Види орбіт землі. Типи супутникових орбіт і їх визначення

У наш час людство використовує кілька різних орбіт для розміщення супутників. Найбільшу увагу прикуто до геостаціонарної орбіти, яка може бути використана для «стаціонарного» розміщення супутника над тією чи іншою точкою Землі. Орбіта, обрана для роботи супутника, залежить від його призначення. Наприклад, супутники, які використовуються для прямого мовлення телевізійних програм, поміщають на геостаціонарну орбіту. Багато супутники зв'язку також знаходяться на геостаціонарній орбіті. інші супутникові системи, Зокрема ті, які використовуються для зв'язку між супутниковими телефонами, Обертаються на низькій навколоземній орбіті. Аналогічно супутникові системи, які використовуються для систем навігації, таких як Navstar або Система глобального позиціонування (GPS), також знаходяться на відносно низьких навколоземних орбітах. Існує ще безліч інших супутників - метеорологічні, дослідні і так далі. І кожен з них, в залежності від свого призначення, отримує «прописку» на певній орбіті.

Читайте також:

Конкретна орбіта, яка обирається для роботи супутника, залежить від безлічі факторів, серед яких - функції супутника, а також обслуговує їм територія. В одних випадках це може бути вкрай низька навколоземну орбіту (LEO), що знаходиться на висоті всього 160 кілометрів над Землею, в інших випадках супутник знаходиться на висоті більше 36 000 км над Землею - тобто, на геостаціонарній орбіті GEO. Більш того, ряд супутників використовує не кругову орбіту, а еліптичну.

Тяжіння Землі і супутникові орбіти

У міру обертання супутників на навколоземній орбіті вони потихеньку з неї зміщуються через сили тяжіння Землі. Якби супутники не обертається по орбіті, вони б почали поступово падати на Землю і згоріли б в верхніх шарах атмосфери. Однак саме обертання супутників навколо Землі створює силу, відразливу їх від нашої планети. Для кожної з орбіт існує своя розрахункова швидкість, яка дозволяє збалансувати силу тяжіння Землі і відцентрову силу, утримуючи апарат на постійній орбіті і не даючи йому ні набирати, ні втрачати висоту.

Цілком зрозуміло, що чим нижче орбіта супутника, тим сильніше на нього впливає тяжіння Землі і тим більша потрібна швидкість для подолання цієї сили. Чим більше відстань від поверхні Землі до супутника - тим, відповідно, менша потрібна швидкість для його знаходження на постійній орбіті. Для апарату, що обертається на відстані близько 160 км над поверхнею Землі, потрібна швидкість приблизно 28 164 км / год, а це значить, що такий супутник здійснює виток навколо Землі приблизно за 90 хвилин. На відстані 36 000 км над поверхнею Землі супутнику для знаходження на постійній орбіті потрібна швидкість трохи менше 11 266 км / год, що дає можливість такому супутнику звертатися навколо Землі приблизно за 24 години.

Визначення кругової і еліптичної орбіт

Всі супутники обертаються навколо Землі, використовуючи один з двох базових типів орбіт.

• Кругова супутникова орбіта: при зверненні космічного апаратунавколо Землі по круговій орбіті його відстань над земною поверхнею залишається завжди однаковим.
• Еліптична супутникова орбіта: Обертання супутника по еліптичній орбіті означає зміну відстані до поверхні Землі в різний час протягом одного витка.

Читайте також:

Супутникові орбіти

Існує безліч різних визначень, пов'язаних з різними типамисупутникових орбіт:

• Центр Землі: Коли супутник обертається навколо землі - по круговій або еліптичній орбіті - орбіта супутника формує площину, яка проходить через центр земного тяжіння або ж Центр Землі.
• Напрямок руху навколо Землі: Способи звернення супутника навколо нашої планети можна розбити на дві категорії відповідно до напряму цього звернення:

1. Прискорювальна орбіта: Звернення супутника навколо Землі називають прискорювальним, якщо супутник обертається в тому ж напрямку, в якому обертається Земля;
2. Ретроградна орбіта: Звернення супутника навколо Землі називають ретроградним, якщо супутник обертається в напрямку, протилежному напрямкуобертання Землі.

