Geostationaariset kiertoradat. "fotometriasatelliitti"

Maapallolla, kuten kaikilla kosmisilla kappaleilla, on oma gravitaatiokenttä ja lähellä olevat kiertoradat, joilla erikokoisia kappaleita ja esineitä voidaan sijoittaa. Useimmiten ne viittaavat kuuhun ja kansainväliseen avaruusasemaan. Ensimmäinen kävelee omalla kiertoradalla ja ISS - matalalla Maanläheisellä kiertoradalla. On olemassa useita kiertoradoja, jotka eroavat toisistaan etäisyyden maasta, suhteellisesta sijainnistaan planeettaan nähden ja pyörimissuunnasta.

Keinotekoisten maasatelliittien kiertoradat

Nykyään lähimmässä maanläheisessä avaruudessa on monia esineitä, jotka ovat seurausta ihmisen toiminnasta. Pohjimmiltaan nämä ovat keinotekoisia satelliitteja, joita käytetään viestinnän tarjoamiseen, mutta siellä on myös paljon avaruusromua. Yksi Maan tunnetuimmista keinotekoisista satelliiteista on kansainvälinen avaruusasema.

Satelliitit liikkuvat kolmella pääradalla: ekvatoriaalinen (geostationaarinen), polaarinen ja kalteva. Ensimmäinen on kokonaan päiväntasaajan ympyrän tasossa, toinen on tiukasti kohtisuorassa siihen nähden ja kolmas sijaitsee niiden välissä.

Geosynkroninen kiertorata

Tämän lentoradan nimi johtuu siitä, että sitä pitkin liikkuvan kappaleen nopeus on yhtä suuri kuin Maan pyörimisjakso. Geostationaarinen kiertorata on erikoistapaus geosynkroninen kiertorata, joka sijaitsee samassa tasossa kuin maan päiväntasaaja.

Kun kaltevuus ei ole yhtä suuri kuin nolla ja nollaepäkeskisyys, satelliitti kuvaa maasta katsottuna numeroa kahdeksan taivaalla päivän aikana.

Ensimmäinen geosynkronisella kiertoradalla oleva satelliitti on amerikkalainen Syncom-2, joka laukaistiin siihen vuonna 1963. Nykyään joissakin tapauksissa satelliitit asetetaan geosynkroniselle kiertoradalle, koska kantoraketti ei voi asettaa niitä geosynkroniselle kiertoradalle.

Geostationaarinen kiertorata

Tällä lentoradalla on tämä nimi siitä syystä, että jatkuvasta liikkeestä huolimatta sillä oleva esine pysyy staattisena suhteessa maan pintaan. Paikkaa, jossa esine sijaitsee, kutsutaan seisomapisteeksi.

Tällaiselle kiertoradalle laukaistuja satelliitteja käytetään usein satelliittitelevision lähettämiseen, koska staattinen luonne mahdollistaa antennin osoittamisen siihen kerran ja pitkään aikaan pysyäksesi yhteydessä.

Gestationaarisella kiertoradalla olevien satelliittien korkeus on 35 786 kilometriä. Koska ne kaikki ovat suoraan päiväntasaajan yläpuolella, vain pituuspiiri on nimetty osoittamaan sijaintia, esimerkiksi 180,0˚E Intelsat 18 tai 172,0˚E Eutelsat 172A.

Likimääräinen kiertoradan säde on ~42 164 km, pituus noin 265 000 km ja kiertonopeus noin 3,07 km/s.

Korkea elliptinen kiertorata

Korkea elliptinen kiertorata on liikerata, jonka korkeus perigeessa on useita kertoja pienempi kuin apogeessa. Satelliittien laukaisu tällaisille kiertoradalle tarjoaa useita tärkeitä etuja. Esimerkiksi yksi tällainen järjestelmä voi riittää palvelemaan koko Venäjää tai vastaavasti yhtä suuren kokonaispinta-alan omaavaa valtioryhmää. Lisäksi VEO-järjestelmät korkeilla leveysasteilla ovat tehokkaampia kuin geostationaariset satelliitit. Ja satelliitin asettaminen korkealle elliptiselle kiertoradalle maksaa noin 1,8 kertaa vähemmän.

Suuria esimerkkejä VEO:lla toimivista järjestelmistä:

NASAn ja ESAn käynnistämät avaruusobservatoriot.
Sirius XM Radio Satellite Radio.
Satelliittiviestintä Meridian, -Z ja -ZK, Molniya-1T.
GPS-satelliitin korjausjärjestelmä.

Matala Maan kiertorata

Tämä on yksi alhaisimmista kiertoradoista, joka riippuen erilaiset olosuhteet korkeus voi olla 160-2000 km ja kiertoaika 88-127 minuuttia. Ainoa kerta, kun LEO voitti miehitetyillä avaruusaluksilla, oli Apollo-ohjelma, jossa amerikkalaiset astronautit laskeutuivat Kuuhun.

Suurin osa tällä hetkellä tai koskaan käytetyistä keinotekoisista maasatelliiteista toimi matalalla Maan kiertoradalla. Samasta syystä suurin osa avaruusromusta sijaitsee nyt tällä vyöhykkeellä. LEO:ssa sijaitsevien satelliittien optimaalinen kiertoratanopeus on keskimäärin 7,8 km/s.

Esimerkkejä keinotekoisista satelliiteista LEO:ssa:

Kansainvälinen avaruusasema (400 km).
Televiestintäsatelliitit eniten erilaisia järjestelmiä ja verkot.
Tiedusteluajoneuvot ja luotainsatelliitit.

Avaruusromun runsaus kiertoradalla - tärkein nykyaikainen ongelma koko avaruusteollisuutta. Nykyään tilanne on sellainen, että törmäyksen todennäköisyys erilaisia esineitä LEO:ssa kasvaa. Ja tämä puolestaan johtaa tuhoon ja uuden muodostumiseen lisää fragmentteja ja yksityiskohtia. Pessimistiset ennusteet viittaavat siihen, että laukaistu Domino-periaate voi täysin riistää ihmiskunnalta mahdollisuuden tutkia avaruutta.

Matala vertailukiertorata

Matalaa referenssiä kutsutaan yleensä laitteen kiertoradalle, joka mahdollistaa kaltevuuden, korkeuden tai muun merkittävän muutoksen. Jos laitteessa ei ole moottoria eikä se suorita liikkeitä, sen kiertorataa kutsutaan matalaksi Maan kiertoradalle.

On mielenkiintoista, että venäläiset ja amerikkalaiset ballistikot laskevat sen korkeuden eri tavalla, koska ensimmäiset perustuvat Maan elliptiseen malliin ja jälkimmäiset pallomaiseen malliin. Tästä johtuen ero ei ole vain korkeudessa, vaan myös perigeen ja apogeen asennossa.

Suunnitelma:

1 Seisomapiste
2 Satelliittien asettaminen kiertoradalle
3 Gestationaarisen kiertoradan parametrien laskenta
- 3.1 Radan säde ja kiertoradan korkeus
- 3.2 Ratanopeus
- 3.3 Radan pituus
4 Viestintä

Johdanto

Geostationaarinen kiertorata(GSO) - pyöreä kiertorata, joka sijaitsee Maan päiväntasaajan yläpuolella (0° leveysaste), jossa keinotekoinen satelliitti kiertää planeettaa kulmanopeudella, joka on yhtä suuri kuin Maan kiertonopeus sen akselin ympäri, ja joka sijaitsee jatkuvasti planeetan yläpuolella. samassa pisteessä maan pinnalla. Geostationaarinen kiertorata on eräänlainen geosynkroninen kiertorata, ja sitä käytetään keinotekoisten satelliittien sijoittamiseen (viestintä, televisiolähetykset jne.)

Satelliitin tulisi kiertää Maan pyörimissuuntaa, korkeudessa 35 786 km merenpinnan yläpuolella (ks. alla GEO-korkeuslaskelma). Juuri tämä korkeus antaa satelliitille pyörimisjakson, joka on yhtä suuri kuin Maan pyörimisjakso tähtien suhteen (sideerinen päivä: 23 tuntia, 56 minuuttia, 4,091 sekuntia).

Ajatus geostationaaristen satelliittien käytöstä viestintätarkoituksiin esitettiin [ Kun?] K. E. Tsiolkovsky ja slovenialainen astronautiikkateoreetikko Herman Potocnik vuonna 1928. Geostationaarisen kiertoradan edut tulivat laajalti tunnetuiksi Arthur C. Clarken populaaritieteellisen artikkelin julkaisemisen jälkeen Wireless World -lehdessä vuonna 1945, joten lännessä geostationaarinen. ja geosynkronisia ratoja kutsutaan joskus " Clarke kiertää", A" Clarkin vyö" tarkoittaa ulkoavaruuden aluetta, joka sijaitsee 36 000 km:n etäisyydellä merenpinnasta maan päiväntasaajan tasolla, jossa kiertoradan parametrit ovat lähellä geostationaarisia. Ensimmäinen onnistuneesti GEO:hon laukaistu satelliitti oli Syncom-2 NASA laukaisi heinäkuussa 1963.

1. Seisomapiste

Geostaationaarisella kiertoradalla oleva satelliitti on paikallaan suhteessa maan pintaan, joten sen sijaintia kiertoradalla kutsutaan stationaaripisteeksi. Tämän seurauksena satelliittisuuntautunut ja kiinteä suunta-antenni voi säilyttää jatkuvaa viestintää tämän seuralaisen kanssa pitkä aika.

2. Satelliittien sijoittaminen kiertoradalle

Arkangelin suurin mahdollinen satelliitin korkeus horisontin yläpuolella on 17,2°
Clark Beltin korkein kohta on aina etelään. Kaavion alaosassa ovat asteet - meridiaanit, joiden yläpuolella satelliitit sijaitsevat.
Sivuilla on satelliittien korkeudet horisontin yläpuolella.
Yläosassa on suunta satelliittiin. Selvyyden vuoksi voit venyttää sitä vaakasuunnassa 7,8 kertaa ja kääntää sitä vasemmalta oikealle. Silloin se näyttää samalta kuin taivaalla.

Geostationaarinen kiertorata voidaan saavuttaa tarkasti vain päiväntasaajan yläpuolella sijaitsevalla ympyrällä, jonka korkeus on hyvin lähellä 35 786 km.

Jos geostationaariset satelliitit olisivat näkyvissä taivaalla paljain silmin, silloin viiva, jolla ne olisivat näkyvissä, osuisi yhteen tämän alueen Clark-vyön kanssa. Geostationaariset satelliitit ovat käytettävissä olevien seisontapisteiden ansiosta käteviä käyttää satelliittiviestintä: Kun antenni on suunnattu, se on aina suunnattu valittuun satelliittiin (ellei se vaihda sijaintia).

