Геостационарная орбита с нулевым наклонением и высотой в 35756 км и по сегодняшний день остаётся стратегически важной орбитой для искусственных спутников Земли. Размещенные на этой орбите спутники обращаются вокруг центра Земли с той же угловой скоростью, как и земная поверхность. Благодарю этому, для спутниковых антенн отсутствует необходимость слежения за геостационарными спутниками - геостационарный спутник для определенного места поверхности Земли всегда расположен в одной точке неба.

Пример группировки российских геостационарных спутников связи в 2005 году:

Но проверка последнего графика с помощью сайта Гюнтера показывает, что в 2017 году было запущено не более 40 геостационарных спутников, даже если в это число включать запуски спутников на ГПО (геопереходную орбиту) и орбиты типа Молния (Космос-2518 ). В связи с этим разночтением я попытался самостоятельно оценить динамику ежегодных запусков на геостационарную орбиту и динамику изменения общей массы запускаемых геостационарных спутников с помощью того же сайта Гюнтера.

Большинство геостационарных спутников запускаются на геопереходные орбиты (ГПО) , и затем уже осуществляют с помощью собственных двигателей подъем перигелия и выход на геостационарную орбиту. Это вызвано стремлением минимизировать засорение стратегически важной геостационарной орбиты (разгонные блоки РН на ГПО сгорают гораздо быстрее, чем на ГСО из-за низкого перигелия орбит). В связи с этим чаще всего указывается стартовая масса геостационарных спутников при первоначальном выводе на ГПО. Поэтому я решил подсчитывать массу геостационарных спутников на ГПО, а так же включать в расчет спутники, которые были изначально предназначены для работы на ГПО или других эллиптических орбитах, находящихся между низкими и геостационарными орбитами (в основном это орбиты типа Молния). С другой стороны в некоторых случаях осуществляется прямой вывод спутников на геостационарную орбиту (к примеру, в случае советских, российских и американских военных спутников), кроме того для военных спутников масса часто просто неизвестна (в этом случае приходится указывать верхний предел возможностей РН при запусках на ГПО). В связи с этим расчеты являются лишь предварительными. На данный момент удалось обработать 35 годов из 60 лет космической эры, и имеет место следующая ситуация по годам:

1) По выводимой массе на ГПО и Молния орбиты в 2017 году действительно был установлен новый рекорд (192 тонны):

2) По количеству запускаемых аппаратов на эти типы орбит особого роста не наблюдается (черная линия - это линия тренда):

3) Похожая ситуация наблюдается и с количеством запусков:

В целом наблюдается тенденция стабильного увеличения грузопотока на высокоэллиптические высокие орбиты. Средние значения по десятилетиям:

По средней площади космических объектов (cumulative cross sectional area , измеряется в квадратных метрах) геостационарные спутники ещё больше превосходят низкоорбитальные аппараты (даже если учитывать разгонные блоки - RB ):

Вероятно, это связано с большим количеством разворачиваемых конструкций у геостационарных спутников (антенн, солнечных батарей и батарей терморегуляции).

С годами непрерывно растет и количество работающих спутников на геостационарной орбите. Только в нынешнем десятилетии их число выросло с четырех до пяти сотен:

Согласно базе данных действующих спутников в настоящее время старейшим действующим спутником на ГСО является спутник-ретранслятор TDRS-3 , запущенный в 1988 году. Всего сейчас на ГСО работают 40 аппаратов, чей возраст превысил 20 лет:

Общее число геостационарных спутников с учетом орбит захоронения уже превышает тысячу аппаратов (при минимальном количестве разгонных блоков (RB ) ракет на этих орбитах):

Примеры геостационарных группировок спутников:

Растущая переполненность геостационарной орбиты приводит к продолжению тенденции утяжеления геостационарных спутников. Если первые ГСО спутники весили всего 68 кг, то в 2017 году Китай попытался запустить 7.6-тонный аппарат . Очевидно, что растущая переполненность геостационарной орбиты приведет в будущем к созданию там крупных геостационарных платформ с элементами многоразового использования. Вероятно, подобные платформы будут решать сразу несколько задач: связь и наблюдение за поверхностью Земли для метеорологии, оборонных нужд и так далее.

