Geostacionárna dráha s nulovým sklonom a výškou 35 756 km zostáva dodnes strategicky dôležitou dráhou umelých družíc Zeme. Satelity umiestnené na tejto obežnej dráhe sa otáčajú okolo stredu Zeme rovnakou uhlovou rýchlosťou ako zemský povrch. Vďaka tomu nie sú potrebné satelitné antény na sledovanie geostacionárnych satelitov - geostacionárny satelit pre určité miesto na povrchu Zeme sa nachádza vždy v jednom bode oblohy.

Príklad konštelácie ruských geostacionárnych komunikačných satelitov v roku 2005:

Ale kontrola najnovšieho grafu pomocou Guntherovej webovej stránky ukazuje, že v roku 2017 nebolo vypustených viac ako 40 geostacionárnych satelitov, aj keď tento počet zahŕňa vypustenie satelitov na GTO (geo transfer orbit) A Obežné dráhy typu Molniya (Kozmos-2518). V súvislosti s týmto nesúladom som sa pokúsil nezávisle posúdiť dynamiku ročných štartov na geostacionárnu dráhu a dynamiku zmien celkovej hmotnosti vypúšťaných geostacionárnych satelitov pomocou tej istej webovej stránky Gunter.

Väčšina geostacionárnych satelitov je vypustená na geotransferové dráhy (GTO) a potom pomocou vlastných motorov vystúpia do perihélia a vstúpia na geostacionárnu obežnú dráhu. Je to spôsobené túžbou minimalizovať kontamináciu strategicky dôležitej geostacionárnej obežnej dráhy (horné stupne nosnej rakety na GPO horia oveľa rýchlejšie ako na GSO kvôli nízkemu perihéliu obežných dráh). V tomto ohľade je hmotnosť štartu geostacionárnych satelitov najčastejšie indikovaná počas počiatočného štartu do GPO. Preto som sa rozhodol spočítať hmotnosť geostacionárnych satelitov v GPO a do výpočtu zahrnúť aj satelity, ktoré boli pôvodne určené na prevádzku v GPO alebo iné eliptické dráhy umiestnené medzi nízkou a geostacionárnou dráhou (väčšinou obežnou dráhou Molniya). Na druhej strane sa v niektorých prípadoch uskutočňuje priame vypúšťanie satelitov na geostacionárnu dráhu (napríklad v prípade sovietskych, ruských a amerických vojenských satelitov), ​​navyše u vojenských satelitov je hmotnosť často jednoducho neznáma (v v tomto prípade je potrebné uviesť hornú hranicu schopností nosnej rakety pri štarte na GPO). V tomto ohľade sú výpočty len predbežné. Momentálne sa nám podarilo spracovať 35 rokov zo 60 rokov kozmického veku a z roka na rok nastáva táto situácia:

1) Pokiaľ ide o hmotnosť vypustenú na obežnú dráhu GPO a Molniya, v roku 2017 bol skutočne stanovený nový rekord (192 ton):

2) V počte vozidiel vypustených na tieto typy obežných dráh nebol zaznamenaný žiadny konkrétny nárast (čierna čiara je trendová čiara):

3) Podobná situácia je pozorovaná pri počte štartov:

Vo všeobecnosti existuje trend k stabilnému nárastu nákladnej dopravy na vysoko eliptické vysoké obežné dráhy. Priemerné hodnoty za desaťročie:

Na základe priemernej plochy vesmírnych objektov ( kumulatívna plocha prierezu merané v metroch štvorcových) sú geostacionárne satelity ešte lepšie ako vozidlá na nízkej obežnej dráhe (aj keď vezmeme do úvahy vyššie stupne - R.B.):

Je to pravdepodobne kvôli veľkému počtu nasaditeľných štruktúr v geostacionárnych satelitoch (antény, solárne panely a batérie tepelnej kontroly).

V priebehu rokov počet fungujúcich satelitov na geostacionárnej obežnej dráhe neustále rástol. Len v tomto desaťročí sa ich počet zvýšil zo štyroch na päťsto:

Podľa databázy prevádzkovaných satelitov je v súčasnosti najstarším fungujúcim satelitom v GEO reléový satelit TDRS-3, spustený v roku 1988. Celkovo v súčasnosti na GSO funguje 40 zariadení, ktorých vek presiahol 20 rokov:

Celkový počet geostacionárnych satelitov, berúc do úvahy pohrebné dráhy, už presahuje tisíc zariadení (s minimálnym počtom horných stupňov ( R.B.) rakety na týchto obežných dráhach):

Príklady geostacionárnych satelitných konštelácií:

Zvyšovanie preplnenia na geostacionárnej dráhe vedie k pokračovaniu trendu ťažších geostacionárnych satelitov. Ak prvý GSO družice vážili iba 68 kg, vtedy v roku 2017 Čína pokúsil spustiť 7,6-tonové zariadenie. Je zrejmé, že rastúce prepĺňanie geostacionárnej dráhy povedie v budúcnosti k vytvoreniu veľkých geostacionárnych platforiem s opätovne použiteľnými prvkami. Je pravdepodobné, že takéto platformy vyriešia niekoľko problémov naraz: komunikácia a pozorovanie zemského povrchu pre meteorológiu, obranné potreby atď.