Satelliittien siirtämiseen matalan korkeuden kiertoradalta geostationaariselle kiertoradalle käytetään geostationaarisia siirtoratoja (GTO) - elliptisiä kiertoradoja, joiden perigee on alhaisella korkeudella ja apogee lähellä geostationaarista kiertorataa.

Kun jäljellä olevalla polttoaineella aktiivinen toiminta on päättynyt, satelliitti on siirrettävä hävitysradalle, joka sijaitsee 200-300 km GEO:n yläpuolella.

3. Gestationaarisen kiertoradan parametrien laskenta

3.1. Radan säde ja kiertoradan korkeus

Geostaationaarisella kiertoradalla satelliitti ei lähesty Maata tai lähde siitä poispäin, ja lisäksi se pyörii Maan kanssa jatkuvasti päiväntasaajan minkä tahansa pisteen yläpuolella. Näin ollen satelliittiin vaikuttavien gravitaatio- ja keskipakovoimien on tasapainotettava toisiaan. Gestationaarisen kiertoradan korkeuden laskemiseksi voit käyttää klassisen mekaniikan menetelmiä ja edetä seuraavasta yhtälöstä:

F u = F Γ ,

Missä F u on hitausvoima, ja sisään tässä tapauksessa, keskipakoisvoima; FΓ - gravitaatiovoima. Satelliittiin vaikuttavan gravitaatiovoiman suuruus voidaan määrittää Newtonin yleisen gravitaatiolain avulla:

Missä m c- satelliitin massa, M 3 - Maan massa kilogrammoina, G on gravitaatiovakio ja R- etäisyys metreinä satelliitista Maan keskustaan tai tässä tapauksessa kiertoradan säde.

Keskipakovoiman suuruus on yhtä suuri kuin:

Missä a- Keskikiihtyvyys, joka tapahtuu ympyräliikkeen aikana kiertoradalla.

Kuten näette, satelliitin massa m c esiintyy kertoimena keskipakovoiman ja gravitaatiovoiman lausekkeissa, eli kiertoradan korkeus ei riipu satelliitin massasta, mikä pätee mille tahansa kiertoradalle ja on seurausta painovoima- ja inertiamassa. Siten, geostationaarinen kiertorata määräytyy vain korkeudella, jolla keskipakovoima on suuruudeltaan yhtä suuri ja suunnaltaan vastakkainen Maan painovoiman tietyllä korkeudella luomaan gravitaatiovoimaan nähden.

Keskipetaalinen kiihtyvyys on yhtä suuri kuin:

missä ω on satelliitin pyörimiskulmanopeus radiaaneina sekunnissa.

Tehdään yksi tärkeä selvennys. Todellisuudessa keskipetaalikiihtyvyydellä on fyysinen merkitys vain inertiaalisessa vertailukehyksessä, kun taas keskipakovoima on ns. kuvitteellinen voima ja esiintyy yksinomaan vertailujärjestelmissä (koordinaateissa), jotka liittyvät pyöriviin kappaleisiin. Keskusvoima (tässä tapauksessa painovoima) aiheuttaa keskipituisen kiihtyvyyden. Absoluuttisena arvona (absoluuttisena numeerisena arvona) keskipakoinen kiihtyvyys inertiavertailukehyksessä on yhtä suuri kuin keskipakokiihtyvyys vertailukehyksessä, joka liittyy meidän tapauksessamme satelliittiin. Siksi lisäksi, ottaen huomioon tehdyn huomautuksen, voimme käyttää termiä "keskipesäkiihtyvyys" yhdessä termin "keskipakovoima" kanssa.

Kun painovoiman ja keskipakovoiman lausekkeet rinnastetaan keskipakokiihtyvyyden korvaamiseen, saadaan:

Vähentää m c, kääntäminen R 2 vasemmalle ja ω 2 oikealle, saamme:

Voit kirjoittaa tämän lausekkeen eri tavalla korvaamalla sen μ:llä - geosentrisellä gravitaatiovakiolla:

Kulmanopeus ω lasketaan jakamalla kuljettu kulma kierrosta kohti (radiaaneja) kiertoradalla (aika, joka kuluu yhden kierroksen suorittamiseen kiertoradalla: yksi sideerinen päivä eli 86 164 sekuntia). Saamme:

rad/s

Tuloksena oleva kiertoradan säde on 42 164 km. Vähentämällä Maan päiväntasaajan säde, 6 378 km, saadaan korkeus 35 786 km.

3.2. Ratanopeus

Ratanopeus (nopeus, jolla satelliitti lentää avaruuden läpi) lasketaan kertomalla kulmanopeus kiertoradan säteellä:

km/s tai = 11052 km/h

Voit tehdä laskelmat toisella tavalla. Geostationaarisen kiertoradan korkeus on etäisyys Maan keskustasta, jossa satelliitin kulmanopeus, joka on sama kuin Maan pyörimiskulma, synnyttää kiertoradan (lineaarisen) nopeuden, joka on yhtä suuri kuin ensimmäinen pakonopeus (varmistetaan ympyrärata) tietyllä korkeudella. Ratkaisemalla tämän yksinkertaisen yhtälön saamme tietysti samat arvot kuin keskipakovoimaa käyttävissä laskelmissa. On myös selvää, miksi geostationaariset radat ovat niin korkeita. Satelliitti on siirrettävä riittävän kauas Maasta, jotta ensimmäinen pakonopeus siellä on niin pieni (noin 3 km/s, vrt. noin 8 km/s matalilla kiertoradoilla)

On myös tärkeää huomata, että geostationaarisen kiertoradan on oltava ympyrä (ja siksi ensimmäinen pakonopeus käsiteltiin edellä). Jos nopeus on pienempi kuin ensimmäinen kosminen nopeus (by tämä poisto maasta), niin satelliitti laskee, jos nopeus on suurempi kuin ensimmäinen kosminen nopeus, kiertorata on elliptinen, eikä satelliitti pysty pyörimään tasaisesti synkronisesti maan kanssa.

3.3. Radan pituus

Geostationaarisen kiertoradan pituus: . Kun kiertoradan säde on 42 164 km, saamme kiertoradan pituudeksi 264 924 km.

Radan pituus on erittäin tärkeä satelliittien "seisontapisteiden" laskennassa.

4. Viestintä

Tämän tyyppisen satelliitin kautta tapahtuvalle tiedonsiirrolle on ominaista suuret viiveet signaalin etenemisessä. Yksikin säteen matka satelliitille ja takaisin kestää lähes neljännessekunnin. Ping toiseen paikkaan maapallolla kestää noin puoli sekuntia.

Kun kiertoradan korkeus on 35 786 km ja valon nopeus noin 300 000 km/s, maasatelliitin säteen matka vaatii 35786/300000 = ~0,12 sekuntia. Säteen polku “Maa (lähetin) -> satelliitti -> Maa (vastaanotin)” ~0,24 sekuntia. Ping vaatii ~0,48 sekuntia

Kun otetaan huomioon signaaliviive satelliittilaitteissa ja maapalveluiden laitteissa, signaalin kokonaisviive reitillä Maa -> satelliitti -> Maa voi olla 2-4 sekuntia.

Satelliitin ylläpitäminen geostationaarisen kiertoradan kohdassa vaatii energiaa ja vastaavasti taloudellisia kustannuksia. Tämä johtuu juuri siitä tosiasiasta, että kiertoradan on oltava tiukasti pyöreä, sillä on oltava tiukasti määritelty korkeus ja sille on ominaista tiukasti määritelty nopeus (kaikki kolme parametria liittyvät toisiinsa). Siksi geostationaariset satelliitit kuluttavat nopeasti käytettävissä olevat polttoainevaransa korjatakseen kiertoradan nopeuden ja korkeuden. Siksi he eivät tällä hetkellä käytä pääasiassa "riippuvia", vaan "kahdeksaslukuisia" satelliitteja, jotka sijaitsevat geosynkronisilla kiertoradoilla, jotka voivat muun muassa olla merkittävästi geostationaarisia kiertoradat alempana. Lisäksi kahden satelliitin pari törmäävällä elliptisellä kiertoradalla, joka sijaitsee kulmassa ekvatoriaalitasoon nähden, on paljon halvempaa käyttää kuin yksi geostationaarinen satelliitti.

SATELLIITTIYHTEYS

ja ongelma

geostationaarinen

kiertoradat

Esipuhe................................................. ………………………… 5

1. Gestationaaristen satelliittien kiertorata. Palvelualueet…………………..10

1.1.Maan satelliittien kiertoradat.................................................................................................................

1.2.Geostationaarinen kiertorata................................................................................................................................. … 13

1.3 Gestationaarisen satelliitin valaistus; maanpäällisten antennien valaistus
Auringon ja kuun asemat…………………………………………………………….21

1.4.Radiosignaalien viive ja Doppler-ilmiö……………..……27

2.1. Radioviestintäpalvelut, joissa käytetään satelliitteja geostationaarisella kiertoradalla………………………………………………………………………………….

2.2 Gestationaaristen satelliittien ja viestintäjärjestelmien pääominaisuudet

niiden perusteella………………………………………………………………………..42

2.4.Gestationaarisen kiertoradan kehityksen suuntauksista, suunnitelmista uusien viestintäjärjestelmien luomiseksi geostationaaristen satelliittien kanssa........................ ......... 65

3. Kiinteiden satelliittien välisten keskinäisten häiriöiden laskeminen…………….70

3.1 Tarvittavien signaali-häiriösuojaussuhteiden määrittäminen

vastaanottavien laitteiden sisääntulossa…………………………………………………………70

3.2 Häiriöiden vaikutus analogisiin FM-signaaleihin……..72 Häiriöiden vaikutus lähetettäessä signaaleja erillisessä muodossa….