Геостационарный спутник связи массой в 7.6 тонн, созданный на базе новой китайской платформы DFH-5

Траектория движения ИСЗ называется орбитой. Во время свободного полета спутника, когда его бортовые реактивные двигатели выключены, движение происходит под воздействием гравитационных сил и по инерции, причем главной силой является притяжение Земли.

Если считать Землю строго сферической, а действие гравитационного поля Земли - единственной силой, воздействующей на спутник, то движение ИСЗ подчиняется известным законам Кеплера: оно происходит в неподвижной (в абсолютном пространстве) плоскости, проходящей через центр Земли, - плоскости орбиты; орбита имеет форму эллипса (рис 3.1) или окружности (частный случай эллипса).

При движении спутника полная механическая энергия (кинетическая и потенциальная) остается неизменной, вследствие чего при удалении спутника от Земли скорость его движения уменьшается. В случае эллиптической орбиты точкой перигея называют точку орбиты, соответствующую наименьшему значению радиус-вектора r = rп, точкой апогея - точку, соответствующую наибольшему значению r = ra (рис. 3.2).

Земля находится в одном из фокусов эллипса. Входящие в формулу (3.1) величины связаны соотношениями:Расстояние между фокусами и центром эллипса составляет ае, т. е. пропорционально эксцентриситету. Высота спутника над поверхностью Земли

где R - радиус Земли. Линия пересечения плоскости орбиты с плоскостью экватора (а - а на рис. 3.1) называется линией узлов, угол i между плоскостью орбиты и плоскостью экватора - наклонением орбиты. По наклонению различают экваториальные (i = 0°), полярные (i = 90°) и наклонные орбиты,(0°90°

Орбита спутника характеризуется также долготой апогея д - долгота подспутниковой точки (точка пересечения радиуса-вектора с поверхностью Земли) в момент прохождения спутником апогея и периодом обращения Т (время между двумя последовательными прохождениями одной и той же точки орбиты).

Для систем связи и вещания необходимо, чтобы имелась прямая видимость между спутником и соответствующими земными станциями в течение сеанса связи достаточной длительности. Если сеанс не круглосуточный, то удобно, чтобы он повторялся ежесуточно в одно и то же время. Поэтому предпочтительны синхронные орбиты с периодом обращения, равным или кратным времени оборота Земли вокруг оси, т. е. звездным суткам (23 ч 56 мин 4 с).

Широкое применение нашла высокая эллиптическая орбита с периодом обращения 12 ч, когда для систем связи и вешания использовались спутники «Молния» (высота перигея 500 км, апогея - 40 тыс. км). Движение ИСЗ на большой высоте - в области апогея - замедляется, а область перигея, расположенную над южным полушарием Земли, спутник проходит очень быстро. Зона видимости ИСЗ на орбите типа «Молния» в течение большей части витка вследствие значительной высоты велика. Она расположена в северном полушарии и поэтому удобна для северных стран. Обслуживание всей территории бывшего СССР одним из ИСЗ возможно в течение не менее 8 ч, поэтому трех ИСЗ, сменяющих друг друга, было достаточно для круглосуточной работы. В настоящее время ради исключения перерывов связи и вещания, упрощения систем наведения антенн земных станций на ИСЗ и других эксплуатационных преимуществ осуществлен переход на использование геостационарных орбит (ГСО) спутников Земли.

Орбита геостационарного ИСЗ - это круговая (эксцентриситет е = 0), экваториальная (наклонение i = 0°), синхронная орбита с периодом обращения 24 ч, с движением спутника в восточном направлении. Орбиту ГСО еще в 1945 г. рассчитал и предложил использовать для спутников связи английский инженер Артур Кларк, известный впоследствии как писатель-фантаст. В Англии и многих других странах геостационарную орбиту называют «Пояс Кларка»

Орбита имеет форму окружности, лежащей в плоскости земного экватора с высотой над поверхностью Земли 35 786 км. Направление вращения ИСЗ совпадает с направлением суточного вращения Земли. Поэтому для земного наблюдателя спутник кажется неподвижным в определенной точке небесной полусферы.