Geostacionárny komunikačný satelit s hmotnosťou 7,6 tony, vytvorený na základe novej čínskej platformy DFH-5

Dráha umelého satelitu sa nazýva orbita. Počas voľného letu družice, keď sú jej palubné prúdové motory vypnuté, dochádza pod vplyvom gravitačných síl a zotrvačnosti k pohybu, pričom hlavnou silou je zemská príťažlivosť.

Ak považujeme Zem za striktne guľovú a pôsobenie gravitačného poľa Zeme je jedinou silou pôsobiacou na satelit, potom sa pohyb satelitu riadi známymi Keplerovskými zákonmi: prebieha v stacionárnom (v absolútnom priestore). ) rovina prechádzajúca stredom Zeme - rovina obežnej dráhy; obežná dráha má tvar elipsy (obrázok 3.1) alebo kruhu (špeciálny prípad elipsy).

Pri pohybe satelitu zostáva celková mechanická energia (kinetická a potenciálna) nezmenená, v dôsledku čoho sa pri vzďaľovaní sa satelitu od Zeme znižuje rýchlosť jeho pohybu. V prípade eliptickej dráhy je bod perigea bod dráhy zodpovedajúci najmenšej hodnote vektora polomeru r = rп, bod apogea je bod zodpovedajúci najväčšej hodnote r = ra (obr. 3.2).

Zem sa nachádza v jednom z ohnísk elipsy. Veličiny zahrnuté vo vzorci (3.1) súvisia vzťahmi: Vzdialenosť medzi ohniskami a stredom elipsy je ae, t.j. úmerná excentricite. Výška satelitu nad povrchom Zeme

Kde R- polomer Zeme. Priamka priesečníka obežnej roviny s rovníkovou rovinou (a - a na obr. 3.1) sa nazýva priamka uzlov, uhol i medzi obežnou rovinou a ekvatoriálnou rovinou je sklon obežnej dráhy. Na základe sklonu, rovníkových (i = 0°), polárnych (i = 90°) a naklonených dráh (0° 90°

Dráhu družice charakterizuje aj apogeum d - zemepisná dĺžka poddružicového bodu (priesečník vektora polomeru s povrchom Zeme) v momente, keď družica prejde apogeum a obežná doba T (čas medzi dvoma po sebe nasledujúcimi prechodmi toho istého orbitálneho bodu).

Pre komunikačné a vysielacie systémy je potrebné, aby medzi satelitom a pridruženými pozemskými stanicami existovala priama viditeľnosť pre komunikačnú reláciu dostatočne dlho. Ak relácia nie je nepretržite, potom je vhodné, aby sa opakovala každý deň v rovnakom čase. Preto sa uprednostňujú synchrónne dráhy s periódou otáčania rovnou alebo násobkom času, keď sa Zem otáča okolo svojej osi, t. j. hviezdny deň (23 hodín 56 minút 4 s).

Široko sa využívala vysoká eliptická dráha s obežnou dobou 12 hodín, kedy sa na komunikačné a závesné systémy používali satelity Molniya (výška perigea 500 km, výška apogea 40 tisíc km). Pohyb družice vo vysokej nadmorskej výške - v oblasti apogea - sa spomaľuje a družica prechádza oblasťou perigea, ktorá sa nachádza nad južnou pologuľou Zeme, veľmi rýchlo. Zóna viditeľnosti umelého satelitu na obežnej dráhe typu Molniya počas väčšiny obežnej dráhy je veľká vzhľadom na jeho významnú nadmorskú výšku. Nachádza sa na severnej pologuli, a preto je vhodný pre severské krajiny. Obsluha celého územia bývalého ZSSR jedným zo satelitov je možná minimálne 8 hodín, takže na nepretržitú prevádzku stačili tri navzájom sa nahrádzajúce satelity. V súčasnosti sa s cieľom eliminovať prerušenia komunikácie a vysielania, zjednodušiť polohovacie systémy pre antény pozemských staníc na satelitoch a iné prevádzkové výhody, prešlo na používanie geostacionárnych dráh (GSO) družíc Zeme.

Dráha geostacionárnej družice je kruhová (excentricita e = 0), rovníková (sklon i = 0°), synchrónna dráha s obežnou dobou 24 hodín, pričom družica sa pohybuje východným smerom. V roku 1945 vypočítal obežnú dráhu GSO a navrhol ju použiť pre komunikačné satelity anglický inžinier Arthur Clarke, neskôr známy ako spisovateľ sci-fi. V Anglicku a mnohých ďalších krajinách sa geostacionárna dráha nazýva „Clark Belt“

Dráha má tvar kruhu ležiaceho v rovine zemského rovníka s výškou nad zemským povrchom 35 786 km. Smer rotácie satelitu sa zhoduje so smerom dennej rotácie Zeme. Preto sa pre pozorovateľa na Zemi satelit javí v určitom bode na nebeskej pologuli nehybný.