3.3.Signaali-kohinasuhteen laskeminen vastaanottavien laitteiden sisääntulossa……………………………………………………………………………………94

3.4. Normit for sallitut tasot häiriöt……………………………..99

3.5. Sallittujen häiriötasojen standardit………………………………107

4. Gestationaarisen kiertoradan käytön tehokkuuden indikaattorit................................................ .............................................................. ...................................................112

4.1 Mahdolliset lähestymistavat indikaattorin kehittämiseen………………….112

4.2. GO:n käytön tehokkuuden indikaattori……………........GO:n käytön tehokkuuteen vaikuttavat tekniset tekijät…………………………………………… ……………… ……………………..124

5.1. Antenniparametrit, jotka määrittävät GO:n käytön tehokkuuden……………………………………………………..….……124

5.2 GO:n käytön tehokkuuteen vaikuttavat signaalinsiirtomenetelmiin ja säätelyyn liittyvät tekniset tekijät.....134

5.3.Satelliittiviestintäjärjestelmien homogeenisuuden analyysi…………….143

6. Arvio geostationaarisen kiertoradan kapasiteetista………………………………154

6.1 Ratakapasiteetin arvio todellisten lähtökohtien perusteella........154

6.2 Arvio rajasta kaistanleveys Mene …………… ..... 161

7. Gestationaarisen kiertoradan käyttöä koskeva kansainvälinen sääntely…………………………………… ..............................................169

7.1 Yleiset määräykset GO:n käytöstä…………….…………169

7.2 Nykyinen menettely uusien järjestelmien koordinoimiseksi geostationaarisia satelliitteja käyttäen…………………………….………176.

8.Satelliittilähetyspalvelulle osoitettujen taajuuskaistojen suunniteltu käyttö……………………………….…..………181

8.1 Satelliittilähetyspalvelua koskevat suunnitelmat hyväksyttiin
VAKR-77 ja RAKR-83…………………………………………………………181

8.2. Alueiden välisen yhdistelmän perusteet ja RAKR-83:n päätökset…………………………………………………………………………………………………………………………………

8.3.Ongelmia ohjelmien syöttölinjojen suunnittelussa Roinesissa 1 ja 3…………………………………………………………………………………………. ..201

8.4 Satelliittilähetyspalvelusuunnitelmien täytäntöönpanoon liittyvät ongelmat 12 GHz:n taajuusalueella …………………………….

9. Mahdolliset menetelmät geostationaarisen kiertoradan taatun pääsyn varmistamiseksi ja VAKR ORB:n päätökset 1985…………………......207

9.1.VAKR ORB:n tehtävät 1985 ja esityö V

ICKR …………………………………………………………………………………………..207

9.2 WARC ORB 1985:n päätökset satelliittipalvelujen suunnittelun käyttöönotosta................................. .................. ..215

9.3. Yleisten parametrien käytöstä FSS:n suunnittelussa…………………………………………………………………………………..222

9.4. Esimerkki FSS-suunnitelman kehittämisestä................................................232

Johtopäätös................................................ ................................................... .242

Bibliografia................................................................ ..................................245

ESIPUHE

1900-luvun puoliväliä leimasi raketti- ja avaruusteknologian menestys. Venäläisellä tiedemiehellä oli erinomainen rooli näiden menestysten tieteellisen perustan luomisessa.

Ensimmäisen keinotekoisen maasatelliitin (AES) laukaisun jälkeen Neuvostoliitossa vuonna 1957 on syntynyt käytännöllinen mahdollisuus luoda viestintäjärjestelmiä, joissa on satelliitissa sijaitseva toistin (passiivinen tai aktiivinen). Toistimen tällaisen sijoittamisen tehokkuus oli jo ilmeinen tuolloin, koska niitä käytettiin laajasti radioreleen linjat näköyhteys korkeiden tornien välitysasemien kanssa ja viestintäetäisyyden lisäämiseksi toistin nostettiin toistuvasti suuriin korkeuksiin lentokoneiden ja muiden lentokoneiden avulla. Avaruusvälitysasemana satelliitti osoittautui kätevämmiksi kuin muut keinot aktiivisen releen nostamiseen korkean (melkein rajattoman) korkeutensa, pitkän käyttöiän ilman havaittavaa energiankulutusta (satelliitti liikkuu kiertoradalla kuin taivaankappale) ansiosta. , aurinkopaneelien tehokas toiminta, ilmakehän muodostumien - pilvien varjossa. Nämä edut osoittautuivat tärkeämmiksi kuin ilmeinen haitta - satelliittien kiertoradalle lähettämisen korkeat kustannukset.

Avaruusaseman korkea korkeus mahdollistaa laajakaistaisten ja pitkien näköyhteyslinjojen luomisen. suuri kapasiteetti, mutta myös suoraa viestintää satelliittien kautta suuri numero maa-asemat, jotka sijaitsevat tämän satelliitin palvelualueella.

Jo 60-luvun alussa laukaistiin ensimmäiset viestintäsatelliitit - Molniya-1 (Neuvostoliitto, 1965) ja Telstar (USA, 1962). Korkea elliptinen satelliittien kiertoradalla"Molniya-l", jonka apogee-korkeus on noin 100 km pohjoisella pallonpuoliskolla ja kaltevuus päiväntasaajalle noin 65°, osoittautui käteväksi huoltoalueille, mukaan lukien napa-alueet, ja sitä käytetään menestyksekkäästi Neuvostoliitto edelleen. Telstarin matalaa kiertorataa (apogee-korkeus 4800 km, perigee 800 km, kaltevuus ekvatoriaaliseen tasoon 45°) ei koskaan käytetty tulevaisuudessa.

Kuitenkin jo vuonna 1945 englantilainen insinööri A. Clarke, joka tunnetaan paremmin tieteiskirjallisuuden kirjoittajana, ehdotti (ilmeisesti ensimmäistä kertaa)

tiedonsiirron geostationaarinen kiertorata, määritti tämän kiertoradan vaaditun korkeuden (~ km maanpinnan yläpuolella) ja osoitti, että kolme geostationaarista satelliittia riittää luomaan viestintäjärjestelmän, joka kattaa melkein koko maapallon alueen (katso kuva). Gestationaarisella kiertoradalla olevan satelliitin merkittävä piirre on, että se näyttää "liikkuvasti riippuvan" jonkin maan pisteen yläpuolella. Tämän avulla voit järjestää viestinnän kautta;
tällainen satelliitti ilman keskeytyksiä, ilman satelliitin mukana maa-asemien antenneja. Ei ole sattumaa, että satelliittiviestintäjärjestelmät
AES in geostationary orbit (GO) on saanut laajaa kehitystä. Näin ollen elokuuhun 1985 mennessä 128 satelliittijärjestelmät tietoliikenne ja 222 muuta järjestelmää on ilmoitettu ICRF:ssä tai niitä koordinoidaan. On odotettavissa, että seuraavan kuuden vuoden aikana noin 200 satelliittia lisää GO:lle viestintätarkoituksiin. Gestationaarinen kiertorata sopii myös joihinkin muihin lupaaviin sovelluksiin, esimerkiksi muuntamiseen geostationaariseen satelliittiin asennettujen aurinkopaneelien avulla, aurinkoenergia sähköksi ja välittää sen maahan erittäin suunnatulla säteellä.

Olemmeko geostationaarisen kiertoradan ylikansoittamisen vaarassa? Puhtaasti geometrisestä näkökulmasta, toisin sanoen törmäysten todennäköisyyden ja satelliittien keskinäisen varjostuksen kannalta, tällaista vaaraa ei vielä ole olemassa. Loppujen lopuksi geostationaarisen kiertoradan pituus on erittäin suuri - km, ja satelliitin mitat on rajoitettu useisiin metreihin. Lisäksi käytännössä laukaistujen keinotekoisten satelliittien kohdalla, joiden korkeus ja nopeus vaihtelevat, tämä ei ole geometrinen viiva, vaan pyörimiskappale ("donitsi"), jolla on huomattava tilavuus. On laskettu, että vaikka keinotekoinen satelliitti laukaistaisiin geostationaariselle kiertoradalle, MX-törmäyksen todennäköisyys ei ylitä yhtä lentoa. GO:n "tukkeutumisen" välttämiseksi Kansainvälisen radion neuvoa-antavan komitean (ICRC) asiakirjoissa tarkastellaan kuitenkin tarvetta "poistaa" geostationaariselta kiertoradalta niiden toiminnan päätyttyä satelliitit, joita varten satelliitissa on jonkin verran energiavarastoa. moottori on huollettava sen käyttöiän päätyttyä.

Jos tarkastellaan GO:n täyttämisen ongelmaa geostationaarisen satelliitin viestintäjärjestelmien sähkömagneettisen yhteensopivuuden kannalta, käy ilmi, että geostationaarinen kiertorata on jo erilliset alueet ylikuormitettu joillakin taajuuskaistoilla. Nyt käytännössä toteutetun antennien tilaselektiivisyyden myötä yhteisellä taajuuskaistalla toimivien naapurisatelliittien välinen etäisyys on keskinäisten häiriöiden välttämiseksi käytännössä 3-4° ja vain harvoissa tapauksissa se pienenee 2°:een. Näissä olosuhteissa GO-laitteeseen voidaan sijoittaa enintään 100-180 satelliittia, jotka toimivat yhteisellä taajuuskaistalla. Satelliittien taajuuksien erottaminen joidenkin palvelujen osalta on vaikeaa, koska esimerkiksi nykyaikainen kiinteän palvelun satelliitti käyttää tyypillisesti suurimman osan kyseiselle palvelulle varatusta taajuuskaistasta jollakin kaksoiskaistalla 4/6 tai 11/14 GHz tai jopa molemmilla. Viestintäjärjestelmien toteuttaminen muilla, kiinteälle palvelulle varatuilla korkeammilla taajuuksilla on mahdollista, mutta siihen liittyy tiettyjä energia- ja teknologisia vaikeuksia.

Näin ollen satelliittien aiheuttama geostationaarisen kiertoradan ylikuormitus niiden välillä esiintyvistä radiohäiriöistä on tosiasia. tänään. Asianomaisten viestintähallintojen välinen koordinointi ennen rekisteröintiä uusi järjestelmä joskus kestää vuosia.

Vallitsevan tilanteen yhteydessä useat viestintähallinnot (ensisijaisesti kehitysmaat) haluavat jakaa geostationaarisen kiertoradan suunnitelmallisesti ja määrittää kullekin maalle tietyn alueen palvelevan sijainnin ja taajuuskaistan (erityisesti useista rajoituksista). tarvittavat signaaliparametrit). Lähetyspalvelua varten tällainen suunnitelma kehitettiin ja hyväksyttiin maailman hallinnollisessa radioviestintäkonferenssissa vuonna 1977 (WARC-77) itäisen pallonpuoliskon maiden osalta ja alueellisessa hallinnollisessa radioviestintäkonferenssissa vuonna 1983 (RACR-83) läntisen pallonpuoliskon maiden osalta. pallonpuolisko.