• Траса орбіти:трасою орбіти супутника називають точку на земній поверхні, при прольоті над якою супутник знаходиться прямо над головою в процесі руху по орбіті навколо Землі. Траса утворює коло, в центрі якого розташований Центр Землі. Слід зазначити, що геостаціонарні супутники представляють собою особливий випадок, оскільки вони постійно перебувають над однією і тією ж точкою над поверхнею Землі. Це означає, що їх траса орбіти складається з однієї точки, розташованої на екваторі Землі. Також можна додати, що траса орбіти супутників, що обертаються строго над екватором, тягнеться уздовж цього самого екватора.

Для цих орбіт, як правило, характерно зміщення траси орбіти кожного супутника в західному напрямку, оскільки Земля під супутником звертається в східному напрямку.

• Орбітальні вузли: Це точки, в яких траса орбіти переходить з однієї півкулі в іншу. Для неекваторіальних орбіт існує два таких вузла:

1. Висхідний вузол: Це вузол, в якому траса орбіти переходить з південної півкулі в північну.
2. Спадний вузол: Це вузол, в якому траса орбіти переходить з північної півкулі в південну.

• Висота супутника: При розрахунку багатьох орбіт необхідно враховувати висоту супутника над центром Землі. Цей показник включає відстань від супутника до поверхні Землі плюс радіус нашої планети. Як правило, вважається, що він дорівнює 6370 кілометрам.
• Орбітальна швидкість: Для кругових орбіт вона завжди однакова. Однак у випадку з еліптичними орбітами все інакше: швидкість обертання супутника по орбіті змінюється в залежності від його позиції на цій самій орбіті. Вона досягає свого максимуму при найбільшому наближенні до Землі, де супутнику належить максимальне протистояння силі тяжіння планети, і знижується до мінімуму при досягненні точки найбільшого видалення від Землі.
• Кут підйому: Кутом підйому супутника називають кут, на якому супутник розташований над лінією горизонту. Якщо кут занадто малий, сигнал може бути перекритий розташованими близько об'єктами - в разі, якщо приймальна антена піднята досить високо. Однак і для антен, які підняті над перешкодою, також існує проблема при прийомі сигналу з супутників, що мають низький кут підйому. Причина тут в тому, що супутниковий сигнал в такому випадку повинен пройти більшу відстань через земну атмосферу і в результаті він піддається більшого ослаблення. Мінімально допустимим кутом підйому для більш-менш задовільного прийому прийнято вважати кут в п'ять градусів.
• Кут нахилу: Не всі супутникові орбіти слідують уздовж лінії екватора - насправді, більша частина низьких навколоземних орбіт не дотримуватися цієї лінії. А тому необхідно визначати кут нахилу орбіти супутника. Діаграма, розташована нижче, ілюструє цей процес.

Інші показники, пов'язані з супутниковою орбітою

Для того щоб супутник міг використовуватися для надання послуг зв'язку, наземні станції повинні мати можливість «стежити» за ним з метою отримання з нього сигналу і відправки сигналу на нього. Зрозуміло, що зв'язок із супутником можлива лише тоді, коли він знаходиться в зоні видимості наземних станцій, і, в залежності від типу орбіти, він може перебувати в зоні видимості лише в короткі проміжки часу. Для впевненості в тому, що зв'язок із супутником можлива протягом максимального проміжку часу, існує кілька варіантів, які можна використовувати:

• Перший варіантполягає у використанні еліптичної орбіти, точка апогею якої знаходиться в акурат над запланованим розміщенням наземної станції, що дає можливість супутнику перебувати в зоні видимості цієї станції протягом максимального проміжку часу.
• Другий варіантполягає в запуску декількох супутників на одну орбіту, і, таким чином, в той час, коли один з них зникає з поля зору і зв'язок з ним втрачається, на його місце приходить інший. Як правило, для організації більш-менш безперебійного зв'язку потрібно запуск на орбіту трьох супутників. Однак процес зміни одного «чергового» супутника іншим вносить в систему додаткові складності, а також ряд вимог до мінімум трьом супутникам.