Geostacionárna dráha je jedinečná v tom, že bez inej kombinácie parametrov nie je možné dosiahnuť nehybnosť voľne sa pohybujúceho satelitu voči pozemskému pozorovateľovi. Je potrebné poznamenať niektoré výhody geostacionárnych satelitov. Komunikácia prebieha nepretržite, 24 hodín denne, bez prechodov (satelit vstupuje do iného); na anténach pozemských staníc boli automatické satelitné sledovacie systémy zjednodušené a na niektorých dokonca odstránené; mechanizmus na riadenie (pohyb) vysielacích a prijímacích antén je ľahký, zjednodušený a hospodárnejší; bola dosiahnutá stabilnejšia hodnota útlmu signálu na dráhe Zem-Vesmír; zóna viditeľnosti geostacionárneho satelitu je asi jedna tretina zemského povrchu; tri geostacionárne satelity stačia na vytvorenie globálneho komunikačného systému; nedochádza k žiadnemu (alebo sa stáva veľmi malým) frekvenčným posunom v dôsledku Dopplerovho javu.

Dopplerov jav je fyzikálny jav, ktorý zahŕňa zmenu frekvencie vysokofrekvenčných elektromagnetických oscilácií pri vzájomnom pohybe vysielača a prijímača. Dopplerov efekt sa vysvetľuje pomocou

odhad vzdialenosti v čase. Tento efekt môže nastať aj vtedy, keď sa satelit pohybuje na obežnej dráhe. Na komunikačných linkách cez striktne gestačný satelit sa Dopplerov posun nevyskytuje, na skutočných geostacionárnych satelitoch je málo významný a na vysoko predĺžených eliptických alebo nízkych kruhových dráhach môže byť významný. Efekt sa prejavuje ako nestabilita nosnej frekvencie kmitov prenášaných satelitom, ktorá sa pridáva k nestabilite hardvérovej frekvencie, ktorá sa vyskytuje vo vybavení palubného zosilňovača a pozemskej stanice. Táto nestabilita môže výrazne skomplikovať príjem signálu, čo vedie k zníženiu odolnosti proti šumu príjmu.

Bohužiaľ, Dopplerov jav prispieva k zmenám frekvencie modulačných kmitov. Táto kompresia (alebo rozšírenie) spektra prenášaného signálu nemôže byť riadená hardvérovými metódami, takže ak posun frekvencie prekročí prijateľné limity (napríklad 2 Hz pre niektoré typy zariadení s frekvenčným delením), kanál je neprijateľný.

Oneskorenie rádiového signálu pri jeho šírení po línii Zem - satelit - Zem má tiež významný vplyv na vlastnosti komunikačných kanálov.

Pri prenose simplexných (jednosmerných) správ (televízne programy, zvukové vysielanie a iné diskrétne (prerušované) správy spotrebiteľ toto oneskorenie nepociťuje, pri duplexnej (obojsmernej) komunikácii je však už niekoľkosekundové oneskorenie badateľné. Napríklad elektromagnetická vlna zo Zeme do GEO a späť „cestuje“ 2...4 s (pri zohľadnení oneskorenia signálu v satelitnom zariadení) a do pozemného zariadenia v tomto prípade nemá zmysel vysielať presné časové signály.

Vypustenie geostacionárnej družice na obežnú dráhu sa zvyčajne uskutočňuje viacstupňovou raketou cez strednú dráhu. Moderná nosná raketa je komplexná kozmická loď, ktorá je poháňaná reaktívnou silou raketového motora.

Nosná raketa sa skladá z raketových a hlavových blokov. Raketová jednotka je autonómna časť zloženej rakety s palivovým priestorom, pohonným systémom a prvkami systému oddeľovania stupňov. Hlavná jednotka obsahuje užitočné zaťaženie a kapotáž, ktorá chráni konštrukciu družice pred silovými a tepelnými účinkami prichádzajúceho prúdenia vzduchu počas letu v atmosfére a slúži na montáž na jej vnútorný povrch prvkov, ktoré sa podieľajú na príprave na štart, ale nefungujú počas letu. Hlavná kapotáž umožňuje odľahčiť konštrukciu družice a je pasívnym prvkom, ktorého potreba zmizne po výstupe nosnej rakety z hustých vrstiev atmosféry, kde je zhodená. Užitočné zaťaženie kozmickej lode pozostáva z reléového komunikačného a vysielacieho zariadenia, rádiotelemetrických systémov, samotného tela satelitu so všetkými pomocnými a podpornými systémami.

Princíp fungovania viacstupňovej nosnej rakety je nasledovný: kým prvý stupeň funguje, zvyšok spolu so skutočným užitočným zaťažením možno považovať za náklad prvého stupňa. Po jeho oddelení začne pracovať druhý, ktorý spolu s ďalšími stupňami a skutočným nákladom tvorí novú samostatnú raketu. Pre druhý stupeň všetky nasledujúce (ak nejaké sú), spolu so skutočným užitočným zaťažením, hrajú úlohu užitočného zaťaženia atď. počiatočná rýchlosť na iné jednostupňové rakety zahrnuté v jeho zložení. V tomto prípade sa počiatočná rýchlosť každej nasledujúcej jednostupňovej rakety rovná konečnej rýchlosti predchádzajúcej. Prvý a ďalšie stupne nosiča sú vyradené po úplnom vyhorení paliva v pohonnom systéme.