Vuonna 1985 pidettiin WARC (1. istunto) geostationaarisen kiertoradan käytöstä ja sitä käyttävien palvelujen suunnittelusta, jonka tavoitteena oli tarjota kaikille maille yhtäläinen pääsy geostationaariseen kiertoradalle. Tässä istunnossa päätettiin, että kansallisille kiinteän satelliittipalvelun järjestelmille tulisi laatia ns. allokaatiosuunnitelma hallintojen pyyntöjen täyttämiseksi siten, että kullekin hallinnolle osoitetaan vähintään yksi kiertoratapaikka. Suunnittelua varten on varattu kaistat 4/6 GHz ja 11/14 GHz taajuuksilla, kumpikin 800 MHz Avaruus-Maa- ja Maa-Avaruus -linkkejä varten. Muilla alueilla olisi otettava käyttöön parannettu koordinointimenettely.

Näin ollen voidaan nähdä, että viestintäsatelliittien geostationaarisen kiertoradan käyttö on nykyään yksi tärkeimmistä ja kiinnostavimmista ongelmista viestintätekniikan ja avaruustutkimuksen kehittämisessä kansantalouden edun mukaisesti. Tämä kirja on omistettu tälle ongelmalle. Kirja tarjoaa perustietoa satelliittien liikkumisesta geostationaarisella kiertoradalla ja periaatteet tällaisten satelliittien palvelualueiden määrittämiseksi. Kuvattu tyypillisiä järjestelmiä satelliittiviestintä geostationaaristen satelliittien kanssa, näissä järjestelmissä välitettävien signaalien parametrit, maa- ja avaruusasemien laitteiden parametrit esitetään. Tarkastellaan kiertoradan käytön säätelyongelman juridisia ja teknisiä näkökohtia ja analysoidaan viestintäjärjestelmien ja geostationaaristen satelliittien välisiä häiriöitä. Kirjan tärkeimmät kohdat on omistettu menetelmille geostationaarisen kiertoradan käytön tehostamiseksi, tämän kiertoradan suurimman saavutettavissa olevan kapasiteetin arvioimiseksi ja sen suunnitelmallisen käytön periaatteille.

Voidaan olettaa, että nämä kysymykset pysyvät ajankohtaisina pitkään ja kiinnostavat laajaa lukijakuntaa - sekä luomisen että käytön asiantuntijoita nykyaikaiset järjestelmät viestintää sekä tällaisten järjestelmien ominaisuuksista ja mahdollisuuksista kiinnostuneita lukijoita.

L. Kantorin kirjoittamat luvut 1, 2, 4, 5, 6, § 3.1, 3.2, 3.3, 9.3; Ch. 7, 8, § 3.4, 3.5, 9.1, 9.2 -B. Timofejev; § 9.4 - tekijöiden yhteisesti V. Baklanovan ystävällisesti toimittamien materiaalien perusteella.

1. GEOSTATIONAARINEN AES.PALVELUALUEET

1.1. MAAN SATELLIITTIEN RADAT

Keinotekoisen maasatelliitin lentorataa kutsutaan sen kiertoradalle. Vapaalennon aikana, kun koneessa olevat suihkumoottorit sammutetaan, Maan satelliitti liikkuu taivaankappaleen tavoin gravitaatiovoimien ja inertian vaikutuksesta, ja hallitseva gravitaatiovoima on Maan painovoima. Jos pidämme Maata tiukasti pallomaisena ja Maan gravitaatiokenttää ainoana satelliittiin vaikuttavana, niin satelliitin liike Maan ympäri noudattaa Keplerin lakeja. Näiden oletusten mukaan satelliitti liikkuu paikallaan (absoluuttisessa avaruudessa) -tasossa, joka kulkee Maan keskustan läpi; satelliitin mekaaninen kokonaisenergia (kineettinen ja potentiaalinen) pysyy ennallaan, minkä seurauksena satelliitin liikkuessa maasta poispäin sen liikenopeus pienenee ja sitä lähestyttäessä kasvaa. Satelliitin kiertorata tiukasti keskeisessä gravitaatiokentässä on ellipsin tai ympyrän muotoinen - ellipsin erikoistapaus.

Maasatelliitin elliptisen kiertoradan yhtälö napakoordinaatistossa (vuonna hyväksytyssä merkinnässä) (sisältää vesi-

= R /(1+ e COShttps://pandia.ru/text/78/235/images/image004_24.gif" width="12" height="13"> - sädevektorimoduuli (etäisyys satelliitista maan keskipisteeseen); - kulmikas säteen koordinaatti - vektori ("tosi poikkeama"); R- polttoparametri.

klo e= 0 yhtälö (1..gif" width="12" height="13 src=">.gif" width="17" height="19">=0°) ja apogee-piste (=180°) - korkeimmalla arvolla r=r a (Kuva 1.1). Houkuttelevan kappaleen keskus - Maa - sijaitsee yhdessä ellipsin polttopisteistä (ympyränmuotoisella kiertoradalla keskukset sulautuvat keskustaan). Geometriasta tiedetään, että ellipsille polttoparametri R= b 2/A=A(1-e 2), missä A=(a+n)/2 - puolisuurin akseli, b= A- puoliksi pieni akseli, e= =

= (https://pandia.ru/text/78/235/images/image004_24.gif" width="12" height="13 src=">p)/2 A- epäkeskisyys. Ellipsin polttopisteet erotetaan keskustasta etäisyyden perusteella ae, - ae. Jos maata pidetään pallomaisena, niin kiertoradan korkeus (satelliitin korkeus maan pinnan yläpuolella)

h= G- R, Missä R- Maan säde.

Ratataso sisään yleinen tapaus leikkaa päiväntasaajan tason (kuva 1.2). Ratatason leikkausviivaa päiväntasaajan tason kanssa kutsutaan solmuviivaksi, satelliitin kiertoradan leikkauspistettä päiväntasaajan tason kanssa, kun satelliitti liikkuu eteläiseltä pallonpuoliskolta pohjoiseen, kutsutaan nousevaksi solmupisteeksi, pistettä. risteyksen, kun satelliitti liikkuu pohjoisesta etelään, on laskeva solmu.

Satelliitin kiertoradan tärkeä ominaisuus on sen tason kaltevuus päiväntasaajan tasoon nähden, jolle on tunnusomaista kulma i näiden tasojen välillä (mitattuna nousevasta solmupisteestä vastapäivään itäisestä "suunnasta") (kuva 1.2). Kaltevuuden perusteella päiväntasaajan ( i= 0), napainen ( i=90°) ja kalteva (0 < i<90°) орбиты, по направлению движения ИСЗ относительно вращения земли -прямые (0<i<90°) и обратные (90°< i DIV_ADBLOCK659">

Viestintä- ja lähetysjärjestelmät edellyttävät suoraa näkyvyyttä satelliitin ja maa-asemien välillä riittävän kestävän istunnon ajaksi. Jos viestintäistunto ei ole ympärivuorokautinen, se on kätevää toistaa joka päivä samaan aikaan. Siksi erityisen kiinnostavia ovat synkroniset kiertoradat, joiden kierrosjakso on yhtä suuri tai moninkertainen kuin aika, jolloin Maa pyörii akselinsa ympäri (eli sideerinen päivä). Satelliittikiertoaika T Q = T 3m/ n(Missä T Sidereaalipäivän 3-kesto: m Ja n- kokonaisluvut), satelliittien kiertoratojen määrä päivässä N=T 3/TQ= n/ m,

1.2. GEOSTATIONAARINEN RATA

Yllä olevan perusteella voimme antaa määritelmän geostationaariselle kiertoradalle. Geostationaarinen kiertorata (tarkemmin geostationaarisen satelliitin kiertorata) on pyöreä (epäkeskisyys e=0), ekvatoriaalinen ( t= 0), synkroninen kiertorata, jonka kiertoaika on 24 tuntia, satelliitin liikkuessa itään. On helppo ymmärtää, että geostationaarisella kiertoradalla oleva satelliitti "roikkuu" maan pinnan tietyn pisteen yläpuolella (tietyllä pituusasteella päiväntasaajan yläpuolella) kilometrien korkeudessa maan pinnasta (katso Taulukko 1.1 ja Kuva 1.3). ). Kiertojakson tarkka arvo, joka vastaa Maan pyörimisjaksoa (sideerinen päivä), on 23 tuntia 56 minuuttia. 04 s.

Gestationaaristen satelliittien edut ovat ilmeisiä ja erittäin merkittäviä. Viestintä geostationaarisen satelliitin kautta voidaan suorittaa jatkuvasti, ympäri vuorokauden, ilman keskeytyksiä siirtymisessä yhdestä (saapuvasta) satelliitista toiseen; maa-asemilla satelliittien automaattiset seurantajärjestelmät voidaan yksinkertaistaa tai kokonaan poistaa, ja itse antennin käyttömekanismeja (liike) voidaan keventää ja yksinkertaistaa; satelliitin signaalitason korkeampi vakaus jatkuvan etäisyyden vuoksi; Doppler-ilmiöstä johtuen taajuusmuutosta ei ole (tai hyvin pieni) (katso § 1.4).

Gestationaarisen satelliitin korkeasta korkeudesta johtuen sen näkyvyysvyöhyke maan pinnalla on suuri - noin kolmannes koko maan pinnasta (kuva 1.4). Kaikista näistä eduista johtuen geostationaarinen kiertorata on erittäin laajalti käytössä, ja sopivimmilla taajuuskaistoilla se on jo kyllästetty viestintäsatelliiteilla lähes äärirajoihin asti. On syytä korostaa, että geo-

paikallaan pysyvä kiertorata on ainoa, ainutlaatuinen ja ilman muuta parametrien yhdistelmää on mahdollista saavuttaa vapaasti liikkuvan satelliitin suhteellisen liikkumattomuuden vaikutus maanpäälliseen tarkkailijaan.