Визначення кругових орбіт

Кругові орбіти можна класифікувати за кількома параметрами. Такі терміни, як Низька навколоземну орбіту, Геостаціонарна орбіта (і їм подібні) вказують на відмінну рису конкретної орбіти. Короткий оглядвизначень кругових орбіт представлений в таблиці нижче.

: 23 години 56 хвилин 4,091 секунди).

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

Переваги геостаціонарної орбіти отримали широку популярність після виходу в світ науково-популярної статті Артура Кларка в журналі «Wireless World» в 1945 році, тому на Заході геостаціонарна і геосинхронной 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 вивів на ДСО, був Syncom-3, Запущений NASA в серпні 1964 року.

енциклопедичний YouTube

• 1 / 5

  Геостаціонарна орбіта може бути точно забезпечена тільки на колі, розташованої прямо над екватором, з висотою, дуже близькою до 35 786 км.

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

  Для перекладу супутників з нізковисотние орбіти на геостаціонарну використовуються перехідні геостаціонарні (геоперехідну) орбіти (ГПО) - еліптичні орбіти з перигеем на низькій висоті і апогеєм на висоті, близькій до геостаціонарної орбіти.

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

  Обчислення параметрів геостаціонарної орбіти

  Радіус орбіти і висота орбіти

  На геостаціонарній орбіті супутник не наближається до Землі і не віддаляється від неї, і крім того, обертаючись разом із Землею, постійно знаходиться над якою-небудь точкою на екваторі. Отже, чинні на супутник сили гравітації 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:

  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 стала, а R (\ displaystyle R)- відстань в метрах від супутника до центру Землі або, в даному випадку, 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 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, при яких відцентрова сила буде дорівнює по модулю і протилежна за напрямком гравітаційній силі, створюваної тяжінням Землі на даній висоті.

  Доцентровийприскорення 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, доцентровийприскорення має фізичний сенс тільки в інерціальній системі відліку, в той час як відцентрова сила є так званої уявної силою і має місце виключно в системах відліку (координат), які пов'язані з обертовими тілами. Доцентрова сила (в даному випадку - сила гравітації) викликає доцентрове прискорення. За модулю доцентровийприскорення в інерціальній системі відліку одно відцентровому в системі відліку, пов'язаної в нашому випадку зі супутником. Тому далі, з урахуванням зробленого зауваження, ми можемо вживати термін «доцентровийприскорення» разом з терміном «відцентрова сила».

  Зрівнюючи вираження для гравітаційної та відцентрової сил з підстановкою центростремительного 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)), переводячи R 2 (\ displaystyle R ^ (2))вліво, а ω 2 (\ displaystyle \ omega ^ (2))вправо, 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 вислів 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 діленням кута, пройденого за один оборот ( 360 ∘ = 2 ⋅ π (\ displaystyle 360 ​​^ (\ circ) = 2 \ cdot \ pi)радіан) на період обертання (час, за який здійснюється один повний оберт навколо Землі: один сидерический день, 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)) рад / с

  Отриманий радіус орбіти становить 42 164 км. Віднімаючи екваторіальний радіус Землі, 6 378 км, отримуємо висоту 35 786 км.

  Можна зробити обчислення і інакше. Висота геостаціонарної орбіти - це таке видалення від центру Землі, де кутова швидкість супутника, що збігається з кутовою швидкістю обертання Землі, породжує орбітальну (лінійну) швидкість, рівну першої космічної швидкості (для забезпечення кругової орбіти) на даній 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 висловом радіусуДСО:

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

  орбітальна швидкість

  Швидкість руху по геостаціонарній орбіті 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 рівна 8 км / с на навколоземній орбіті (з радіусом 6400 км). Так як 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 радіуса орбіти більш ніж в 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 42 164 км отримуємо довжину орбіти 264 924 км.