Dráha, ktorú nosná raketa prejde pri vynesení umelého satelitu na obežnú dráhu, sa nazýva dráha letu. Vyznačuje sa aktívnymi a pasívnymi úsekmi. Aktívnou fázou letu je let stupňov nosnej rakety so spustenými motormi, pasívnou fázou je prelet opotrebovaných raketových jednotiek po ich oddelení od nosnej rakety.

Nosič vychádzajúci zvisle (úsek 1, nachádzajúci sa v nadmorskej výške 185... 250 km) následne vstupuje do zakriveného aktívneho úseku 2 východným smerom. V tomto úseku prvý stupeň zabezpečuje postupné zmenšovanie uhla sklonu jeho osi voči lokálnemu horizontu. Úseky 3, 4 sú aktívne letové úseky druhého a tretieho stupňa, 5 je dráha satelitu, 6, 7 sú pasívne letové úseky raketových jednotiek prvého a druhého stupňa (obr. 3.4). Pri vynesení umelej družice na príslušnú obežnú dráhu zohráva dôležitú úlohu čas a miesto štartu nosnej rakety. Počítalo sa s tým, že je výhodnejšie umiestniť kozmodróm čo najbližšie k rovníku, keďže pri zrýchľovaní vo východnom smere naberá nosná raketa dodatočnú rýchlosť. Táto rýchlosť sa nazýva obvodová rýchlosť kozmodrómu VK, teda rýchlosť jeho pohybu okolo zemskej osi v dôsledku dennej rotácie planéty t.j. To znamená, že na rovníku je to 465 m / s a ​​na zemepisnej šírke kozmodrómu Bajkonur - 316 m / s. V praxi to znamená, že ťažší satelit môže vypustiť z rovníka tá istá nosná raketa.

Konečnou fázou letu nosnej rakety je vypustenie družice na obežnú dráhu, ktorej tvar je určený kinetickou energiou odovzdanou družici raketou, teda konečnou rýchlosťou nosiča. V prípade, že satelit dostane dostatok energie na vypustenie do GEO, musí ho nosná raketa vyniesť do bodu vzdialeného 35 875 km od Zeme a udeliť mu rýchlosť 3075 m/s.

Orbitálna rýchlosť geostacionárneho satelitu sa dá ľahko vypočítať. Výška GEO nad povrchom Zeme je 35 786 km, polomer GEO je o 6366 km väčší (priemerný polomer Zeme), teda 42 241 km. Vynásobením hodnoty polomeru GSO 2l (6,28) dostaneme jeho obvod - 265 409 km. Ak ju vydelíme dĺžkou dňa v sekundách (86 400 s), dostaneme obežnú rýchlosť družice – v priemere 3,075 km/s, čiže 3075 m/s.

Vypustenie satelitu pomocou nosnej rakety sa zvyčajne uskutočňuje v štyroch etapách: vstup na počiatočnú obežnú dráhu; vstup na „čakaciu“ obežnú dráhu (parkovacia dráha); vstup na prenosovú obežnú dráhu; vstupom na konečnú obežnú dráhu (obr. 3.5). Čísla zodpovedajú nasledujúcim fázam vypustenia satelitu do GEO: 1 - počiatočná prenosová dráha; 2 - prvá aktivácia motora apogea na vstup na prechodnú prenosovú dráhu; 3 - určenie polohy na obežnej dráhe; 4 - druhá aktivácia motora apogea na vstup na počiatočnú driftovú dráhu; 5 - preorientovanie orbitálnej roviny a korekcia chýb; 6 - orientácia kolmo na obežnú rovinu a korekcia chýb; 7 - zastavenie satelitnej platformy, otvorenie panelov, úplné odpojenie s raketou; 8 - otvorenie antén, zapnutie gyrostabilizátora; 9 - stabilizácia polohy: orientácia antén na požadovaný bod na Zemi, orientácia solárnych panelov na Slnko, zapnutie palubného zosilňovača a nastavenie jeho nominálneho prevádzkového režimu.

Dráha umelého satelitu sa nazýva jeho dráha. Pod vplyvom zemského gravitačného poľa sa pohyb satelitu riadi Keplerove zákony. Vyskytuje sa v rovine prechádzajúcej stredom zeme – obežnej rovine. Obežná dráha má tvar elipsy (alebo kruhu).

Celková mechanická energia (kinetická a potenciálna) satelitu počas pohybu zostáva nezmenená. V dôsledku toho, keď sa satelit vzďaľuje od zeme, rýchlosť jeho pohybu klesá.

Priamka priesečníka obežnej roviny s rovníkovou rovinou sa nazýva rovina uzlov. Uhol i medzi rovinou obežnej dráhy a rovníkovou rovinou sa nazýva sklon obežnej dráhy.

Podľa sklonu sa rozlišujú tieto obežné dráhy:

Rovníkové - i = 0 0 ,

Polárne - i = 90 0

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

Priesečník vektora polomeru s povrchom Zeme v okamihu prechodu satelitov apogea sa nazýva zemepisná dĺžka apogea a dĺžka subsatelitného bodu.

