Geostationaire banen. "fotometrie iss"

De aarde heeft, net als elk kosmisch lichaam, zijn eigen zwaartekrachtsveld en nabijgelegen banen, waarop lichamen en objecten van verschillende groottes kunnen zijn. Meestal bedoelen ze de maan en het internationale ruimtestation. De eerste bevindt zich in zijn eigen baan, terwijl het ISS zich in een lage baan om de aarde bevindt. Er zijn verschillende banen, die onderling verschillen in afstand tot de aarde, relatieve positie ten opzichte van de planeet en draairichting.

Banen van kunstmatige aardesatellieten

Tegenwoordig zijn er in de nabije ruimte van de aarde veel objecten die het resultaat zijn van menselijke activiteit. In principe zijn dit kunstmatige satellieten die dienen voor communicatie, maar er is ook veel ruimtepuin. Een van de beroemdste kunstmatige aardsatellieten is het internationale ruimtestation.

AES bewegen in drie hoofdbanen: equatoriaal (geostationair), polair en hellend. De eerste ligt volledig in het vlak van de equatoriale omtrek, de tweede staat er strikt loodrecht op en de derde bevindt zich daartussen.

Geosynchrone baan

De naam van dit traject houdt verband met het feit dat een lichaam dat er langs beweegt een snelheid heeft die gelijk is aan de stellaire periode van de rotatie van de aarde. Geostationaire baan is speciaal geval geosynchrone baan, die in hetzelfde vlak ligt als de evenaar van de aarde.

Met een helling die niet gelijk is aan nul en nul excentriciteit, beschrijft de satelliet, gezien vanaf de aarde, een acht in de lucht gedurende de dag.

De eerste satelliet in een geostationaire baan is de Amerikaanse Syncom-2, gelanceerd in 1963. Tegenwoordig vindt in sommige gevallen de plaatsing van satellieten in een geostationaire baan plaats vanwege het feit dat het draagraket ze niet in een geostationaire baan kan brengen.

geostationaire baan

Dit traject heeft zo'n naam omdat, ondanks de constante beweging, het object erop statisch blijft ten opzichte van het aardoppervlak. De plaats waar het object zich bevindt, wordt het standpunt genoemd.

Satellieten die in zo'n baan om de aarde worden gelanceerd, worden vaak gebruikt om satelliettelevisie uit te zenden, omdat je door de statische aard ervan een antenne in één keer kunt richten en voor een lange tijd verbonden te blijven.

De hoogte van de satellieten in de geostationaire baan is 35.786 kilometer. Omdat ze allemaal direct boven de evenaar liggen, wordt alleen de meridiaan genoemd om de positie aan te geven, bijvoorbeeld 180,0˚E Intelsat 18 of 172.0˚E Eutelsat 172A.

De geschatte omloopstraal is ~ 42.164 km, de lengte is ongeveer 265.000 km en de omloopsnelheid is ongeveer 3,07 km / s.

Hoge elliptische baan

Een hoge elliptische baan is een traject waarvan de hoogte bij perigeum meerdere malen kleiner is dan bij apogeum. Het lanceren van satellieten in dergelijke banen heeft een aantal: belangrijke voordelen... Eén zo'n systeem kan bijvoorbeeld voldoende zijn om heel Rusland te bedienen, of dus een groep staten met een gelijke totale oppervlakte. Bovendien zijn HEO-systemen op hoge breedtegraden functioneler dan geostationaire satellieten. En de lancering van een satelliet in een hoge elliptische baan is ongeveer 1,8 keer goedkoper.

Grote voorbeelden van HEO-systemen:

Ruimteobservatoria gelanceerd door NASA en ESA.
Satellietradio Sirius XM Radio.
Satellietcommunicatie Meridian, -Z en -ZK, Molniya-1T.
GPS-satellietcorrectiesysteem.

Lage baan om de aarde

Dit is een van de laagste banen, die afhankelijk van verschillende omstandigheden kan een hoogte hebben van 160-2000 km en een omlooptijd van respectievelijk 88-127 minuten. Het enige geval waarin LEO door bemande ruimtevaartuigen werd overwonnen, was het Apollo-programma met de landing van Amerikaanse astronauten op de maan.