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

  Утримання супутника в орбітальній позиції на геостаціонарній орбіті

  Супутник, який звертається на геостаціонарній орбіті, знаходиться під впливом ряду сил (збурень), що змінюють параметри цієї орбіти. Зокрема, до таких збурень відносяться гравітаційні місячно-сонячні обурення, вплив неоднорідності гравітаційного поля Землі, еліптичності екватора і т. Д. Деградація орбіти виражається в двох основних явищах:

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

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

  Для компенсації цих збурень і утримання супутника в призначеної точці стояння супутник оснащується руховою установкою (хімічної або електроракетні). Періодичними включеннями двигунів малої тяги (корекція «північ-південь» для компенсації зростання способу орбіти і «захід-схід» для компенсації дрейфу уздовж орбіти) супутник утримується в призначеної точці стояння. Такі включення виробляються по кілька разів на кілька (10-15) діб. Істотно, що для корекції «північ-південь» потрібно значно більше збільшення характеристичної швидкості (близько 45-50 м / с в рік), ніж для довготною корекції (близько 2 м / с в рік). Для забезпечення корекції орбіти супутника протягом усього терміну його експлуатації (12-15 років для сучасних телевізійних супутників) потрібно значний запас палива на борту (сотні кілограмів, у разі застосування хімічної двигуна). Хімічний ракетний двигун супутника має витіснювальний подачу палива (газ наддуву-гелій), працює на довгозбережуваних висококиплячих компонентах (зазвичай несиметричний диметилгидразин і діазотний тетраоксид). На ряді супутників встановлюються плазмові двигуни. Їх тяга істотно менше по відношенню до хімічних, проте велика ефективність дозволяє (за рахунок тривалої роботи, яка 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 перекладу супутника в іншу орбітальну позицію. У деяких випадках - як правило, в кінці 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 в поширенні 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 і передачі даних складе майже півсекунди. З урахуванням затримки сигналу в апаратурі ШСЗ, в апаратурі і в 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, хоч я знаю з високих широт (приблизно від 81 ° до полюсів), а на широтах вище 75 ° спостерігається дуже низько над горизонтом (у реальних умовах супутники просто ховаються виступаючими об'єктами і рельєфом місцевості) і видно лише невелику ділянку орбіти ( см. таблицю), То неможлива зв'язок і телетрансляція з використанням ДСО в високоширотних районах Крайньої Півночі (Арктики) і 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 прийнятих супутників) дорівнює 84% від максимально можливого (на і супутник-передавач знаходяться на одній лінії з приймальні антеною (положення «сонце за супутником »). Дане явище притаманне і іншим орбітах, але саме на геостаціонарній, коли супутник« нерухомий »на небі, проявляється особливо яскраво. у середніх широтах північної півкулі сонячна інтерференція проявляється в періоди з 22 лютого по 11 березня і з 3 по 21 жовтня, з максимальною тривалістю до десяти хвилин,.

  Ці домагання екваторіальних країн були відкинуті, як такі, що суперечать принципу неприсвоєння космічного простору. У Комітеті ООН по космосу такі заяви піддалися обгрунтованій критиці. По-перше, не можна претендувати на присвоєння будь-якої території або простору, що знаходиться на такому значній відстані від території відповідної держави. По-друге, космічний простір не підлягає національному присвоєнню. По-третє, технічно неправомірно говорити про будь-якої фізичної взаємозв'язку між державною територією і настільки віддаленим районом космосу. Нарешті, в кожному окремому випадку феномен геостационарного супутника пов'язаний з конкретним космічним об'єктом. Якщо немає супутника, то немає і геостаціонарної орбіти.

  На геостаціонарній орбіті супутник не наближається до Землі і не віддаляється від неї, і крім того, обертаючись разом із Землею, постійно знаходиться над якою-небудь точкою на екваторі. Отже, чинні на супутник сили гравітації і відцентрова сила повинні врівноважувати один одного. Для обчислення висоти геостаціонарної орбіти можна скористатися методами класичної механіки і, 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 стала, 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 присутній у висловлюваннях 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, при якій відцентрова сила буде дорівнює по модулю і протилежна за напрямком гравітаційній силі, створюваної тяжінням Землі на даній висоті.