Геостационарная орбита уникальна тем, что ни при каком другом сочетании параметров нельзя добиться неподвижности свободно движущегося ИСЗ относительно земного наблюдателя. Необходимо отметить некоторые достоинства геостационарных ИСЗ. Связь осуществляется непрерывно, круглосуточно, без переходов (заходящего ИСЗ на другой); на антеннах земных станций упрощены, а на некоторых даже исключены системы автоматического сопровождения ИСЗ; механизм привода (перемещения) передающей и приемной антенн облегчен, упрошен, сделан более экономичным; достигнуто более стабильное значение ослабления сигнала на трассе Земля - Космос; зона видимости геостационарного ИСЗ около одной трети земной поверхности; трех геостационарных ИСЗ достаточно для создания глобальной системы связи; отсутствует (или становится весьма малым) частотный сдвиг, обусловленный эффектом Доплера.

Эффектом Доплера называют физическое явление, заключающееся в изменении частоты высокочастотных электромагнитных колебаний при взаимном перемещении передатчика и приемника. Эффект Доплера объясняется изме

нением расстояния во времени. Этот эффект может возникнуть также и при движении ИСЗ на орбите. На линиях связи через строго гестационарный спутник доплеровский сдвиг не возникает, на реальных геостационарных ИСЗ - мало существен, а на сильно вытянутых эллиптических или низких круговых орбитах может быть значительным. Эффект проявляется как нестабильность несущей частоты ретранслируемых спутником колебаний, которая добавляется к аппаратурной нестабильности частоты, возникающей в аппаратуре бортового ретранслятора и земной станции. Эта нестабильность может существенно осложнять прием сигналов, приводя к снижению помехоустойчивости приема.

К сожалению, эффект Доплера способствует изменению частоты модулирующих колебаний. Это сжатие (или расширение) спектра передаваемого сигнала невозможно контролировать аппаратурными методами, так что если сдвиг частоты превысит допустимые пределы (например, 2 Гц для некоторых типов аппаратуры частотного разделения каналов), то канал оказывается неприемлемым.

Существенное влияние на свойства каналов связи оказывает и запаздывание радиосигнала при его распространении по линии Земля - ИСЗ - Земля.

При передаче симплексных (однонаправленных) сообщений (программ телевидения, звукового вешания и других дискретных (прерывистых) сообщений это запаздывание не ощущается потребителем. Однако при дуплексной (двусторонней) связи запаздывание на несколько секунд уже заметно. Например, электромагнитная волна от Земли на ГСО и обратно «путешествует» 2...4 с (с учетом задержки сигнала в аппаратуре ИСЗ) и наземной аппаратуре. В этом случае не имеет смысла передавать сигналы точного времени.

Вывод геостационарного спутника на орбиту обычно осуществляется многоступенчатой ракетой через промежуточную орбиту. Современная ракета-носитель представляет собой сложный космический летательный аппарат, который приводится в движение реактивной силой ракетного двигателя.

В состав ракеты-носителя входят ракетный и головной блоки. Ракетный блок является автономной частью составной ракеты с топливным отсеком, двигательной установкой и элементами системы разделения ступеней. Головной блок включает в себя полезную нагрузку и обтекатель, защищающий конструкцию ИСЗ от силового и теплового воздействий набегающего потока воздуха при полете в атмосфере и служащего для монтажа на его внутренней поверхности элементов, которые участвуют в подготовке к пуску, но не функционируют в полете. Главный обтекатель позволяет облегчить конструкцию ИСЗ и является пассивным элементом, надобность в котором отпадает после выхода ракеты-носителя из плотных слоев атмосферы, где он сбрасывается. Полезная нагрузка космического аппарата состоит из ретрансляционного оборудования связи и вещания, радиотелеметрических систем, собственно корпуса ИСЗ со всеми вспомогательными и обеспечивающими системами.

Принцип действий одноразовой многоступенчатой ракеты-носителя состоит в следующем: пока работает первая ступень, можно рассматривать остальные вместе с истинной полезной нагрузкой в качестве полезной нагрузки первой ступени. После ее отделения начинает работать вторая, которая вместе с последующими ступенями и истинной полезной нагрузкой образует новую самостоятельную ракету. Для второй ступени все последующие (если они есть) вместе с истинным полезным грузом играют роль полезной нагрузки и так далее, т. е. полет ее характеризуется несколькими этапами, каждый из которых является как бы ступенью для сообщения начальной скорости другим одноступенчатым ракетам, входящим в ее состав. При этом начальная скорость каждой последующей одноступенчатой ракеты равна конечной скорости предыдущей. Отторжение первой и последующих ступеней носителя осуществляется после полного выгорания топлива в двигательной установке.