De meeste kunstmatige aardsatellieten die momenteel in gebruik zijn of ooit zijn gebruikt, hebben in een lage baan om de aarde gewerkt. Om dezelfde reden bevindt het grootste deel van het ruimteschroot zich nu in deze zone. De optimale omloopsnelheid voor satellieten in LEO is gemiddeld 7,8 km/s.

Voorbeelden van kunstmatige satellieten in LEO:

Internationaal ruimtestation (400 km).
Telecommunicatiesatellieten zijn de meest verschillende systemen en netwerken.
Verkenningsvoertuigen en klinkende satellieten.

De overvloed aan ruimtepuin in een baan om de aarde - thuis hedendaags probleem de hele ruimtevaartindustrie. Vandaag is de situatie zodanig dat de kans op een aanrijding verschillende objecten op LEO groeit. En dit leidt op zijn beurt tot vernietiging en de vorming van meer meer fragmenten en details. Pessimistische voorspellingen suggereren dat het gelanceerde Domino-principe de mensheid volledig de mogelijkheid kan ontnemen om de ruimte te verkennen.

Lage referentiebaan

Het is gebruikelijk om de lage referentiebaan de baan van het voertuig te noemen, die voorziet in een verandering in helling, hoogte of andere significante veranderingen. Als het apparaat geen motor heeft en geen manoeuvres uitvoert, wordt zijn baan een lage baan om de aarde genoemd.

Het is interessant dat Russische en Amerikaanse ballistische experts de hoogte ervan op verschillende manieren berekenen, omdat de eerste gebaseerd zijn op een elliptisch model van de aarde en de laatste op een bolvormig model. Hierdoor is er niet alleen een verschil in hoogte, maar ook in de positie van het perigeum en het apogeum.

Plan:

1 Staande punt
2 Plaatsing van satellieten in een baan om de aarde
3 Berekening van de parameters van de geostationaire baan
- 3.1 Orbitale straal en baanhoogte
- 3.2 omloopsnelheid
- 3.3 Baanlengte
4 Communicatie

Invoering

Geostationaire baan(GSO) - een cirkelvormige baan boven de evenaar van de aarde (0 ° breedtegraad), waarin een kunstmatige satelliet rond de planeet draait met een hoeksnelheid gelijk aan de hoeksnelheid van de rotatie van de aarde rond de as, en constant is boven hetzelfde punt op het aardoppervlak. Geostationaire baan is een soort geosynchrone baan en wordt gebruikt om kunstmatige satellieten (communicatie, tv-uitzendingen, enz.)

De satelliet moet draaien in de richting van de rotatie van de aarde, op een hoogte van 35.786 km boven zeeniveau (voor de berekening van de GSO-hoogte, zie hieronder). Het is deze hoogte die de satelliet een omlooptijd geeft die gelijk is aan de rotatieperiode van de aarde ten opzichte van de sterren (siderische dagen: 23 uur, 56 minuten, 4,091 seconden).

Het idee om geostationaire satellieten te gebruiken voor communicatiedoeleinden werd uitgedrukt door [ wanneer?] K. E. Tsiolkovsky en de Sloveense kosmonautentheoreticus Herman Potocnik in 1928. De voordelen van de geostationaire baan werden algemeen bekend na de publicatie van een populair-wetenschappelijk artikel door Arthur C. Clarke in Wireless World magazine in 1945, daarom zijn in het Westen geostationaire en geosynchrone banen soms genoemd " De banen van Clarke", een " De riem van Clark"Verwijst naar het gebied van de ruimte op een afstand van 36.000 km boven zeeniveau in het vlak van de evenaar van de aarde, waar de parameters van de banen dicht bij geostationair zijn. De eerste satelliet die met succes in GSO werd gelanceerd, was Syncom-2 gelanceerd door NASA in juli 1963.