Kuvasta 1.4 on selvää, että geostationaariset satelliitit palvelevat huonosti napa-alueita, koska satelliitti on näkyvissä erittäin alhaisissa korkeuskulmissa, eikä sitä näy napan lähellä. Pienet korkeuskulmat aiheuttavat vaaran, että paikalliset esineet varjostavat satelliittia ja lisäävät Maasta tulevan radiotermisen säteilyn osuutta maa-aseman yleismeluun. Kuvasta 1.4 on selvää, että tilanne on sitä huonompi mitä pidemmällä pituusasteella meille kiinnostava kohde sijaitsee satelliitin pituusasteesta. Siksi geostationaarisen satelliitin on sijoitettava korkeilla leveysasteilla sijaitsevia alueita varten mahdollisimman lähelle optimaalista pituusastepistettä, toisin sanoen ns. palvelukaarta – GO-osuutta, jonka sisällä satelliitti voi liikkua palvelua rikkomatta. alueen tulee olla minimaalinen. Tämä näkyy myös kuvasta. 1.5, jonka avulla voit määrittää korkeuskulman geostationaariseen satelliittiin missä tahansa vyöhykkeen kohdassa. Tämän epäkohdan sekä geostationaarisen kiertoradan raskaan kuormituksen vuoksi harkitaan muun tyyppisten, ensisijaisesti synkronisten, kiertoratojen käyttöä (katso taulukko 1.1). Toistaiseksi viestintätarkoituksiin on käytetty vain 12 tunnin elliptistä kiertorataa, jonka apogee-korkeus on noin 40 tuhatta km ja kaltevuus iDIV_ADBLOCK661"

Korkealla elliptisellä "Molniya" kiertoradalla liikkuvan keinotekoisen satelliitin tapauksessa maa-asemien (ES) antennien on kuitenkin seurattava liikkuvaa satelliittia ja vähintään 3 kertaa päivässä kaikkien maa-asemien on suoritettava samanaikainen siirtyminen toiseen. satelliitti, jossa yhteys katkeaa.

Johtuen GO-parametrien väistämättömästä poikkeamasta vaadituista arvoista satelliitin laukaisussa sekä häiritsevien tekijöiden vuoksi, jotka rikkovat tiukasti keskeistä gravitaatiokenttää, todellisen geostationaarisen satelliitin liike on aina jonkin verran erilaista kuin ideaalisen geostationaarisen satelliitin. . Gravitaatiokentän epäkeskeisyys johtuu Maan ei-pallomaisuudesta (sekä muodon että maapallon massojen jakautumisen osalta). Satelliitin liikkeen häiriöt aiheuttavat myös ilmakehän vastusta, Auringon ja Kuun gravitaatiokenttiä jne. Kaikkien näiden häiriöiden seurauksena satelliitin kiertorata avautuu Maan ympäri kiertämisen jälkeen täsmälleen edelliseen asentoonsa, ellei tarvittavaa korjausta tehdä. Erityisesti ilmakehän vastus vähentää satelliitin nopeutta,

148">

siksi - kiertoradan korkeuden lasku; Samalla kiertoradan epäkeskisyys pienenee. Ilmakehän jarrutuksen todellinen vaikutus geostationaarisiin satelliitteihin on pieni (se on merkittävä elliptisille radoille, joilla on pieni perigeekorkeus tai matalat ympyräradat, jotka putoavat ilmakehän tiheämpiin kerroksiin).

Tarkastellaan alkukiertorataparametrien epätarkkuuden vaikutusta geostationaarisen satelliitin liikkeeseen ihanteellisesti Maan keskeisen gravitaatiokentän alla. Ero satelliitin kiertoradan ja sidereaalisen päivän välillä tietyllä määrällä T johtaa satelliitin pituusasteen muutokseen satelliitin yhden kierroksen aikana Maan ympäri määrällä = - https://pandia.ru/text/78/235/images/image019_16.gif" width="15" korkeus ="17 src="> T = T KANSSA- T 3, T 3 - sideerinen päivä, T c on satelliitin kiertoratajakso (ns. sidereaalinen jakso). Jos T C> T 3 siis<0, и спутник смещается в западном. направлении, отставая от движения Земли, и наоборот.

Jos satelliitin laukaisussa kiertorata ei ole aivan pyöreä, vaan siinä on pieni epäkeskisyys e (e 1), mutta tässä tapauksessa kierrosjakso on täsmälleen yhtä suuri kuin vaadittu arvo ( T c = T h), satelliitti värähtelee pituusasteessa keskimääräisen sijainnin ympärillä https://pandia.ru/text/78/235/images/image024_16.gif" width="103" height="24"> amplitudilla 2 e.

Ero kiertoradan ja tiukasti ekvatoriaalisen (inklinaatio i0) välillä pienellä kaltevuudella aiheuttaa satelliitin värähtelyjä ja värähtelyt leveysasteissa ovat vallitsevia, lain määräämä.

Missä Ja-satelliitin leveysasteen argumentti (kiertoradan nousevan solmun ja satelliitin suunnan välinen kulma kiertoradalla); - alisatelliittipisteen maantieteellinen leveysaste.

Kohdasta (1.2) on selvää, että värähtelyjen amplitudi leveysasteissa on yhtä suuri kuin inklinaatio ja jakso on yhtä suuri kuin satelliitin kiertoratajakso. Sub-satelliitin pisteen lentorata pisteessä i 0 on esitetty kuvassa. 1.6. Ratakaltevuuden vaikutus kvasistaationaarisen (eli melkein paikallaan olevan) satelliitin liikkeeseen on erityisen tärkeä, koska kiertoradan kaltevuus esiintyy myös alun perin tiukasti ekvatoriaalisella kiertoradalla gravitaatiokentän epäideaalisuuden vuoksi.

Rataa häiritsevistä tekijöistä Maan päiväntasaajan puristuminen (päiväntasaajan poikkeama tarkasta ympyrän muodosta) vaikuttaa merkittävästi. Analyysi osoittaa, että tästä syystä geostationaarisen satelliitin värähtelyjä esiintyy kiertoradalla pituus- ja korkeusasteella pitkällä aikavälillä - jopa useita vuosia, lähellä vakaan tasapainon pisteitä. Vakaan tasapainopisteet ovat maan päiväntasaajan pienemmän puoliakselin ja geostationaarisen kiertoradan leikkauspisteitä. Muut Maan kentän poikkeamat tiukasti keskeisestä kentästä aiheuttavat lievän muutoksen kiertoradassa, vähäisen muutoksen epäkeskisyydessä ja muutoksen nousevan solmun pituusasteessa.

Kuun ja Auringon gravitaatiokentät aiheuttavat pieniä muutoksia kiertoradassa ja epäkeskisyydessä sekä kiertoradan kaltevuuden käytännön kehitystä. Kaltevuuden muutos satelliitin olemassaolon vuoden aikana voi olla riippuvainen tähtitieteellisestä päivämäärästä (Kuun kiertoradan parametrit), eli 1-2 vuoden kuluttua alkavat satelliitissa heilahtelut, jotka johtuvat siitä aiheutuvasta kalteudesta (kuva 1.6). vaikuttaa merkittävästi viestintäjärjestelmän toimintaan. Tilannetta voidaan hieman helpottaa ensimmäistä kertaa asettamalla kiertoradalle satelliitti, jonka nousevan kulman "negatiivinen" kaltevuus-pituusaste on 270°; sitten kiertoradan kaltevuus ensin pienenee suuruusluokkaa, saavuttaa nollan ja vasta sitten alkaa kasvaa edellä esitetyllä nopeudella.

Näin ollen geostationaarisen satelliitin (oikeampaa olisi kutsua sitä kvasistationaariseksi) liikkumiseen on otettu huomioon tekijät. Keinotekoisen satelliitin liikkeellä suhteessa tiettyyn kiinteään pisteeseen on haitallinen vaikutus viestintäjärjestelmien toimintaan. Ensinnäkin tarvitaan jatkuvaa maa-asemien antennien osoittamista satelliitteihin, joita varten ne on varustettava asemalla ja automaattisella ohjausjärjestelmällä, mikä on usein mahdotonta hyväksyä verkoissa, joissa on suuri määrä yksinkertaisia satelliitteja. Toiseksi satelliittien liikkuminen johtaa palvelualueiden vähenemiseen. Kolmanneksi satelliittien liikkuminen pituusasteella johtaa naapurisatelliittien mahdolliseen lähentymiseen ja lisää keskinäisiä häiriöitä niiden välillä, mikä huonontaa geostationaarisen kiertoradan käyttöä. Tältä osin on tällä hetkellä suositeltavaa, että satelliitin sijainnin epävakaus pituusasteessa ei saisi ylittää ±0,1°. Koska häiritseviä tekijöitä ei voida poistaa, on tarpeen ajoittain eliminoida niiden vaikutus satelliitin liikkeeseen - suorittaa ns. satelliitin liikkeen korjaus antamalla sille tarvittava kiihtyvyys vaadittuun suuntaan. Korjausta varten moottorit asennetaan satelliittiin: joko kytkettynä päälle maasta tulevalla komennolla tai toimivat autonomisessa tilassa. Analyysi osoittaa, että energia maksaa

satelliitin sijainnin korjaus ei riipu pitotarkkuudesta; Tämä selittyy sillä, että satelliitin pitämiseksi kapeammissa rajoissa korjauksia on tehtävä useammin, mutta jokaisella korjauksella on kulutettava vastaavasti pienempi määrä energiaa. On huomattava, että kiertoradan kaltevuuden korjaaminen vaatii huomattavasti enemmän energiaa kuin pituusasteen korjaus.

Kvasistaationaarisen satelliitin (katso kuva 1.6) värähtelyjä on ehdotettu useiden satelliittien sijoittamiseksi yhteen nimellispaikkaan. Voidaan nähdä, että kun useat satelliitit liikkuvat tällaista lentorataa pitkin samaan suuntaan, niiden välillä säilyy tietty kulmaetäisyys, joka voi riittää pitämään keskinäiset häiriöt vaaditulla tasolla (kuva 1.7). Harkittiin esimerkiksi sijoittamista yhteen "kahdeksaan" kolmesta satelliitista, joista vain kaksi sisältyy työhön kerrallaan, mikä mahdollistaa kulman säilyttämisen edellyttäen, että satelliitti siirretään ajoissa aktiivisesta tilasta passiiviseen. kahden aktiivisen satelliitin välinen etäisyys, joka on 3/4 kahdeksan etäisyydestä pohjois-etelä-suunnassa. Tällaisia mahdollisuuksia ei ole kuitenkaan vielä toteutettu.