  Доцентровийприскорення одно:

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

  Виходячи з рівності гравітаційної та відцентрової сил, отримуємо:

  

  Кутова швидкість ω обчислюється діленням кута, пройденого за один оборот на період обертання (час, за який здійснюється один повний оберт навколо Землі: один сидерический день, або 86 164 секунди). отримуємо: рад / с

  Розрахунковий радіус орбіти становить 42 164 км. Віднімаючи екваторіальний радіус Землі, 6 378 км, отримуємо висоту ДСО 35 786 км.

  орбітальна швидкість

  Швидкість руху по геостаціонарній орбіті обчислюється множенням кутової швидкості на радіус орбіти: км / с

  Це приблизно в 2.5 рази менше, ніж перша космічна швидкість рівна 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 в 6 разів.

  довжина орбіти

  Довжина геостаціонарної орбіти:. При радіусі орбіти 42 164 км отримуємо довжину орбіти 264 924 км. Довжина орбіти вкрай важлива для обчислення «точок стояння» супутників.

  Утримання супутника в орбітальній позиції на геостаціонарній орбіте.Спутнік, який звертається на геостаціонарній орбіті, знаходиться під впливом ряду сил (збурень), що змінюють параметри цієї орбіти. Зокрема, до таких збурень відносяться гравітаційні місячно-сонячні обурення, вплив неоднорідності гравітаційного поля Землі, еліптичності екватора і т.д. Деградація орбіти виражається в двох основних явищах:

  1) Супутник зміщується вздовж орбіти від своєї первісної орбітальній позиції в сторону однієї з чотирьох точок стабільної рівноваги, так званих «потенційних ям геостаціонарної орбіти» (їх довготи 75,3 ° E, 104,7 ° W, 165,3 ° E, і 14,7 ° W) над екватором Землі;

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

  Для компенсації цих збурень і утримання супутника в призначеної точці стояння супутник оснащується руховою установкою (хімічної або електроракетні). Періодичними включеннями двигунів малої тяги (корекція «північ-південь» для компенсації зростання способу орбіти і «захід-схід» для компенсації дрейфу уздовж орбіти) супутник утримується в призначеної точці стояння. Такі включення виробляються по кілька разів на кілька (10-15) діб. Істотно, що для корекції «північ-південь» потрібно значно більше збільшення характеристичної швидкості (близько 45-50 м / с в рік), ніж для довготною корекції (близько 2 м / с в рік). Для забезпечення корекції орбіти супутника протягом усього терміну його експлуатації (12-15 років для сучасних телевізійних супутників) потрібно значний запас палива на борту (сотні кілограмів, у разі застосування хімічної двигуна). Хімічний ракетний двигун супутника має витіснювальний систему подачі палива (газ наддуву - гелій), працює на довгозбережуваних висококиплячих компонентах (зазвичай несиметричний диметилгидразин і азотний тетраксід). На ряді супутників встановлюються плазмові двигуни. Їх тяга істотно менше, ніж у хімічних, проте велика ефективність дозволяє (за рахунок тривалої роботи, яка вимірюється десятками хвилин для одиничного маневру) радикально знизити потрібну масу палива на борту. Вибір типу рухової установки визначається конкретними технічними особливостями апарату.

  Ця ж рухова установка використовується, при необхідності, для маневру перекладу супутника в іншу орбітальну позицію. У деяких випадках - як правило, в кінці 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.

  глава 3
  

  ОРБІТИ ШТУЧНИХ СУПУТНИКІВ ЗЕМЛІ. ВИСНОВОК СУПУТНИКІВ НА ОРБІТУ

  Траєкторія руху ШСЗ називається орбітою. Під час вільного польоту супутника, коли його бортові реактивні двигунивимкнені, рух відбувається під впливом гравітаційних сил і за інерцією, причому головною силою є тяжіння Землі.

  Якщо вважати Землю строго сферичної, а дія гравітаційного поля Землі - єдиною силою, що впливає на супутник, то рух ШСЗ підпорядковується відомим законам Кеплера: воно відбувається в нерухомій (в абсолютному просторі) площині, що проходить через центр Землі, - площини орбіти; орбіта має форму еліпса (рис 3.1) або кола (окремий випадок еліпса).
  