Путь, который проходит ракета-носитель при выведении ИСЗ на орбиту, называют траекторией полета. Он характеризуется активным и пассивным участками. Активный участок полета - это пролет ступеней носителя с работающими двигателями, пассивный участок - полет отработавших ракетных блоков после их отделения от ракеты-носителя.

Носитель,стартуя вертикально (участок 1, расположенный на высоте 185... 250 км), выходит затем на криволиней ный активный участок 2 в восточном направлении. На этом участке первая ступень обеспечивает постепенное уменьшение угла наклона ее оси по отношению к местному горизонту. Участки 3, 4 - соответственно активные участки полета второй и третьей ступеней, 5 - орбита ИСЗ, 6, 7 - пассивные участки полета ракетных блоков первой и второй ступеней (рис. 3.4). При выведении ИСЗ на соответствующую орбиту большую роль играют время и место запуска ракеты-носителя. Подсчитано, что космодром выгоднее располагать как можно ближе к экватору, так как при разгоне в восточном направлении ракета-носитель получает дополнительную скорость. Эта скорость называется окружной скоростью космодрома Vк, т. е. скорость его движения вокруг оси Земли благодаря суточному вращению планеты.т. е. на экваторе она равна 465 м/с, а на широте космодрома Байконур - 316 м/с. Практически это означает, что с экватора той же ракетой-носителем может быть запушен более тяжелый ИСЗ.

Завершающей стадией полета ракеты-носителя является вывод ИСЗ на орбиту, форма которой определяется кинетической энергией, сообщаемой ИСЗ ракетой, т. е. конечной скоростью носителя. В том случае, когда спутнику сообщается количество энергии, достаточное для его вывода на ГСО, ракета-носитель должна вывести в точку, удаленную от Земли на 35 875 км, и сообщить ему при этом скорость 3075 м/с.

Орбитальную скорость геостационарного ИСЗ легко подсчитать. Высота ГСО над поверхностью Земли 35 786 км, радиус ГСО на 6366 км больше (средний радиус Земли), т. е. 42 241 км. Умножив значение радиуса ГСО на 2л (6,28), получим ее длину окружности - 265 409 км. Если разделить ее на длительность суток в секундах (86 400 с), получим орбитальную скорость ИСЗ - в среднем 3,075 км/с, или 3075 м/с.

Обычно вывод спутника ракетой-носителем осуществляется в четыре этапа: выход на начальную орбиту; выход на орбиту «ожидания» (парковочную орбиту); выход на переходную орбиту; выход на конечную орбиту (рис. 3.5). Цифрам соответствуют следующие этапы вывода спутника на ГСО: 1 - первоначальная переходная орбита; 2 - первое включение апогейного двигателя для выхода на промежуточную переходную орбиту; 3 - определение положения на орбите; 4 - второе включение апогейного двигателя для выхода на первоначальную орбиту дрейфа; 5 - переориентация плоскости орбиты и коррекция ошибок; 6 - ориентация перпендикулярно к плоскости орбиты и коррекция ошибок; 7 - остановка платформы спутника, раскрытие панелей, полная расстыковка с ракетой; 8 - раскрытие антенн, включение гиростабилизатора; 9 - стабилизация положения: ориентация антенн на нужную точку Земли, ориентация солнечных батарей на Солнце, включение бортового ретранслятора и установление номинального режима его работы.

Траектория движения ИСЗ называется его орбитой. Под действием гравитационного поля земли движение спутника подчиняется законам Кеплера. Оно происходит в плоскости проходящей через центр земли - плоскости орбиты. Орбита имеет форму эллипса (или окружности).

Полная механическая энергия (кинетическая и потенциальная) спутника при движении остается неизменной. Вследствие чего при удалении спутника от земли, скорость его движения уменьшается.