Orbitálna doba T je čas medzi dvoma po sebe nasledujúcimi prechodmi toho istého orbitálneho bodu.

Pre komunikačné a rádiové vysielacie systémy je potrebné, aby bola medzi satelitom a príslušnými satelitmi počas dostatočne dlhého komunikačného spojenia priama viditeľnosť.

Ak relácia nie je nepretržitá, potom je vhodné, aby sa opakovala každý deň v rovnakom čase. Preto sa pre komunikačné systémy používajú synchronizované obežné dráhy s periódou otáčania, ktorá sa rovná alebo je násobkom času, keď sa Zem otáča okolo svojej osi (hviezdny deň):

T = T3*(m/n), kde m,nz.

Počet otáčok satelitu za deň:

N = T3/T = m/n.

Parametre synchrónnych dráh:

Pre SSS sa používajú tri typy dráh: vysokoeliptické dráhy, nízko letiace dráhy satelitov a geostacionárna dráha.

1. Vysokoeliptická dráha s obežnou periódou T=12 hodiny. Sklon orbitálnej roviny i = 63,4. Je na ňom zobrazený komunikačný a vysielací satelit Moltsia. Pohyb družice vo vysokej nadmorskej výške v oblasti apogea sa spomaľuje a družica prechádza oblasťou perigea veľmi rýchlo. Zóna viditeľnosti satelitu na tejto obežnej dráhe počas väčšiny obežnej dráhy je veľká. Nachádza sa na severnej pologuli, vďaka čomu je vhodný pre severné krajiny. Služba v celom Rusku je možná najmenej osem hodín. Na zabezpečenie nepretržitej prevádzky počas celého dňa teda stačia tri navzájom sa striedajúce satelity. GS sledovacie antény. V systéme dochádza k výraznému frekvenčnému posunu v dôsledku Dopplerovho javu.

2. Dráhy nízko letiacich satelitov. Existujú synchrónne kruhové a nesynchrónne
nové Je možná nízka eliptická dráha, ktorej obežná doba je 4 hodiny (T=4). GS sledovacie antény. V systéme dochádza k výraznému frekvenčnému posunu v dôsledku Dopplerovho javu.

3. Geostacionárna dráha. Kruhová rovníková synchrónna dráha s periódou
ošetrenie 24 hodín (T=24). Pohyb družice východným smerom Geostacionárna družica je vzhľadom na zemský povrch nehybná. Nachádza sa nad rovníkom v nadmorskej výške 35875 km, s určitou konštantnou zemepisnou dĺžkou λ poddružicového bodu.

Výhody geostacionárnych satelitov pre komunikačné systémy.

Komunikácia prebieha nepretržite, 24 hodín denne, bez prechodov z jedného satelitu na druhý.

Antény GS sú stacionárne a orientované do jedného bodu na obežnej dráhe.

Dosahuje sa stabilnejšia hodnota útlmu signálu na trase priestor-zem.

Nedochádza k žiadnemu alebo len zanedbateľnému posunu frekvencie v dôsledku Dopplerovho javu. Zóna viditeľnosti geostacionárneho satelitu je asi 1/3 zemského povrchu.

Na vytvorenie komunikačného systému stačia tri geostacionárne satelity.

Geostacionárna dráha je jedinečná. Bez inej kombinácie parametrov nie je možné dosiahnuť nehybnosť voľne sa pohybujúceho satelitu voči zemskému povrchu. Geostacionárna dráha je široko používaná komunikačnými satelitmi a v mnohých oblastiach rádiových frekvencií je satelitmi až na limit nasýtená.

Geostacionárna dráha má zároveň pre našu krajinu značnú nevýhodu. Vo vysokých zemepisných šírkach je geostacionárna družica viditeľná pri nízkych uhloch nadmorskej výšky, čo vedie k zatieneniu družice miestnymi objektmi a zvyšuje šum antény vytváraný hlukovými rádiovými emisiami zo Zeme. Výškové uhly ku geostacionárnemu satelitu sa tiež znižujú so vzdialenosťou zemepisnej dĺžky od prijímacieho bodu od zemepisnej dĺžky satelitu. Preto, aby bolo možné obsluhovať územia vo vysokých zemepisných šírkach, geostacionárny satelit by mal byť umiestnený čo najbližšie k centrálnej zemepisnej dĺžke obsluhovanej oblasti. Pozemná oblasť, v rámci ktorej je možné meniť polohový bod umelej družice pri zachovaní požadovanej obsluhovanej oblasti, sa nazýva obslužný oblúk.

Pod vplyvom množstva rušivých faktorov sa skutočný satelit líši od geostacionárneho. Odchýlka od prísnej ekvatoriality spôsobuje, že satelit osciluje v zemepisnej dĺžke a šírke. Zmena odchýlky za rok môže byť 1°, takže rok alebo dva po vypustení satelitu na obežnú dráhu jeho výkyvy výrazne ovplyvnia chod celého komunikačného systému (zmenšuje sa oblasť pokrytia, automatické nasmerovanie zemských antén vyžaduje sa atď.).