  
  

  При русі супутника повна механічна енергія (кінетична і потенційна) залишається незмінною, внаслідок чого при видаленні супутника від Землі швидкість його руху зменшується.

  Рівняння еліптичної орбіти супутника Землі в полярній системікоординат визначається формулою
  

  
  

  У разі еліптичної орбіти точкою перигея називають точку орбіти, відповідну найменшому значенню радіус-вектора r = rп, точкою апогею - крапку, відповідну найбільшому значенню r = ra (рис. 3.2).

  Земля знаходиться в одному з фокусів еліпса. Вхідні у формулу (3.1) величини зв'язані співвідношеннями:
  

  
  

  Відстань між фокусами і центром еліпса складає ає, т. Е. Пропорційно ексцентриситету. Висота супутника над поверхнею Землі
  

  де R -радіус Землі. Лінія перетину площини орбіти з площиною екватора (а - а на рис. 3.1) називається лінією вузлів, кут i між площиною орбіти і площиною екватора - нахилом орбіти. За нахиленню розрізняють екваторіальні (i = 0 °), полярні (i = 90 °) і похилі орбіти, (0 ° 90 °

  Орбіта супутника характеризується також довготою апогею д - довгота підсупутникової точки (точка перетину радіуса-вектора з поверхнею Землі) в момент проходження супутником апогею і періодом обертання Т (час між двома послідовними проходженнями однієї і тієї ж точки орбіти).

  Для систем зв'язку і мовлення необхідно, щоб була пряма видимість між супутником і відповідними земними станціями протягом сеансу зв'язку достатньої тривалості. Якщо сеанс цілодобовий, то зручно, щоб він повторювався щодоби в один і той же час. Тому кращі синхронні орбіти з періодом обертання, що дорівнює або кратним часу обороту Землі навколо осі, т. Е. Зоряним діб (23 год 56 хв 4 с).

  Широке застосування знайшла висока еліптична орбіта з періодом обертання 12 год, коли для систем зв'язку і вішання використовувалися супутники «Блискавка» (висота перигею 500 км, апогею - 40 тис. Км). Рух ШСЗ на великій висоті - в області апогею - сповільнюється, а область перигею, розташовану над південною півкулею Землі, супутник проходить дуже швидко. Зона видимості ШСЗ на орбіті типу «Блискавка» протягом більшої частини витка внаслідок значної висоти велика. Вона розташована в північній півкулі і тому зручна для північних країн. Обслуговування всієї території колишнього СРСР одним з ШСЗ можливо протягом не менше 8 год, тому трьох ШСЗ, що змінюють один одного, було досить для цілодобової роботи. В даний час заради виключення перерв зв'язку і мовлення, спрощення систем наведення антен земних станцій на ШСЗ та інших експлуатаційних переваг здійснений перехід на використання геостаціонарних орбіт (ДСО) супутників Землі.

  Орбіта геостационарного ШСЗ - це кругова (ексцентриситет е = 0), екваторіальна (нахил i = 0 °), синхронна орбіта з періодом обертання 24 год, з рухом супутника в східному напрямку.

  Орбіту ДСО ще в 1945 р розрахував і запропонував використовувати для супутників зв'язку англійський інженер Артур Кларк, відомий згодом як письменник-фантаст. В Англії та багатьох інших країнах геостаціонарну орбіту називають «Пояс Кларка» (рис. 3.3).
  

  
  

  Орбіта має форму кола, що лежить в площині земного екватора з висотою над поверхнею Землі 35 786 км. Напрямок обертання ШСЗ збігається з напрямком добового обертання Землі. Тому для земного спостерігача супутник здається нерухомим в певній точці небесної півсфери.