1.3. GEOSTATIONAARISEN AESIITIN VALAISTUS;

EARTH STATION ANTENNIEN valaistus

AURINKO JA KUU

Liikkuessaan geostationaarisella kiertoradalla satelliitti voi joutua Maan varjoon joksikin aikaa (kuva 1.8). Ilmiö on merkittävä, koska satelliitit saavat virtansa yleensä aurinkopaneeleista, joten maan varjoalueelle pääsy riistää koneen laitteiden virtalähteen; energiaa on varastoitava akkuihin tai viestintäjärjestelmä on keskeytettävä varjostuksen aikana. Varjostus aiheuttaa myös jyrkän muutoksen keinotekoisen satelliitin dieselveturitilassa. Siksi varjostuksen kesto ja sen alkamisaika ovat tärkeitä.

riisi. 1.9. Maan kiertoradan tasojen ja päiväntasaajan satelliitin suhteellinen sijainti - kesä pohjoisella pallonpuoliskolla; b-päiväntasausaika

Koska geostationaarisen kiertoradan taso (ekvaattoritaso) ja Maan kiertoradan taso sen liikkuessa Auringon ympäri eivät täsmää (Maan akselin tunnetusta kallistuksesta johtuen), geostationaarinen satelliitti ei suurimman osan vuotta putoa maan varjoon ollenkaan: kun satelliitti sijaitsee "Maan takana", on satelliitti korkeammalla (tai alapuolella) Aurinko-Maa -linjaa (kuva 1.9,a). Varjostus tulee mahdolliseksi vain lähellä syys- tai kevätpäiväntasausta, sillä satelliitti, joka ylittää Maan kiertoradan tason, on Aurinko-Maa-suoralla (kuva 1.9b).

On myös selvää, että varjostusta voi tapahtua kerran Maan pyörimisjakson aikana, eli vuorokaudessa, ja että varjostusaika on suhteessa paikalliseen aikaan sen pituusasteen kohdalla, jolla geostationaarinen satelliitti sijaitsee - kuvasta 1. 1.8 on selvää, että alisatelliittipisteessä satelliitin varjostuksen aikana pitäisi olla yö.

Eräillä yksinkertaistavilla oletuksilla tehty analyysi mahdollisti tuloajan laskemisen t sisään ja ulos t satelliitista Maan varjosta riippuen päivämäärästä (kuva 1.10). Kuten näemme, geostationaarisen satelliitin varjostus tapahtuu vain sisällä

alle 1,5 kuukautta kestävät jaksot, lähellä syys- ja kevätpäiväntasausta, ja aika ei ylitä 1 tunti 10 minuuttia päivässä. Kuva 1.10 on rakennettu Moskovan ajalle ja satelliitti sijaitsee pituusasteessa =0°. Kuten näette, satelliitin sijainti läntisemmällä pituusasteella kuin palvelualueen pituusaste johtaa varjostuksen alkamiseen myöhemmin, tavanomaisen televisiolähetysajan jälkeen, mikä mahdollistaa ilman akkuja. satelliitti..gif" width="107" height="27 "> (1.3)

missä in, tout määritetään kuvasta. 1.10, ja kerroin 15 johtuu siitä, että yhden aikavyöhykkeen leveys on 15°.

Satelliitin varjostusaika on otettu huomioon ZAKR-77:n lähetyspalvelusuunnitelmaa laadittaessa - kaikki satelliitit on siirretty länteen suhteessa laivan antennin tähtäyspisteeseen.

Siirrytään nyt toiseen ilmiöön, joka myös määräytyy taivaankappaleiden puhtaasti tähtitieteellisten liikelakien perusteella - ilmiöön, jossa aurinko tai kuu osuu maa-asemien antennisäteeseen. Ja tässä tapauksessa satelliitin tulisi olla lähellä Maan kiertoradan tasoa, kun se pyörii Auringon ympäri (tai lähellä Kuun kiertoradan tasoa, kun se kiertää maata), mutta ei Maan takana, kuten varjossa, mutta sen edessä. Auringon tai Kuun saapuminen Maan antennin säteeseen aiheuttaa häiriöitä signaalin vastaanottoon näiden taivaankappaleiden radiolämpösäteilyn vuoksi. Tehovuon tiheys W

: 23 tuntia 56 minuuttia 4,091 sekuntia).

Ajatuksen geostationaaristen satelliittien käytöstä viestintätarkoituksiin ilmaisi slovenialainen astronautiikkateoreetikko Herman Potočnik vuonna 1928.

Gestationaarisen kiertoradan edut tulivat laajalti tunnetuiksi Arthur Clarken populaaritieteellisen artikkelin julkaisemisen jälkeen Wireless World -lehdessä vuonna 1945, joten lännessä geostationaarisia ja geosynkronisia ratoja kutsutaan joskus " Clarke kiertää", A" Clarkin vyö" tarkoittaa ulkoavaruuden aluetta, joka sijaitsee 36 000 km:n etäisyydellä merenpinnasta maan päiväntasaajan tasolla, jossa kiertoradan parametrit ovat lähellä geostationaarisia. Ensimmäinen onnistuneesti GEO:hon laukaistu satelliitti oli Syncom-3 NASA laukaisi sen elokuussa 1964.

Tietosanakirja YouTube

1 / 5

Oppitunti 64. Keinotekoiset maasatelliitit. Ensimmäinen pakonopeus. Geostationaarinen kiertorata

Satelliittiyhteys. Geostationaarinen kiertorata

Striimaa geostationaaristen viestintäsatelliittien suunnittelijan kanssa

Geostationaariset satelliitit

Gestationaarisen kiertoradan parametrien laskenta

Tekstitykset

Seisomapiste

Geostationaarinen kiertorata voidaan saavuttaa tarkasti vain päiväntasaajan yläpuolella sijaitsevalla ympyrällä, jonka korkeus on hyvin lähellä 35 786 km.

Jos geostationaariset satelliitit olisivat näkyvissä taivaalla paljaalla silmällä, viiva, jolla ne olisivat näkyvissä, olisi sama kuin "Clark Belt" tietyllä alueella. Geostationaariset satelliitit ovat käytettävissä olevien kiinnityspisteiden ansiosta käteviä käyttää satelliittiviestintään: kerran suunnattuna antenni suunnataan aina valittuun satelliittiin (jos se ei muuta sijaintiaan).

Kun jäljellä olevalla polttoaineella aktiivinen toiminta on päättynyt, satelliitti on siirrettävä hävitysradalle, joka sijaitsee 200-300 km GEO:n yläpuolella.

Gestationaarisen kiertoradan parametrien laskenta

Radan säde ja kiertoradan korkeus

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

Missä F u (\displaystyle F_(u))- inertiavoima ja tässä tapauksessa keskipakovoima; F Γ (\displaystyle F_(\Gamma ))- painovoima. Satelliittiin vaikuttavan gravitaatiovoiman suuruus voidaan määrittää Newtonin yleisen painovoiman lailla:

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

missä on satelliitin massa, M 3 (\displaystyle M_(3))- Maan massa kilogrammoina, G (\displaystyle G) on gravitaatiovakio ja R (\displaystyle R)- etäisyys metreinä satelliitista Maan keskustaan tai tässä tapauksessa kiertoradan säde.

Keskipakovoiman suuruus on yhtä suuri kuin:

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

Missä a (\displaystyle a)- Keskikiihtyvyys, joka tapahtuu ympyräliikkeen aikana kiertoradalla.

Kuten näette, satelliitin massa m c (\displaystyle m_(c)) esiintyy kertoimena keskipakovoiman ja gravitaatiovoiman lausekkeissa, eli kiertoradan korkeus ei riipu satelliitin massasta, mikä pätee mille tahansa kiertoradalle ja on seurausta painovoima- ja inertiamassa. Näin ollen geostationaarisen kiertoradan määrää vain korkeus, jossa keskipakovoima on suuruudeltaan yhtä suuri ja suunnaltaan vastakkainen Maan painovoiman tietyllä korkeudella luomaan gravitaatiovoimaan nähden.

Keskipetaalinen kiihtyvyys on yhtä suuri kuin:

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

missä on satelliitin pyörimiskulma, radiaaneja sekunnissa.

Tehdään yksi tärkeä selvennys. Itse asiassa keskipakokiihtyvyydellä on fyysinen merkitys vain inertiaalisessa vertailukehyksessä, kun taas keskipakovoima on ns. kuvitteellinen voima ja esiintyy yksinomaan viitekehyksessä (koordinaateissa), jotka liittyvät pyöriviin kappaleisiin. Keskusvoima (tässä tapauksessa painovoima) aiheuttaa keskipituisen kiihtyvyyden. Absoluuttisena arvona keskipakoinen kiihtyvyys inertiaalisessa vertailukehyksessä on sama kuin keskipakokiihtyvyys vertailukehyksessä, joka liittyy meidän tapauksessamme satelliittiin. Siksi lisäksi, ottaen huomioon tehdyn huomautuksen, voimme käyttää termiä "keskipesäkiihtyvyys" yhdessä termin "keskipakovoima" kanssa.

Yhtälöimällä painovoima- ja keskipakovoiman lausekkeet keskikiihtyvyyden korvaamiseen, saadaan:

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

Vähentää m c (\displaystyle m_(c)), kääntäminen R 2 (\displaystyle R^(2)) vasemmalle ja ω 2 (\displaystyle \omega ^(2)) oikealle, saamme:

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)))).

Tämä lauseke voidaan kirjoittaa eri tavalla korvaamalla G ⋅ M 3 (\displaystyle G\cdot M_(3)) päällä μ (\displaystyle \mu )- geosentrinen gravitaatiovakio:

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

Kulmanopeus ω (\displaystyle \omega) lasketaan jakamalla yhdellä kierroksella kuljettu kulma ( 360 ∘ = 2 ⋅ π (\displaystyle 360^(\circ )=2\cdot \pi ) radiaania) kiertoradalle (aika, joka kuluu yhden täydellisen kierroksen suorittamiseen kiertoradalla: yksi sideerinen päivä eli 86 164 sekuntia). Saamme:

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

Tuloksena oleva kiertoradan säde on 42 164 km. Vähentämällä Maan päiväntasaajan säde, 6 378 km, saadaan korkeus 35 786 km.

Voit tehdä laskelmat toisella tavalla. Gestationaarisen kiertoradan korkeus on etäisyys Maan keskustasta, jossa satelliitin kulmanopeus, joka on sama kuin Maan pyörimisen kulmanopeus, synnyttää kiertoradan (lineaarisen) nopeuden, joka on yhtä suuri kuin ensimmäinen kosminen nopeus (varmistaakseen ympyrärata) tietyllä korkeudella.

Kulmanopeudella liikkuvan satelliitin lineaarinen nopeus ω (\displaystyle \omega) etäisyydellä R (\displaystyle R) kiertokeskipisteestä on yhtä suuri kuin

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

Ensimmäinen pakonopeus kaukaa R (\displaystyle R) massaobjektista M (\displaystyle M) yhtä kuin

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

Yhtälöimällä yhtälöiden oikeat puolet toisiinsa, päästään aiemmin saatuun lausekkeeseen säde GSO:

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

Ratanopeus

Liikkeen nopeus geostationaarisella kiertoradalla lasketaan kertomalla kulmanopeus kiertoradan säteellä:

v = ω ⋅ R = 3 , 07 (\displaystyle v=\omega \cdot R=3(,)07) km/s

Tämä on noin 2,5 kertaa pienempi kuin ensimmäinen kosminen nopeus 8 km/s matalalla Maan kiertoradalla (säteellä 6400 km). Koska ympyräradan nopeuden neliö on kääntäen verrannollinen sen säteeseen,

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

silloin nopeuden lasku suhteessa ensimmäiseen kosmiseen nopeuteen saavutetaan lisäämällä kiertoradan sädettä yli 6 kertaa.