1. Staande punt

Een satelliet in een geostationaire baan is stationair ten opzichte van het aardoppervlak, dus zijn positie in een baan om de aarde wordt een stationair punt genoemd. Als gevolg hiervan kan een satellietgeoriënteerde en vast gerichte antenne behouden blijven constante communicatie met deze satelliet lange tijd.

2. Plaatsing van satellieten in een baan om de aarde

Voor Archangelsk is de maximaal mogelijke hoogte van de satelliet boven de horizon 17,2 °
Het hoogste punt van de Clarke Belt ligt altijd strikt in het zuiden. Onderaan de grafiek zijn graden de meridianen waarboven de satellieten zich bevinden.
Aan de zijkanten - de hoogten van de satellieten boven de horizon.
Boven - de richting naar de satelliet. Voor de duidelijkheid: je kunt hem 7,8 keer horizontaal uitrekken en van links naar rechts draaien. Dan ziet het er hetzelfde uit als in de lucht.

Een geostationaire baan kan alleen nauwkeurig worden bereikt op een cirkel net boven de evenaar, met een hoogte die zeer dicht bij 35.786 km ligt.

Als geostationaire satellieten zichtbaar waren in de lucht blote oog, dan zou de lijn waarop ze zichtbaar zouden zijn samenvallen met de "Clark's belt" voor het gegeven gebied. Geostationaire satellieten zijn, dankzij de beschikbare standpunten, handig in gebruik voor satellietcommunicatie: eenmaal georiënteerde antenne zal altijd naar de geselecteerde satelliet wijzen (tenzij deze van positie verandert).

Om satellieten van een baan op lage hoogte naar een geostationaire baan over te brengen, worden geostationaire transfer (geostationaire) banen (GPO) gebruikt - elliptische banen met een perigeum op lage hoogte en een hoogtepunt op een hoogte dicht bij de geostationaire baan.

Na voltooiing van de actieve operatie op de overblijfselen van brandstof, moet de satelliet worden overgebracht naar een verwijderingsbaan op 200-300 km boven de GSO.

3. Berekening van de parameters van de geostationaire baan

3.1. Orbitale straal en baanhoogte

In een geostationaire baan nadert de satelliet de aarde niet of beweegt hij zich er niet van af, en bovendien draait hij met de aarde mee en bevindt hij zich constant boven elk punt op de evenaar. Daarom moeten de zwaartekracht en middelpuntvliedende kracht die op de satelliet werken, elkaar in evenwicht houden. Om de hoogte van de geostationaire baan te berekenen, kunt u de methoden van de klassieke mechanica gebruiken en uitgaan van de volgende vergelijking:

F jij = F Γ ,

waar F jij is de traagheidskracht, en in in dit geval, centrifugale kracht; FΓ - zwaartekracht. De grootte van de zwaartekracht die op de satelliet inwerkt, kan worden bepaald door de wet van de universele zwaartekracht van Newton:

waar m C- de massa van de satelliet, m 3 - de massa van de aarde in kilogram, G is de zwaartekrachtconstante, en R- de afstand in meters van de satelliet tot het middelpunt van de aarde of, in dit geval, de straal van de baan.

De grootte van de middelpuntvliedende kracht is gelijk aan:

waar een- centripetale versnelling als gevolg van cirkelvormige beweging in een baan.

Zoals je kunt zien, is de massa van de satelliet m C is aanwezig als een factor in de uitdrukkingen voor de middelpuntvliedende kracht en voor de zwaartekracht, dat wil zeggen, de baanhoogte is niet afhankelijk van de massa van de satelliet, wat geldt voor alle banen en is een gevolg van de gelijkheid van zwaartekracht en traagheidsmassa's . Vandaar, geostationaire baan wordt alleen bepaald door de hoogte waarop de middelpuntvliedende kracht gelijk zal zijn in grootte en tegengesteld in richting aan de zwaartekracht gecreëerd door de zwaartekracht van de aarde op een bepaalde hoogte.

De middelpuntzoekende versnelling is gelijk aan:

waarbij ω de hoeksnelheid van de rotatie van de satelliet is, in radialen per seconde.