  Геостаціонарна орбіта унікальна тим, що ні при якому іншому поєднанні параметрів можна домогтися нерухомості вільно рухається ШСЗ щодо земного спостерігача. Необхідно відзначити деякі переваги геостаціонарних ШСЗ. Зв'язок здійснюється безперервно, цілодобово, без переходів (призахідного ШСЗ на інший);

  на антенах земних станцій спрощені, а на деяких навіть виключені системи автоматичного супроводу ШСЗ;

  механізм приводу (переміщення) передавальної і приймальні антен полегшений, упрошу, зроблений більш економічним; досягнуто більш стабільне значення ослаблення сигналу на трасі Земля - ​​Космос; зона видимості геостационарного ШСЗ близько однієї третини земної поверхні; трьох геостаціонарних ШСЗ досить для створення глобальної системи зв'язку; відсутня (або стає дуже малим) частотний зсув, обумовлений ефектом Доплера.

  Ефектом Доплера називають фізичне явище, яке полягає в зміні частоти високочастотних електромагнітних коливань при взаємному переміщенні передавача і приймача. Ефект Доплера пояснюється изме

  нением відстані в часі. Цей ефект може виникнути також і при русі ШСЗ на орбіті. На лініях зв'язку через строго гестаціонарний супутник доплеровській зрушення не виникає, на реальних геостаціонарних ШСЗ - мало істотний, а на сильно витягнутих еліптичних або низьких кругових орбітах може бути значним. Ефект проявляється як нестабільність несучої частоти ретранслюються супутником коливань, яка додається до апаратурної нестабільності частоти, що виникає в апаратурі бортового ретранслятора і земної станції. Ця нестабільність може суттєво ускладнювати прийом сигналів, що призводить до зниження завадостійкості прийому.

  На жаль, ефект Доплера сприяє зміні частоти модулюють коливань. Це стиснення (або розширення) спектру сигналу неможливо контролювати апаратурними методами, так що якщо зрушення частоти перевищить допустимі межі (наприклад, 2 Гц для деяких типів апаратури частотного поділу каналів), то канал виявляється неприйнятним.

  Істотний вплив на властивості каналів зв'язку надає і запізнювання радіосигналу при його поширенні по лінії Земля - ​​ШСЗ - Земля.

  При передачі симплексних (односпрямованих) повідомлень (програм телебачення, звукового мовлення та інших дискретних (переривчастих) повідомлень це запізнення ще не відчувається споживачем. Однак при дуплексной (двосторонньої) зв'язку запізнювання на кілька секунд вже помітно. Наприклад, електромагнітна хвиля від Землі на ДСО і назад «подорожує» 2 ... 4 з (з урахуванням затримки сигналу в апаратурі ШСЗ) і наземної апаратури. у цьому випадку не має сенсу передавати сигнали точного часу.

  Висновок геостационарного супутника на орбіту зазвичай здійснюється багатоступінчастої ракетою через проміжну орбіту. Сучасна ракета-носій являє собою складний космічний літальний апарат, який приводиться в рух реактивної силою ракетного двигуна.

  До складу ракети-носія входять ракетний і головний блоки. Ракетний блок є автономною частиною складовою ракети з паливним відсіком, руховою установкою і елементами системи поділу ступенів. Головний блок включає в себе корисне навантаження і обтічник, що захищає конструкцію ШСЗ від силового і теплового впливів набігаючого потоку повітря при польоті в атмосфері і службовця для монтажу на його внутрішній поверхні елементів, які беруть участь в підготовці до пуску, але не функціонують в польоті. Головний обтічник дозволяє полегшити конструкцію ШСЗ і є пасивним елементом, потреба в якому відпадає після виходу ракети-носія з щільних шарів атмосфери, де він скидається. Корисне навантаження космічного апарату складається з ретрансляційного обладнання зв'язку та мовлення, радіотелеметрій, власне корпусу ШСЗ з усіма допоміжними і забезпечують системами.