Линия пересечения плоскости орбиты с плоскостью экватора называется плоскостью узлов. Угол i между плоскостью орбиты и плоскостью экватора называется наклонением орбиты.

По наклонению различают следующие орбиты:

Экваториальные - i = 0 0 ,

Полярные - i = 90 0

Наклонные - 0 0 < i < 90 0 ; 90 0 < i < 180 0 .

Точка пересечения радиус-вектора с поверхностью земли в момент прохождения спутников апогея называется долготой апогея и долготой подспутниковой точки.

Период обращения Т - время между двумя последовательными прохождениями одной и той же точки орбиты.

Для систем связи и радиовещания необходимо чтобы имелась прямая видимость между спутником и соответствующими ЗС в течение сеанса связи достаточной длительности.

Если сеанс не круглосуточный, то желательно чтобы он повторялся ежесуточно в одно и то же время. Поэтому для систем связи применяют синхронизированные орбиты с периодом обращения равным или кратным времени оборота Земли вокруг оси (звездным суткам):

Т = T 3 *(m/n), где m,n z.

Число оборотов ИСЗ за сутки:

N = Т 3 / Т = m / n.

Параметры синхронных орбит:

Для ССС применяют три разновидности орбит: высокоэллиптические орбиты, орбиты низколетящих спутников и геостационарная орбита.

1. Высокоэллиптическая орбита с периодом обращения Т=12 часов. Наклонение плоскости орбиты i = 63,4. На нее выводится ИСЗ связи и вещания "Молция". Движение ИСЗ на большой высоте в области апогея замедляется, а область перигея спутник проходит очень быстро. Зона видимости ИСЗ на этой орбите в течение большей части витка велика. Она расположена в северном полушарии, поэтому удобна для северных стран. Обслуживание всей территории России возможно не менее восьми часов. Поэтому трех ИСЗ, сменяющих друг друга, достаточно для обеспечения бесперебойной работы в течение суток. Антенны ЗС следящие. В системе существует значительный частотный сдвиг, обусловленный эффектом Доплера.

2. Орбиты низколетящих спутников. Различают синхронные круговые и несинхрон
ные. Возможна низкая эллиптическая орбита, период обращения которой равен 4 часа (Т=4). Антенны ЗС следящие. В системе существует значительный частотный сдвиг, обусловленный эффектом Доплера.

3. Геостационарная орбита. Круговая экваториальная синхронная орбита с периодом
обращения 24 часа (Т=24). Движение ИСЗ в восточном направлении Геостационарный ИСЗ неподвижен относительно поверхности земли. Он располагается над экватором на высоте 35875 км, с некоторой неизменной долготой λ подспутниковой точки.

Достоинства геостационарных ИСЗ для систем связи.

Связь осуществляется непрерывно, круглосуточно без переходов с одного ИСЗ на другой.

Антенны ЗС неподвижны и ориентированы на одну точку орбиты.

Достигается более стабильное значение ослабления сигнала на трассе космос-земля.

Отсутствует или пренебрежимо мал частотный сдвиг из-за эффекта Доплера. Зона видимости геостационарного ИСЗ около 1/3 земной поверхности.

Трех геостационарных ИСЗ достаточно для создания системы связи.

Геостационарная орбита уникальна. Ни при каком другом сочетании параметров нельзя добиться неподвижности свободно движущегося ИСЗ относительно земной поверхности. Геостационарная орбита широко используется спутниками связи и на многих участках радиочастот насыщена спутниками до предела.

В то же время геостационарная орбита обладает существенным недостатком для нашей страны. В высоких широтах геостационарный ИСЗ виден под малыми углами места, что приводит к затенению спутника местными предметами, увеличивает шумы антенн, создаваемые шумовым радиоизлучением Земли. Углы места на геостационарный спутник уменьшаются также с удалением по долготе от точки приема от долготы ИСЗ. Таким образом, для обслуживания территорий в высоких широтах геостационарный ИСЗ должен размещаться по возможности близко к центральной долготе обслуживаемой зоны. Участок ГО, в пределах которого можно менять точку стояния ИСЗ с сохранением необходимой зоны обслуживания, называется дугой обслуживания.

