру обертання дорівнює

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

  Перша космічна швидкістьна відстані R (\displaystyle R)від об'єкта масою M (\displaystyle M)дорівнює

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

  Прирівнявши праві частини рівнянь один до одного, приходимо до отриманого раніше виразу радіусуДСО:

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

  Орбітальна швидкість

  Швидкість руху геостаціонарної орбіти обчислюється множенням кутової швидкості на радіус орбіти:

  v = ω ⋅ R = 3 , 07 (\displaystyle v=\omega \cdot R=3,07) км/с

  Це приблизно в 2.5 рази менше, ніж перша, космічна швидкість дорівнює 8 км/с на навколоземній орбіті (з радіусом 6400 км). Оскільки квадрат швидкості для кругової орбіти обернено пропорційний її радіусу,

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

  то зменшення швидкості по відношенню до першої космічної досягається збільшенням радіусу орбіти більш ніж у 6 разів.

  R ≈ 6400 ∗ (8 3 , 07) 2 ≈ 43000 (\displaystyle R\approx \,\!(6400*((\frac (8)(3,07)))^(2))\approx \,\ !43000)

  Довжина орбіти

  Довжина геостаціонарної орбіти: 2 ⋅ π ⋅ R (\displaystyle (2\cdot \pi \cdot R)). При радіусі орбіти 42164 км отримуємо довжину орбіти 264924 км.

  Довжина орбіти вкрай важлива для обчислення «точок стояння» супутників.

  Утримання супутника в орбітальній позиції на геостаціонарній орбіті

  Супутник, що звертається на геостаціонарній орбіті, перебуває під впливом низки сил (обурень), що змінюють параметри цієї орбіти. Зокрема, до таких обурень відносяться гравітаційні місячно-сонячні обурення, вплив неоднорідності гравітаційного поля Землі, еліптичність екватора тощо. Деградація орбіти виражається у двох основних явищах:

  1) Супутник зміщується вздовж орбіти від своєї первісної орбітальної позиції у бік однієї з чотирьох точок стабільної рівноваги, т.з. «потенційних ям геостаціонарної орбіти» (їх довготи 75,3 ° E, 104,7 ° W, 165,3 ° E, і 14,7 ° W) над екватором Землі;

  2) Нахилення орбіти до екватора збільшується (від первісного 0) зі швидкістю близько 0,85 градусів на рік і досягає максимального значення 15 градусів за 26,5 років.

  Для компенсації цих обурень та утримання супутника у призначеній точці стояння супутник оснащується руховою установкою (хімічною або електроракетною). Періодичними включеннями двигунів малої тяги (корекція «північ-південь» для компенсації зростання нахилення орбіти та «захід-схід» для компенсації дрейфу вздовж орбіти) супутник утримується у призначеній точці стояння. Такі включення виробляються кілька разів на кілька (10-15) діб. Істотно, що з корекції «північ-юг» потрібно значно більше збільшення характеристичної швидкості (близько 45-50 м/с на рік), ніж для довготної корекції (близько 2 м/с на рік). Для забезпечення корекції орбіти супутника протягом усього терміну його експлуатації (12-15 років для сучасних телевізійних супутників) потрібен значний запас палива на борту (сотні кілограмів у разі застосування хімічного двигуна). Хімічний ракетний двигун супутника має витіснювальну подачу палива (газ наддува-гелій), працює на довгоохоронних висококиплячих компонентах (зазвичай несиметричний диметилгідразин і діазотний тетраоксид). На низці супутників встановлюються плазмові двигуни. Їхня тяга істотно менша по відношенню до хімічних, проте велика ефективність дозволяє (за рахунок тривалої роботи, що вимірюється десятками хвилин для одиничного маневру) радикально знизити потрібну масу палива на борту. Вибір типу двигуна визначається конкретними технічними особливостями апарату.

  Ця ж рухова установка використовується, при необхідності, для маневру переведення супутника в іншу орбітальну позицію. У деяких випадках - як правило, наприкінці терміну експлуатації супутника, для скорочення витрати палива корекція орбіти "північ-південь" припиняється, а залишок палива використовується тільки для корекції "захід-схід".

  Запас палива є основним лімітуючим фактором терміну служби супутника на геостаціонарній орбіті.

  Недоліки геостаціонарної орбіти

  Затримка сигналу

  Зв'язок через геостаціонарні супутники характеризується великими затримками поширення сигналу. При висоті орбіти 35 786 км і швидкості світла близько 300 000 км/с хід променя «Земля-супутник» вимагає близько 0,12 с. Хід променя «Земля (передавач) → супутник → Земля (приймач)» ≈0,24 с. Повна затримка (вимірювана утилітою Ping) при використанні супутникового зв'язку для прийому та передачі даних становитиме майже півсекунди. З урахуванням затримки сигналу в апаратурі ШСЗ, в апаратурі та кабельних системах передач наземних служб загальна затримка сигналу на маршруті «джерело сигналу → супутник → приймач» може досягати 2-4 секунд. Така затримка ускладнює застосування супутників на ДСО в телефонії і унеможливлює застосування супутникового зв'язку з використанням ДСО в різних сервісах реального часу (наприклад в онлайн-іграх).

  Невидимість ДСО з високих широт

  Так як геостаціонарна орбіта не видно з високих широт (приблизно від 81 ° до полюсів), а на широтах вище 75 ° спостерігається дуже низько над горизонтом (в реальних умовах супутники просто ховаються об'єктами, що виступають, і рельєфом місцевості) і видно лише невелику ділянку орбіти ( див. таблицю), то неможлива зв'язок і телетрансляція з використанням ДСО у високоширотних районах Крайньої Півночі (Арктики) та Антарктиди. Наприклад, американські полярники на станції Амундсен-Скотт для зв'язку із зовнішнім світом (телефонія, інтернет) використовують оптоволоконний кабель довжиною 1670 кілометрів до розташованої на 75° пд.ш. французької станції Конкордія, з якої вже видно кілька американських геостаціонарних супутників (~60°) видимий сектор орбіти (і відповідно кількість супутників, що приймаються) дорівнює 84 % від максимально можливого (на і супутник-передавач знаходяться на одній лінії з приймальною антеною (становище «сонце за супутником"). Дане явище притаманне й іншим орбітам, але саме на геостаціонарній, коли супутник "нерухомий" на небі, виявляється особливо яскраво. У середніх широтах північної півкулі сонячна інтерференція проявляється в періоди з 22 лютого по 11 березня і з 3 по 21 Жовтень, з максимальною тривалістю до десяти хвилин, .

  Ці претензії екваторіальних країн були відкинуті, як такі, що суперечать принципу неприсвоєння космічного простору. У Комітеті ООН з космосу такі заяви зазнали обґрунтованої критики. По-перше, не можна претендувати на присвоєння будь-якої території чи простору, що перебуває на такому значному віддаленні від території відповідної держави. По-друге, космічний простір не підлягає національному присвоєнню. По-третє, технічно неправомірно говорити про будь-який фізичний взаємозв'язок між державною територією та таким віддаленим районом космосу. Нарешті, у кожному окремому випадку феномен геостаціонарного супутника пов'язаний із конкретним космічним об'єктом. Якщо немає супутника, немає і геостаціонарної орбіти.