  Принцип дій одноразової багатоступінчастої ракети-носія полягає в наступному: поки працює перший ступінь, можна розглядати інші разом з істинною корисним навантаженням в якості корисного навантаження першого ступеня. Після її відділення починає працювати друга, яка разом з подальшими ступенями і істинної корисним навантаженням утворює нову самостійну ракету. Для другого ступеня всі наступні (якщо вони є) разом з істинним корисним вантажем грають роль корисного навантаження і так далі, т. Е. Політ її характеризується кількома етапами, кожен з яких є як би сходинкою для повідомлення початкової швидкості іншим одноступінчастим ракетам, що входять в її склад. При цьому початкова швидкість кожної наступної одноступінчастої ракети дорівнює кінцевої швидкості попередньої. Відторгнення першої та наступних ступенів носія здійснюється після повного вигоряння палива в руховій установці.

  Шлях, який проходить ракета-носій при виведенні ШСЗ на орбіту, називають траєкторією польоту. Він характеризується активним і пасивним ділянками. Активний ділянку польоту - це проліт ступенів носія з працюючими двигунами, пасивний ділянку - політ відпрацьованих ракетних блоків після їх відділення від ракети-носія.

  Носій, стартуючи вертикально (ділянка 1, розташований на висоті 185 ... 250 км), виходить потім на кріволіней
  

  
  

  ний активна ділянка 2 в східному напрямку. На цій ділянці перший ступінь забезпечує поступове зменшення кута нахилу її осі по відношенню до місцевого горизонту. Ділянки 3, 4 - відповідно активні ділянки польоту другої і третьої ступенів, 5 - орбіта ШСЗ, 6, 7 - пасивні ділянки польоту ракетних блоків першого і другого ступенів (рис. 3.4).

  При виведенні ШСЗ на відповідну орбіту велику роль відіграють час і місце запуску ракети-носія. Підраховано, що космодром вигідніше розташовувати якомога ближче до екватора, так як при розгоні в східному напрямку ракета-носій отримує додаткову швидкість. Ця швидкість називається окружною швидкістю космодрому Vк, т. Е. Швидкість його руху навколо осі Землі завдяки добовому обертанню планети.
  

  
  

  т. е. на екваторі вона дорівнює 465 м / с, а на широті космодрому Байконур - 316 м / с. Практично це означає, що з екватора тієї ж ракетою-носієм може бути запущено більш важкий ШСЗ.

  Завершальною стадією польоту ракети-носія є висновок ШСЗ на орбіту, форма якої визначається кінетичної енергією, що повідомляється ШСЗ ракетою, т. Е. Кінцевої швидкістю носія. У тому випадку, коли супутнику повідомляється кількість енергії, достатню для його виведення на ГСО, ракета-носій повинна вивести в точку, віддалену від Землі на 35 875 км, і повідомити йому при цьому швидкість 3075 м / с.

  Орбітальну швидкість геостационарного ШСЗ легко підрахувати. Висота ДСО над поверхнею Землі 35 786 км, радіус ДСО на 6366 км більше (середній радіус Землі), т. Е. 42 241 км. Помноживши значення радіуса ДСО на 2л (6,28), отримаємо її довжину окружності - 265 409 км. Якщо розділити її на тривалість доби в секундах (86 400 с), отримаємо орбітальну швидкість ШСЗ - в середньому 3,075 км / с, або 3075 м / с.

  Зазвичай виведення супутника ракетою-носієм здійснюється в чотири етапи: вихід на початкову орбіту; вихід на орбіту «очікування» (паркувальну орбіту); вихід на перехідну орбіту; вихід на кінцеву орбіту (рис. 3.5). Цифр відповідають наступні етапи виведення супутника на ДСО: 1 - початкова перехідна орбіта; 2 - перший

  включення апогейного двигуна для виходу на проміжну перехідну орбіту; 3 - визначення положення на орбіті;

  4 - друге включення апогейного двигуна для виходу на первинну орбіту дрейфу; 5 - переорієнтація площини орбіти і корекція помилок; 6 - орієнтація перпендикулярно до площини орбіти і корекція помилок; 7 -

  зупинка платформи супутника, розкриття панелей, повна розстикування з ракетою; 8 - розкриття антен, включення гіростабілізатора; 9 - стабілізація становища: орієнтація антен на потрібну точку Землі, орієнтація сонячних батарей на Сонце, включення бортового ретранслятора і встановлення номінального режиму його роботи.