Под влиянием ряда возмущающих факторов реальный ИСЗ отличается от геостационарного. Отклонение от строгой экваториальности вызывает колебания спутника по долготе и широте. Изменение отклонения за год может составить 1°, так что через год-два после вывода спутника на орбиту его колебания сильно повлияют на работу всей системы связи (сокращается зона обслуживания, требуется автоматическое наведение земных антенн и т.д.).

Для соблюдения стабильности геостационарных ИСЗ необходимо периодически корректировать его движение с помощью специальных корректирующих двигателей.

В космических системах, решающих задачи персональной связи, используются спутники, которые могут находиться на различных орбитах.

Орбиты космических аппаратов (КА) классифицируются: по форме, периодичности прохождения над точками земной поверхности и по наклонению.

По форме различают следующие типы орбит:

1. Круговые - трудно реализуемые на практике и требующие частой коррекции помощью бортовых корректирующих двигателей КА.

2. Близкие к круговым. Это наиболее распространенный тип орбит в системах спутниковой связи. На таких орбитах высоты апогея и перигея. различаются на несколько десятков километров.

3. Эллиптические. Высоты Н (апогея) и Н (перигея) могут значительно различаться (например, Н а = 38000-40000 км , Н п = 400-500 км ), Данные орбиты также широко применяются в системах спутниковой связи.

4. Геостационарные. Это круговые экваториальные орбиты с периодом обращения спутника, равным периоду обращения Земли (Р = 23 ч 56 мин ). На такой орбите спутник располагается на высоте 36000 км и находится постоянно над определенной точкой экватора Земли. Космические аппараты, находящиеся на геостационарной орбите, имеют большую площадь обзора Земли, что позволяет с успехом использовать их в системах спутниковой связи.

5. Параболические и гиперболические. Применяются, как правило, при изучении планет Солнечной системы.

По периодичности прохождения КА над точками земной поверхности различают следующие типы орбит:

1. Синхронные. Они, в свою очередь, подразделяются на синхронные изомаршрутные и синхронные квазимаршрутные. Изомаршрутные орбиты характеризуются тем, что проекции орбиты искусственных спутников Земли (ИСЗ) на земную поверхность (трассы) совпадают ежесуточно. Квазимаршрутные орбиты характеризуются тем, что проекции орбиты на земную поверхность совпадают один раз в несколько суток.

2. Несинхронные характеризуются тем, что трассы, соответствующие любым двум оборотам КА вокруг Земли, не совпадают.

Под наклонением орбиты понимается угол между плоскостями экватора Земли и орбиты КА. Наклонение отсчитывается от плоскости экватора до плоскости орбиты против часовой стрелки. Оно может изменяться от 0 до 180°.

По наклонению различают следующие типы орбит:

· Прямые (наклонение орбиты < 90°)

· Обратные (наклонение орбиты > 90°)

· Полярные (наклонение орбиты = 90°)

· Экваториальные (наклонение орбиты равно 0 или 180°)

Прецессия орбиты

Не сферичность Земли и неравномерность распределения ее массы приводят к изменению (прецессии) плоскости орбиты КА что влечет за собой прецессию линии апсид (т.е. линии соединяющей апогей и перигей) орбиты. При этом скорость названных прецессий зависит от формы орбиты, высоты апогея и перигея, а также от наклонения. Прецессия плоскости орбиты приводит к смещению восходящего и нисходящего углов относительно первоначального положения (в момент вывода КА на орбиту).

Величина прецессии плоскости орбиты космического аппарата зависит от напряженности гравитационного поля Земли. Увеличение напряженности приводит к «спрямлению» орбиты вблизи экватора за счет увеличения скорости движения ИСЗ в направлении экватора. При этом спутник движущийся по прямой орбите начинает отклоняться влево по ходу движения, а движущийся по обратной орбите - наоборот, вправо по ходу движения.

Таким образом, в первом случае плоскость орбиты прецессирует в западном направлении, а во втором - в восточном. Плоскости полярных орбит (имеющих наклонение = 90°) не прецессируют.

Высота орбит связных ИСЗ

В настоящее время в космических системах для решения задач персональной радиосвязи применяют спутники, которые могут находиться на следующих орбитах: низких (круговых или близких к круговым), средневысотных (круговых или эллиптических) и геостационарных.