Na udržanie stability geostacionárnych satelitov je potrebné periodicky korigovať ich pohyb pomocou špeciálnych korekčných motorov.

Vesmírne systémy, ktoré riešia problémy s osobnou komunikáciou, využívajú satelity, ktoré môžu byť na rôznych obežných dráhach.

Dráhy kozmických lodí (SC) sú klasifikované podľa ich tvaru, frekvencie prechodu cez body na zemskom povrchu a sklonu.

Podľa tvaru sa rozlišujú tieto typy obežných dráh:

1. Kruhový - ťažko realizovateľný v praxi a vyžadujúci častú korekciu pomocou palubných korekčných motorov kozmickej lode.

2. Blízko kruhovému. Toto je najbežnejší typ obežnej dráhy v satelitných komunikačných systémoch. Na takýchto dráhach sú výšky apogea a perigea. sa líšia o niekoľko desiatok kilometrov.

3. Eliptický. Výšky N(apogeum) a N(perigeum) sa môže výrazne líšiť (napr. N a = 38000-40000 km, N n = 400-500 km), Tieto obežné dráhy sú tiež široko používané v satelitných komunikačných systémoch.

4. Geostacionárne. Ide o kruhové rovníkové dráhy s obežnou dobou satelitu rovnajúcou sa obežnej dobe Zeme ( R = 23 h 56 min). Na takejto obežnej dráhe sa satelit nachádza vo výške 36 000 km a neustále sa nachádza nad určitým bodom zemského rovníka. Kozmické lode umiestnené na geostacionárnej obežnej dráhe majú veľkú pozorovaciu plochu Zeme, čo im umožňuje úspešne ich používať v satelitných komunikačných systémoch.

5. Parabolické a hyperbolické. Zvyčajne sa používajú na štúdium planét slnečnej sústavy.

Na základe frekvencie prechodu kozmickej lode cez body na zemskom povrchu sa rozlišujú tieto typy obežných dráh:

1. Synchrónne. Tie sa zase delia na synchrónnu izotrasu a synchrónnu kvázi trasu. Orbity Isoroute sa vyznačujú tým, že projekcie obežnej dráhy umelých satelitov Zeme (AES) na zemský povrch (dráhy) sa každý deň zhodujú. Kvázi dráhové dráhy sa vyznačujú tým, že projekcie dráhy na zemský povrch sa zhodujú raz za niekoľko dní.

2. Nesynchrónne sa vyznačujú tým, že dráhy zodpovedajúce ktorýmkoľvek dvom otáčkam kozmickej lode okolo Zeme sa nezhodujú.

Orbitálny sklon sa vzťahuje na uhol medzi rovinami zemského rovníka a obežnou dráhou kozmickej lode. Sklon sa meria od rovníkovej roviny k orbitálnej rovine proti smeru hodinových ručičiek. Môže sa meniť od 0 do 180°.

Podľa sklonu sa rozlišujú tieto typy obežných dráh:

Priamy (orbitálny sklon< 90°)

Reverzný (sklon orbity > 90°)

Polárny (orbitálny sklon = 90°)

· Rovníkový (sklon orbity je 0 alebo 180°)

Orbitálna precesia

Neguľovitosť Zeme a nerovnomerné rozloženie jej hmoty vedú k zmene (precesii) v rovine obežnej dráhy kozmickej lode, čo má za následok precesiu apsidálnej čiary (t. j. čiary spájajúcej apogeum a perigeum). obežná dráha. V tomto prípade rýchlosť týchto precesií závisí od tvaru obežnej dráhy, výšky apogea a perigea, ako aj od sklonu. Precesia obežnej roviny vedie k posunutiu vzostupných a zostupných uhlov vzhľadom na počiatočnú polohu (v okamihu vypustenia kozmickej lode na obežnú dráhu).

Veľkosť precesie obežnej roviny kozmickej lode závisí od sily gravitačného poľa Zeme. Zvýšenie napätia vedie k „narovnaniu“ obežnej dráhy v blízkosti rovníka v dôsledku zvýšenia rýchlosti satelitu v smere k rovníku. V tomto prípade sa satelit pohybujúci sa po priamej dráhe začne vychyľovať doľava v smere pohybu a satelit pohybujúci sa na opačnej dráhe, naopak, vpravo v smere pohybu.

V prvom prípade teda orbitálna rovina prechádza západným smerom av druhom - východným smerom. Polárne roviny obežnej dráhy (ktoré majú sklon = 90°) neprechádzajú.

Výška obežných dráh spojených satelitov

V súčasnosti sa vo vesmírnych systémoch na riešenie problémov osobnej rádiovej komunikácie používajú družice, ktoré môžu byť umiestnené na týchto dráhach: nízka (kruhová alebo blízko kruhová), stredná (kruhová alebo eliptická) a geostacionárna.

Výška obežných dráh kozmickej lode sa vyberá na základe analýzy mnohých faktorov vrátane energetických charakteristík rádiových spojení, oneskorenia šírenia rádiových vĺn, blízkosti obežnej dráhy Van Allenových radiačných pásov, veľkosti a umiestnenia rádiových vĺn. obsluhované územia. Okrem toho je výška dráhy ovplyvnená spôsobom organizácie komunikácie a požiadavkami na zabezpečenie požadovanej hodnoty elevačného uhla kozmickej lode.