R ≈ 6400 ⋅ (8 3 , 07) 2 ≈ 43000 (\displaystyle R\noin \,\!(6400\cdot \left((\frac (8)(3(,)07))\right)^(2 ))\noin \,\!43000)

Radan pituus

Geostationaarisen kiertoradan pituus: 2 ⋅ π ⋅ R (\displaystyle (2\cdot \pi \cdot R)). Kun kiertoradan säde on 42 164 km, saamme kiertoradan pituudeksi 264 924 km.

Radan pituus on erittäin tärkeä satelliittien "seisontapisteiden" laskennassa.

Satelliitin pitäminen kiertoradalla geostationaarisella kiertoradalla

Geostaationaarisella kiertoradalla kiertävä satelliitti on useiden voimien (häiriöiden) vaikutuksen alaisena, jotka muuttavat tämän kiertoradan parametreja. Tällaisia häiriöitä ovat erityisesti painovoiman kuun-auringon häiriöt, Maan gravitaatiokentän epähomogeenisuuden vaikutus, päiväntasaajan elliptisyys jne. Kiertorata huononeminen ilmaistaan kahdella pääilmiöllä:

1) Satelliitti liikkuu kiertorataa pitkin alkuperäisestä kiertoradastaan kohti yhtä neljästä vakaan tasapainon pisteestä, ns. "mahdolliset geostationaariset kiertoradan reiät" (niiden pituuspiirit ovat 75,3°E, 104,7°W, 165,3°E ja 14,7°W) Maan päiväntasaajan yläpuolella;

2) Radan kaltevuus päiväntasaajalle kasvaa (alkuperäisestä 0:sta) noin 0,85 astetta vuodessa ja saavuttaa maksimiarvon 15 astetta 26,5 vuodessa.

Näiden häiriöiden kompensoimiseksi ja satelliitin pitämiseksi paikallaan, satelliitti on varustettu propulsiojärjestelmällä (kemiallinen tai sähköinen raketti). Kytkemällä ajoittain päälle matalan työntövoiman moottorit (korjaus "pohjoinen-etelä" kompensoimaan kiertoradan kaltevuuden kasvua ja "länsi-itä" kompensoimaan ajautumista kiertoradalla), satelliitti pysyy määrätyssä paikallaan. Tällaisia sulkeumia tehdään useita kertoja muutaman (10-15) päivän välein. Merkittävää on, että pohjoinen-etelä-korjaus vaatii huomattavasti suuremman ominaisnopeuden lisäyksen (n. 45-50 m/s vuodessa) kuin pitkittäiskorjauksessa (n. 2 m/s vuodessa). Satelliitin kiertoradan korjauksen varmistamiseksi koko sen käyttöiän ajan (nykyaikaisilla televisiosatelliiteilla 12-15 vuotta) tarvitaan huomattava polttoainevarasto aluksella (satoja kiloja, jos käytetään kemiallista moottoria). Satelliitin kemiallisessa rakettimoottorissa on syrjäytyspolttoaineen syöttö (latauskaasu-helium) ja se toimii pitkäkestoisilla korkealla kiehuvilla komponenteilla (yleensä epäsymmetrinen dimetyylihydratsiini ja typpitetroksidi). Useat satelliitit on varustettu plasmamoottoreilla. Niiden työntövoima on kuitenkin huomattavasti pienempi verrattuna kemiallisiin suurempi tehokkuus mahdollistaa (pitkän käyttöiän ansiosta, mitattuna kymmenissä minuutteissa yhdestä liikkeestä) vähentää radikaalisti vaadittua polttoainemassaa aluksella. Propulsiojärjestelmän tyypin valinta määräytyy tietyn mukaan tekniset ominaisuudet laitteet.

Samaa propulsiojärjestelmää käytetään tarvittaessa satelliitin ohjaamiseen toiseen kiertoradalle. Joissakin tapauksissa - yleensä satelliitin käyttöiän lopussa polttoaineen kulutuksen vähentämiseksi pohjois-etelä-radan korjaus pysäytetään ja jäljellä oleva polttoaine käytetään vain länsi-itä -korjaukseen.

Polttoainereservi on tärkein rajoittava tekijä geostationaarisella kiertoradalla olevan satelliitin käyttöiässä.

Gestationaarisen kiertoradan haitat

Signaalin viive

Gestationaaristen satelliittien kautta tapahtuvalle tiedonsiirrolle on ominaista suuret viiveet signaalin etenemisessä. Kun kiertoradan korkeus on 35 786 km ja valon nopeus noin 300 000 km/s, maa-satelliitin säteen matka vaatii noin 0,12 s. Säteen polku "Maa (lähetin) → satelliitti → Maa (vastaanotin)" ≈0,24 s. Kokonaisviive (Ping-apuohjelman mittaama) käytettäessä satelliittiviestintää tiedon vastaanottamiseen ja lähettämiseen on lähes puoli sekuntia. Huomioi signaalin viive satelliittilaitteissa, laitteissa ja sisään kaapelijärjestelmät maanpäällisten palvelujen lähetyksessä signaalin kokonaisviive reitillä "signaalilähde → satelliitti → vastaanotin" voi olla 2-4 sekuntia. Tämä viive vaikeuttaa GSO-satelliittien käyttöä puheluissa ja tekee mahdottomaksi käyttää satelliittiviestintää GSO:n avulla erilaisia palveluita reaaliajassa (esimerkiksi verkkopeleissä).

GSO:n näkymätön korkeilta leveysasteilta

Koska geostationaarinen kiertorata ei ole näkyvissä korkeilta leveysasteilta (noin 81°:sta napoihin) ja yli 75°:n leveysasteilla se havaitaan hyvin matalalla horisontin yläpuolella (todellisissa olosuhteissa satelliitit ovat yksinkertaisesti piilossa ulkonevien esineiden ja maaston takia) ja vain pieni osa radasta on näkyvissä ( katso taulukko), viestintä ja televisiolähetykset GSO:n avulla ovat mahdottomia Kaukopohjolan (arktisen) ja Etelämantereen korkeilla leveysasteilla.

Mikä on geostationaarinen kiertorata? Tämä on pyöreä kenttä, joka sijaitsee Maan päiväntasaajan yläpuolella, jota pitkin keinotekoinen satelliitti pyörii planeetan pyörimiskulmanopeudella akselinsa ympäri. Se ei muuta suuntaaan vaakakoordinaatistossa, vaan roikkuu liikkumattomana taivaalla. Geostationary Earth Orbit (GEO) on eräänlainen geosynkroninen kenttä, ja sitä käytetään viestinnän, televisiolähetysten ja muiden satelliittien sijoittamiseen.

Ajatus keinotekoisten laitteiden käytöstä

Gestationaarisen kiertoradan käsitteen aloitti venäläinen keksijä K. E. Tsiolkovski. Teoksissaan hän ehdotti avaruuden asuttamista kiertorata-asemien avulla. Ulkomaiset tutkijat kuvailivat myös kosmisten kenttien työtä, esimerkiksi G. Oberth. Mies, joka kehitti käsitteen kiertoradan käytöstä viestintään, on Arthur C. Clarke. Vuonna 1945 hän julkaisi artikkelin Wireless World -lehdessä, jossa hän kuvaili geostationaarisen kentän etuja. Aktiivisesta työstään tällä alalla tiedemiehen kunniaksi kiertorata sai toisen nimensä - "Clark Belt". Monet teoreetikot ovat pohtineet korkealaatuisen viestinnän toteuttamisen ongelmaa. Niinpä Herman Potochnik vuonna 1928 ilmaisi ajatuksen siitä, kuinka geostationaarisia satelliitteja voitaisiin käyttää.

"Clark-vyön" ominaisuudet

Jotta kiertorataa voidaan kutsua geostationaariseksi, sen on täytettävä useita parametreja:

1. Geosynkronisuus. Tämä ominaisuus sisältää kentän, jolla on Maan pyörimisjaksoa vastaava jakso. Geosynkroninen satelliitti suorittaa kiertoradansa planeetan ympäri siderealisessa päivässä, joka on 23 tuntia, 56 minuuttia ja 4 sekuntia. Maa tarvitsee saman ajan yhden kierroksen suorittamiseen kiinteässä avaruudessa.

2. Satelliitin ylläpitämiseksi tietyssä pisteessä geostationaarisen kiertoradan on oltava ympyrän muotoinen, eikä sen kaltevuus ole nolla. Elliptinen kenttä aiheuttaa siirtymän joko itään tai länteen, kun alus liikkuu sisään tiettyjä kohtia kiertää eri tavalla.

3. Avaruusmekanismin "viipymispisteen" on oltava päiväntasaajalla.

4. Satelliittien sijainnin geostationaarisella kiertoradalla tulee olla sellainen, että kommunikaatioon tarkoitettujen taajuuksien pieni määrä ei johda eri laitteiden taajuuksien päällekkäisyyteen vastaanoton ja lähetyksen aikana eikä niiden törmäystä.

5. Riittävä määrä polttoainetta avaruusmekanismin vakioasennon ylläpitämiseksi.

Satelliitin geostationaarinen kiertorata on ainutlaatuinen siinä mielessä, että vain sen parametreja yhdistämällä laite voi pysyä paikallaan. Toinen ominaisuus on kyky nähdä maapallo seitsemäntoista asteen kulmassa avaruuskentällä sijaitsevista satelliiteista. Jokainen laite vangitsee noin kolmanneksen kiertoradan pinnasta, joten kolme mekanismia pystyy peittämään lähes koko planeetan.

Keinotekoiset satelliitit

Lentokone pyörii maan ympäri geosentristä polkua pitkin. Sen laukaisemiseen käytetään monivaiheista rakettia. Se on avaruusmekanismi, jota ohjaa moottorin reaktiivinen voima. Liikkuakseen kiertoradalla keinotekoisten maasatelliittien alkunopeuden on vastattava ensimmäistä kosmista nopeutta. Heidän lentonsa tapahtuvat vähintään useiden satojen kilometrien korkeudessa. Laitteen kiertoaika voi olla useita vuosia. Keinotekoiset maasatelliitit voidaan laukaista muiden laitteiden, esimerkiksi kiertorata-asemien ja laivojen, tauluilta. Droonien massa on jopa kaksikymmentä tonnia ja koko useita kymmeniä metrejä. 2000-luvulla syntyi erittäin kevyitä - jopa useita kilogrammoja - laitteita.