Высота орбит КА выбирается на основании анализа многих факторов, включая энергетические характеристики радиолиний задержку при распространении радиоволн, близость к орбите радиационных поясов Ван Аллена, размеры и расположение обслуживаемых территорий. Кроме того на высоту орбиты влияют способ организации связи и требования по обеспечению необходимого значения угла места КА.

Анализируя низкоорбитальные группировки различных космических систем, можно заметить, что высоты круговых орбит КА большинства из этих группировок находятся в диапазоне от 700 до 1500 км. Это обусловлено следующими факторами:

· На орбитах, расположенных ниже 700 км , плотность атмосферы достаточно высока что вызывает уменьшение эксцентриситета и постепенное снижение высоты апогея. Дальнейшее уменьшение высоты орбиты приводит к повышенному расходу топлива увеличению частоты маневров для поддержания заданной орбиты.

· На высотах выше 1500 км располагается первый радиационный пояс Ван Аллена, в котором невозможна работа электронной бортовой аппаратуры.

Средневысотные орбиты (5000 - 15000 км над поверхностью Земли) находятся между первым и вторым радиационными поясами Ван Аллена. В системах, использующих КА, расположенные на таких орбитах, задержка распространения сигналов через спутник-ретранслятор составляет примерно 130 мс , что практически неуловимо для человеческого слуха и, следовательно, позволяет использовать такие спутники для радиотелефонной связи.

Системы, использующие спутники с высотой орбиты 700 - 1500 км , имеют лучшие энергетические характеристики радиолиний, чем системы с высотой орбит спутников, равной примерно 10000 км , но уступают им в продолжительности активного существования КА. Дело в том, что при периоде обращения КА около 100 мин (для низких орбит) в среднем 30 мин из них приходится на теневую сторону Земли. Поэтому бортовые аккумуляторные батареи испытывают от солнечных батарей приблизительно 5000 циклов заряда / разряда в год. Для круговых орбит с высотой 10000 км период обращения составляет около 6 ч , из которых лишь несколько минут КА проводит в тени Земли.

Следует также отметить, что спутник, находящийся на низкой орбите, попадает в зону прямой видимости абонента лишь на 8-12 мин . Значит, для обеспечения непрерывной связи любого абонента потребуется много КА, которые последовательно (при помощи шлюзовых станций или межспутниковой связи) должны обеспечивать непрерывную связь. С увеличением высоты орбиты КА зона прямой видимости спутника-ретранслятора и абонента увеличивается, что приводит к уменьшению количества спутников, необходимого для обеспечения непрерывной связи. Таким образом, с увеличением высоты орбиты увеличиваются время и размеры зоны обслуживания и, следовательно, требуется меньшее число спутников для охвата одной и той же территории.

Геостационарные космические системы с высотой орбит спутников примерно 36000 км обладают двумя важными преимуществами:

· Система, состоящая из трех геостационарных спутников, практически обеспечивает глобальный обзор земной поверхности.

· Спутники всегда находятся над определенной точкой Земли, что позволяет сэкономить на оборудовании слежения за КА.

Для нашей системы связи актуальнее использовать спутник на геостационарной орбите, что позволит охватить нужную площадь земной поверхности и избавиться от использования сложной аппаратуры слежения за ИСЗ.

На геостационарной орбите спутник не приближается к Земле и не удаляется от неё, и кроме того, вращаясь вместе с Землёй, постоянно находится над какой-либо точкой на экваторе. Следовательно, действующие на спутник силы гравитации и центробежная сила должны уравновешивать друг друга. Для вычисления высоты геостационарной орбиты можно воспользоваться методами классической механики и, перейдя в систему отсчета спутника, исходить из следующего уравнения:

где – сила инерции, а в данном случае, центробежная сила;– гравитационная сила. Величину гравитационной силы, действующую на спутник, можно определить по закону всемирного тяготения Ньютона:

где – масса спутника,– масса Земли в килограммах,– гравитационная постоянная, а– радиус орбиты (расстояние в метрах от спутника до центра Земли).

Величина центробежной силы равна:

где – центростремительное ускорение, возникающее при круговом движении по орбите.