Pri analýze konštelácií rôznych vesmírnych systémov na nízkych obežných dráhach možno poznamenať, že nadmorské výšky kruhových obežných dráh kozmickej lode väčšiny týchto konštelácií sú v rozmedzí od 700 do 1500 km. Je to spôsobené nasledujúcimi faktormi:

· Na obežných dráhach pod 700 km, hustota atmosféry je dosť vysoká, čo spôsobuje pokles excentricity a postupné znižovanie výšky apogea. Ďalšie zníženie výšky obežnej dráhy vedie k zvýšenej spotrebe paliva a zvýšeniu frekvencie manévrov na udržanie danej obežnej dráhy.

· Vo výškach nad 1500 km nachádza sa prvý Van Allenov radiačný pás, v ktorom je nemožná prevádzka elektronických palubných zariadení.

Stredné obežné dráhy (5000 - 15000 km nad povrchom Zeme) sa nachádzajú medzi prvým a druhým Van Allenovým radiačným pásom. V systémoch využívajúcich kozmické lode umiestnené na takýchto obežných dráhach je oneskorenie šírenia signálu cez reléový satelit približne 130 pani, ktorý je pre ľudský sluch takmer nepostrehnuteľný, a preto umožňuje použitie takýchto satelitov na rádiotelefónnu komunikáciu.

Systémy využívajúce satelity s orbitálnou výškou 700 - 1500 km, majú lepšie energetické charakteristiky rádiových spojení ako systémy so satelitnými orbitálnymi výškami približne 10 000 km, ale sú pod nimi v trvaní aktívnej existencie kozmickej lode. Faktom je, že s obežnou dobou kozmickej lode asi 100 min(pre nízke obežné dráhy) priemerne 30 min ktoré dopadajú na tienistú stranu Zeme. Preto palubné batérie zažijú zo solárnych panelov približne 5 000 cyklov nabíjania/vybíjania ročne. Pre kruhové dráhy s výškou 10 000 km obežná doba je asi 6 h, z ktorých len niekoľko minút strávi sonda v tieni Zeme.

Treba tiež poznamenať, že satelit umiestnený na nízkej obežnej dráhe spadá do zorného poľa účastníka iba na 8-12 min. To znamená, že na zabezpečenie nepretržitej komunikácie pre každého účastníka bude potrebných veľa satelitov, ktoré musia postupne (pomocou vstupných staníc alebo medzisatelitnej komunikácie) zabezpečiť nepretržitú komunikáciu. So zvyšujúcou sa výškou obežnej dráhy kozmickej lode sa zväčšuje viditeľná zóna prenosového satelitu a účastníka, čo vedie k zníženiu počtu satelitov potrebných na zabezpečenie nepretržitej komunikácie. So zvyšujúcou sa výškou obežnej dráhy sa teda zvyšuje čas a veľkosť oblasti pokrytia, a preto je na pokrytie rovnakej oblasti potrebných menej satelitov.

Geostacionárne vesmírne systémy so satelitnými orbitálnymi výškami približne 36 000 km majú dve dôležité výhody:

· Systém pozostávajúci z troch geostacionárnych satelitov prakticky poskytuje globálny prehľad o zemskom povrchu.

· Satelity sú vždy umiestnené nad určitým bodom na Zemi, čo umožňuje šetriť na zariadení na sledovanie kozmických lodí.

Pre náš komunikačný systém je relevantnejšie použiť satelit na geostacionárnej obežnej dráhe, ktorý nám umožní pokryť požadovanú plochu zemského povrchu a zbaviť sa používania komplexných satelitných sledovacích zariadení.

Na geostacionárnej dráhe sa družica nepribližuje ani nevzďaľuje od Zeme a navyše rotujúc so Zemou sa neustále nachádza nad akýmkoľvek bodom na rovníku. V dôsledku toho sa gravitačné a odstredivé sily pôsobiace na satelit musia navzájom vyrovnávať. Na výpočet nadmorskej výšky geostacionárnej obežnej dráhy môžete použiť metódy klasickej mechaniky a pri prechode na referenčný rámec satelitu postupovať z nasledujúcej rovnice:

kde je zotrvačná sila a v tomto prípade odstredivá sila je gravitačná sila; Veľkosť gravitačnej sily pôsobiacej na satelit môže byť určená Newtonovým zákonom univerzálnej gravitácie:

kde je hmotnosť satelitu, je hmotnosť Zeme v kilogramoch, je gravitačná konštanta a je polomer obežnej dráhy (vzdialenosť v metroch od satelitu k stredu Zeme).

Veľkosť odstredivej sily sa rovná:

kde je dostredivé zrýchlenie, ku ktorému dochádza pri kruhovom pohybe na obežnej dráhe.