Monet maat ja yritykset ovat käynnistäneet satelliitteja. Maailman ensimmäinen keinotekoinen laite luotiin Neuvostoliitossa ja lensi avaruuteen 4. lokakuuta 1957. Se sai nimekseen Sputnik 1. Vuonna 1958 Yhdysvallat laukaisi toisen avaruusaluksen, Explorer 1:n. Ensimmäinen satelliitti, jonka NASA laukaisi vuonna 1964, sai nimekseen Syncom-3. Keinotekoiset laitteet ovat pääosin palautuskelvottomia, mutta on myös sellaisia, jotka palautetaan osittain tai kokonaan. Niitä käytetään suorittamaan tieteellinen tutkimus ja ratkaisut erilaisia tehtäviä. Joten on olemassa sotilaallisia, tutkimus-, navigointi- ja muita satelliitteja. Myös yliopiston työntekijöiden tai radioamatöörien luomia laitteita lanseerataan.

"Seisomapiste"

Geostationaariset satelliitit sijaitsevat 35 786 kilometrin korkeudessa merenpinnan yläpuolella. Tämä korkeus tarjoaa kiertoradan, joka vastaa Maan pyörimisjaksoa tähtiin nähden. Keinotekoinen ajoneuvo on liikkumaton, joten sen sijaintia geostationaarisella kiertoradalla kutsutaan "seisontapisteeksi". Liikkuminen varmistaa jatkuvan pitkän aikavälin tiedonsiirron, kun antenni on suunnattu, se on aina suunnattu haluttuun satelliittiin.

Liike

Satelliitteja voidaan siirtää matalalta kiertoradalta geostationaariselle kiertoradalle geosiirtokenttien avulla. Jälkimmäiset ovat elliptisiä polkuja, joiden piste on matalalla ja huippu lähellä geostationaarista ympyrää. Satelliitti, josta tuli käyttökelvoton jatkotyötä, lähetetään hautaradalle, joka sijaitsee 200-300 kilometriä GSO:n yläpuolella.

Geostationaarisen kiertoradan korkeus

Tietyllä kentällä oleva satelliitti pitää tietyn etäisyyden Maasta, ei lähesty eikä poistu. Se sijaitsee aina päiväntasaajan jonkin pisteen yläpuolella. Näistä piirteistä seuraa, että painovoimat ja keskipakovoimat tasapainottavat toisiaan. Gestationaarisen kiertoradan korkeus lasketaan klassiseen mekaniikkaan perustuvilla menetelmillä. Tässä tapauksessa gravitaatio- ja keskipakovoimien vastaavuus otetaan huomioon. Ensimmäisen suuren arvo määritetään Newtonin yleisen gravitaatiolain avulla. Keskipakovoiman ilmaisin lasketaan kertomalla satelliitin massa keskipakokiihtyvyydellä. Gravitaatio- ja inertiamassan yhtäläisyyden tulos on johtopäätös, että kiertoradan korkeus ei riipu satelliitin massasta. Siksi geostationaarisen kiertoradan määrää vain se korkeus, jossa keskipakovoima on suuruudeltaan yhtä suuri ja suunnaltaan vastakkainen Maan painovoiman tietyllä korkeudella luomaan gravitaatiovoimaan nähden.

Keskikiihtyvyyden laskentakaavasta löydät kulmanopeuden. Myös geostationaarisen kiertoradan säde määräytyy tällä kaavalla tai jakamalla geosentrinen gravitaatiovakio kulmanopeuden neliöllä. Sen pituus on 42 164 kilometriä. Kun otetaan huomioon maan päiväntasaajan säde, saadaan korkeus, joka on 35 786 kilometriä.

Laskelmat voidaan suorittaa toisella tavalla, perustuen väitteeseen, että kiertoradan korkeus, joka on etäisyys Maan keskustasta, satelliitin kulmanopeuden ollessa sama kuin planeetan pyörimisliike, aiheuttaa lineaarisen nopeus, joka on yhtä suuri kuin ensimmäinen kosminen nopeus tietyllä korkeudella.

Nopeus geostationaarisella kiertoradalla. Pituus

Tämä indikaattori lasketaan kertomalla kulmanopeus kentän säteellä. Nopeuden arvo kiertoradalla on 3,07 kilometriä sekunnissa, mikä on paljon pienempi kuin ensimmäinen kosminen nopeus lähellä Maata. Nopeuden vähentämiseksi on tarpeen lisätä kiertoradan sädettä yli kuusi kertaa. Pituus lasketaan kertomalla luku Pi ja säde kahdella. Se on 264924 kilometriä. Indikaattori otetaan huomioon laskettaessa satelliittien "seisontapisteitä".

Voimien vaikutus

Radan parametrit, jota pitkin keinotekoinen mekanismi pyörii, voivat muuttua painovoimaisten kuu-aurinkohäiriöiden, maapallon kentän epähomogeenisuuden ja päiväntasaajan elliptisyyden vaikutuksesta. Kentän muutos ilmaistaan sellaisina ilmiöinä kuin:

Satelliitin siirtyminen asemastaan kiertoradalla kohti vakaan tasapainon pisteitä, joita kutsutaan geostationaarisen kiertoradan potentiaalisiksi aukoksi.
Kentän kaltevuuskulma päiväntasaajaan kasvaa tietyllä nopeudella ja saavuttaa 15 astetta kerran 26 vuodessa ja 5 kuukaudessa.

Satelliitin pitämiseksi halutussa "seisomapisteessä" se on varustettu propulsiojärjestelmällä, joka kytketään päälle useita kertoja 10-15 päivän välein. Siten kiertoradan kaltevuuden kasvun kompensoimiseksi käytetään "pohjoinen-etelä" -korjausta ja kentän pitkin kulkeuman kompensoimiseksi "länsi-itä" -korjausta. Satelliitin kulkureitin säätelemiseksi koko sen elinkaaren ajan aluksella tarvitaan runsaasti polttoainetta.

Propulsiojärjestelmät

Laitteen valinta määräytyy satelliitin yksittäisten teknisten ominaisuuksien mukaan. Esimerkiksi kemiallisessa rakettimoottorissa on iskutilavuuspolttoaineen syöttö ja se toimii pitkään varastoituilla korkealla kiehuvilla komponenteilla (dityppitetroksidi, epäsymmetrinen dimetyylihydratsiini). Plasmalaitteet niillä on huomattavasti pienempi työntövoima, mutta pitkäkestoisen toiminnan ansiosta, joka mitataan kymmenissä minuuteissa yhdestä liikkeestä, ne voivat vähentää merkittävästi aluksella kulutetun polttoaineen määrää. Tämän tyyppistä propulsiojärjestelmää käytetään satelliitin ohjaamiseen toiseen kiertoradalle. Pääasiallinen laitteen käyttöikää rajoittava tekijä on polttoaineen syöttö geostationaarisella kiertoradalla.

Keinotekoisen kentän haitat

Merkittävä haitta vuorovaikutuksessa geostationaaristen satelliittien kanssa on suuret viiveet signaalin etenemisessä. Siten valon nopeudella 300 tuhatta kilometriä sekunnissa ja kiertoradan korkeudella 35 786 kilometriä maa-satelliittikeilan liike kestää noin 0,12 sekuntia ja maa-satelliitti-Maa -säteen 0,24 sekuntia. Kun otetaan huomioon signaaliviive maanpäällisten palvelujen laitteissa ja kaapelilähetysjärjestelmissä, "lähde-satelliitti-vastaanotin"-signaalin kokonaisviive on noin 2-4 sekuntia. Tämä indikaattori vaikeuttaa merkittävästi kiertoradalla olevien laitteiden käyttöä puhelintoiminnassa ja tekee satelliittiviestinnän käyttämisen mahdottomaksi reaaliaikaisissa järjestelmissä.

Toinen haittapuoli on geostationaarisen kiertoradan näkymätön korkeilta leveysasteilta, mikä häiritsee viestintää ja televisiolähetyksiä arktisilla ja Etelämantereen alueilla. Tilanteissa, joissa aurinko ja lähettävä satelliitti ovat linjassa vastaanottavan antennin kanssa, signaali vähenee ja joskus jopa täydellinen poissaolo signaali. Gestationaarisilla kiertoradoilla tämä ilmiö ilmenee satelliitin liikkumattomuudesta johtuen erityisen selvästi.

Doppler-ilmiö

Tämä ilmiö koostuu sähkömagneettisten värähtelyjen taajuuksien muutoksesta, kun keskinäinen edistäminen lähetin ja vastaanotin. Ilmiö ilmaistaan etäisyyden muutoksena ajan myötä sekä keinotekoisten ajoneuvojen liikkeellä kiertoradalla. Vaikutus ilmenee satelliitin kantoaaltotaajuuden alhaisena stabiilisuutena, joka lisää laitteiston sisäisen toistimen ja maa-aseman taajuuden epävakautta, mikä vaikeuttaa signaalien vastaanottoa. Doppler-ilmiö myötävaikuttaa moduloivien värähtelyjen taajuuden muutokseen, jota ei voida hallita. Siinä tapauksessa, että kiertoradalla käytetään viestintäsatelliitteja ja suoraa televisiolähetystä, tämä ilmiö on käytännössä eliminoitu, eli signaalitasossa ei tapahdu muutoksia vastaanottopisteessä.

Suhtautuminen geostationaarisiin kenttiin maailmassa

Avaruusradan synty on aiheuttanut monia kysymyksiä ja kansainvälisiä oikeudellisia ongelmia. Useat komiteat, erityisesti Yhdistyneet Kansakunnat, ovat mukana niiden päätöslauselmassa. Jotkut päiväntasaajalla sijaitsevat maat vaativat suvereniteettinsa laajentamista alueensa yläpuolella olevaan avaruuskentän osaan. Osavaltiot totesivat, että geostationaarinen kiertorata on fyysinen tekijä, joka liittyy planeetan olemassaoloon ja riippuu Maan gravitaatiokentästä, joten kenttäsegmentit ovat maidensa alueen jatke. Mutta tällaiset väitteet hylättiin, koska maailmalla on periaate ulkoavaruuden omaksumatta jättämisestä. Kaikki kiertoradan ja satelliittien toimintaan liittyvät ongelmat ratkaistaan maailmanlaajuisesti.