Как можно видеть, масса спутника присутствует в выражениях и для центробежной силы, и для гравитационной силы. То есть, высота орбиты не зависит от массы спутника, что справедливо для любых орбит и является следствием равенства гравитационной и инертной массы. Следовательно, геостационарная орбита определяется лишь высотой, при которой центробежная сила будет равна по модулю и противоположна по направлению гравитационной силе, создаваемой притяжением Земли на данной высоте.

Центростремительное ускорение равно:

где – угловая скорость вращения спутника, в радианах в секунду.

Исходя из равенства гравитационной и центробежной сил, получаем:

Угловая скорость ω вычисляется делением угла, пройденного за один оборот на период обращения (время, за которое совершается один полный оборот по орбите: один сидерический день, или 86 164 секунды). Получаем:рад/с

Расчетный радиус орбиты составляет 42 164 км. Вычитая экваториальный радиус Земли, 6 378 км, получаем высоту ГСО 35 786 км.

Орбитальная скорость

Скорость движения по геостационарной орбите вычисляется умножением угловой скорости на радиус орбиты: км/с

Это примерно в 2.5 раза меньше, чем первая космическая скорость равная 8 км/с для околоземной орбиты (с радиусом 6400 км). Так как квадрат скорости для круговой орбиты обратно пропорционален её радиусу, то уменьшение скорости по отношению к первой космической достигается увеличением радиуса орбиты более чем в 6 раз.

Длина орбиты

Длина геостационарной орбиты: . При радиусе орбиты 42 164 км получаем длину орбиты 264 924 км. Длина орбиты крайне важна для вычисления «точек стояния» спутников.

Удержание спутника в орбитальной позиции на геостационарной орбите.Спутник, обращающийся на геостационарной орбите, находится под воздействием ряда сил (возмущений), изменяющих параметры этой орбиты. В частности, к таким возмущениям относятся гравитационные лунно-солнечные возмущения, влияние неоднородности гравитационного поля Земли, эллиптичность экватора и т.д. Деградация орбиты выражается в двух основных явлениях:

1) Спутник смещается вдоль орбиты от своей первоначальной орбитальной позиции в сторону одной из четырёх точек стабильного равновесия, так называемых «потенциальных ям геостационарной орбиты» (их долготы 75,3°E, 104,7°W, 165,3°E, и 14,7°W) над экватором Земли;

2) Наклонение орбиты к экватору увеличивается (от первоначального =0) со скоростью порядка 0,85 градусов в год и достигает максимального значения 15 градусов за 26,5 лет.

Для компенсации этих возмущений и удержания спутника в назначенной точке стояния спутник оснащается двигательной установкой (химической или электроракетной). Периодическими включениями двигателей малой тяги (коррекция «север-юг» для компенсации роста наклонения орбиты и «запад-восток» для компенсации дрейфа вдоль орбиты) спутник удерживается в назначенной точке стояния. Такие включения производятся по нескольку раз в несколько (10-15) суток. Существенно, что для коррекции «север-юг» требуется значительно большее приращение характеристической скорости (около 45-50 м/с в год), чем для долготной коррекции (около 2 м/с в год). Для обеспечения коррекции орбиты спутника на протяжении всего срока его эксплуатации (12-15 лет для современных телевизионных спутников) требуется значительный запас топлива на борту (сотни килограммов, в случае применения химического двигателя). Химический ракетный двигатель спутника имеет вытеснительную систему подачи топлива (газ наддува – гелий), работает на долгохранимых высококипящих компонентах (обычно несимметричный диметилгидразин и азотный тетраксид). На ряде спутников устанавливаются плазменные двигатели. Их тяга существенно меньше, чем у химических, однако большая эффективность позволяет (за счет продолжительной работы, измеряемой десятками минут для единичного маневра) радикально снизить потребную массу топлива на борту. Выбор типа двигательной установки определяется конкретными техническими особенностями аппарата.

Эта же двигательная установка используется, при необходимости, для маневра перевода спутника в другую орбитальную позицию. В некоторых случаях – как правило, в конце срока эксплуатации спутника, для сокращения расхода топлива коррекция орбиты «север-юг» прекращается, а остаток топлива используется только для коррекции «запад-восток». Запас топлива является основным лимитирующим фактором срока службы спутника на геостационарной орбите.