Ako je možné vidieť, hmotnosť satelitu je prítomná vo vyjadreniach pre odstredivú silu aj pre gravitačnú silu. To znamená, že výška obežnej dráhy nezávisí od hmotnosti satelitu, čo platí pre akékoľvek obežné dráhy a je to dôsledok rovnosti gravitačnej a zotrvačnej hmotnosti. V dôsledku toho je geostacionárna dráha určená iba nadmorskou výškou, v ktorej bude odstredivá sila rovnaká vo veľkosti a v opačnom smere ako gravitačná sila vytvorená zemskou gravitáciou v danej výške.

Dostredivé zrýchlenie sa rovná:

kde je uhlová rýchlosť rotácie satelitu v radiánoch za sekundu.

Na základe rovnosti gravitačných a odstredivých síl získame:

Uhlová rýchlosť ω sa vypočítava vydelením uhla prejdeného pri jednej otáčke obežnou periódou (čas potrebný na dokončenie jednej úplnej otáčky na obežnej dráhe: jeden hviezdny deň alebo 86 164 sekúnd). Získame: rad/s

Odhadovaný polomer obežnej dráhy je 42 164 km. Odpočítaním rovníkového polomeru Zeme, 6 378 km, dostaneme výšku GEO 35 786 km.

Orbitálna rýchlosť

Rýchlosť pohybu na geostacionárnej dráhe sa vypočíta vynásobením uhlovej rýchlosti polomerom dráhy: km/s

To je približne 2,5-krát menej ako prvá úniková rýchlosť 8 km/s pre obežnú dráhu blízko Zeme (s polomerom 6400 km). Pretože druhá mocnina rýchlosti pre kruhovú dráhu je nepriamo úmerná jej polomeru, zníženie rýchlosti vzhľadom na prvú kozmickú rýchlosť sa dosiahne zväčšením polomeru dráhy viac ako 6-krát.

Dĺžka obehu

Dĺžka geostacionárnej obežnej dráhy: . Pri obežnom polomere 42 164 km dostaneme dĺžku obežnej dráhy 264 924 km. Dĺžka obežnej dráhy je mimoriadne dôležitá pre výpočet „bodov na státie“ satelitov.

Udržanie družice v orbitálnej polohe na geostacionárnej dráhe Družica obiehajúca na geostacionárnej dráhe je pod vplyvom množstva síl (rušenia), ktoré menia parametre tejto dráhy. Medzi takéto poruchy patria najmä gravitačné lunárno-slnečné poruchy, vplyv nehomogenity gravitačného poľa Zeme, elipticita rovníka atď. Orbitálna degradácia sa prejavuje v dvoch hlavných javoch:

1) Satelit sa pohybuje po obežnej dráhe zo svojej pôvodnej orbitálnej polohy smerom k jednému zo štyroch bodov stabilnej rovnováhy, takzvaným „potenciálnym dieram geostacionárnej obežnej dráhy“ (ich dĺžky sú 75,3°E, 104,7°W, 165,3°E a 14,7°W) nad zemským rovníkom;

2) Sklon dráhy k rovníku sa zvyšuje (z počiatočnej = 0) rýchlosťou asi 0,85 stupňa za rok a maximálnu hodnotu 15 stupňov dosiahne za 26,5 roka.

Na kompenzáciu týchto porúch a udržanie satelitu v určenom stacionárnom bode je satelit vybavený pohonným systémom (chemická alebo elektrická raketa). Pravidelným zapínaním motorov s nízkym ťahom (korekcia „sever-juh“ na kompenzáciu zvýšenia sklonu obežnej dráhy a „západ-východ“ na kompenzáciu driftu pozdĺž obežnej dráhy) sa satelit udržiava v určenom stacionárnom bode. Takéto inklúzie sa robia niekoľkokrát každých pár (10-15) dní. Je príznačné, že korekcia sever-juh vyžaduje výrazne väčšie zvýšenie charakteristickej rýchlosti (asi 45-50 m/s za rok) ako pozdĺžna korekcia (asi 2 m/s za rok). Na zabezpečenie korekcie obežnej dráhy satelitu počas celej jeho životnosti (12-15 rokov pre moderné televízne satelity) je potrebná značná zásoba paliva na palube (v prípade použitia chemického motora stovky kilogramov). Chemický raketový motor družice má systém dodávky výtlakového paliva (posilňovací plyn – hélium) a beží na dlhotrvajúce komponenty s vysokou teplotou varu (zvyčajne nesymetrický dimetylhydrazín a oxid dusnatý). Množstvo satelitov je vybavených plazmovými motormi. Ich ťah je výrazne menší ako u chemických, no ich väčšia účinnosť umožňuje (vďaka dlhšej prevádzke, meranej v desiatkach minút na jeden manéver) radikálne znížiť potrebnú hmotnosť paliva na palube. Výber typu pohonného systému je určený špecifickými technickými vlastnosťami zariadenia.

Rovnaký pohonný systém sa v prípade potreby používa na manévrovanie satelitu do inej orbitálnej polohy. V niektorých prípadoch, zvyčajne na konci životnosti satelitu, sa kvôli zníženiu spotreby paliva zastaví korekcia obežnej dráhy sever-juh a zvyšné palivo sa použije len na korekciu západ-východ. Zásoba paliva je hlavným limitujúcim faktorom životnosti satelitu na geostacionárnej obežnej dráhe.