Laten we een belangrijke verduidelijking geven. In feite heeft centripetale versnelling fysieke betekenis alleen in het inertiaalstelsel, terwijl de middelpuntvliedende kracht de zogenaamde imaginaire kracht is en uitsluitend plaatsvindt in referentiestelsels (coördinaten) die samenhangen met roterende lichamen. De middelpuntzoekende kracht (in dit geval de zwaartekracht) veroorzaakt middelpuntzoekende versnelling. In absolute waarde (absolute numerieke waarde) is de centripetale versnelling in het traagheidsreferentieframe gelijk aan de centrifugale versnelling in het referentieframe dat in ons geval geassocieerd is met de satelliet. Daarom kunnen we, rekening houdend met de gemaakte opmerking, de term "centripetale versnelling" gebruiken samen met de term "centrifugale kracht".

Als we de uitdrukkingen voor zwaartekracht en middelpuntvliedende kracht gelijkstellen met de vervanging van middelpuntzoekende versnelling, krijgen we:

Door het verminderen m C vertalen R 2 naar links, en ω 2 naar rechts, krijgen we:

Je kunt deze uitdrukking anders schrijven en vervangen door μ - de geocentrische zwaartekrachtconstante:

De hoeksnelheid ω wordt berekend door de hoek die in één omwenteling (radialen) wordt afgelegd te delen door de omlooptijd (de tijd waarin één volledige omwenteling in de baan is voltooid: één sterrendag of 86.164 seconden). We krijgen:

blij / zo

De resulterende omloopstraal is 42.164 km. Als we de equatoriale straal van de aarde aftrekken, 6.378 km, krijgen we een hoogte van 35.786 km.

3.2. omloopsnelheid

De baansnelheid (de snelheid waarmee de satelliet door de ruimte reist) wordt berekend door de hoeksnelheid te vermenigvuldigen met de straal van de baan:

km / s of = 11052 km / u

U kunt de berekeningen anders doen. De hoogte van de geostationaire baan is de afstand vanaf het middelpunt van de aarde waar de hoeksnelheid van de satelliet, die samenvalt met de hoeksnelheid van de rotatie van de aarde, een orbitale (lineaire) snelheid genereert die gelijk is aan de eerste kosmische snelheid (om ervoor te zorgen dat een cirkelvormige baan) op een bepaalde hoogte. Als we deze eenvoudige vergelijking oplossen, krijgen we natuurlijk dezelfde waarden als in de berekeningen door de middelpuntvliedende kracht. Het is ook begrijpelijk waarom geostationaire banen zo hoog zijn. Het is nodig om de satelliet ver genoeg van de aarde te verplaatsen zodat de eerste ruimtesnelheid daar zo laag was (ongeveer 3 km / s, vergelijk ongeveer 8 km / s in lage banen)

Het is ook belangrijk op te merken dat de geostationaire baan precies cirkelvormig moet zijn (en daarom werd hierboven gezegd over de eerste kosmische snelheid). Als de snelheid lager is dan de eerste ruimtesnelheid (by deze verwijdering van de aarde), dan zal de satelliet afnemen, als de snelheid hoger is dan de eerste ruimtesnelheid, dan zal de baan elliptisch zijn en zal de satelliet niet uniform synchroon met de aarde kunnen roteren.

3.3. baan lengte

Geostationaire baanlengte:. Met een omloopstraal van 42.164 km krijgen we een baanlengte van 264.924 km.

De lengte van de baan is uiterst belangrijk voor het berekenen van de "station" -satellieten.

4. Communicatie

Communicatie via dit soort satellieten wordt gekenmerkt door lange voortplantingsvertragingen. Zelfs één pad van de straal naar de satelliet en terug kost bijna een kwart seconde. Ping naar een ander punt op de grond duurt ongeveer een halve seconde.

Met een baanhoogte van 35.786 km en een lichtsnelheid van ongeveer 300.000 km / s, vereist het pad van de aarde-satellietstraal 35786/300000 = ~ 0,12 sec. Straalpad "Aarde (zender) -> satelliet -> Aarde (ontvanger)" ~ 0,24 sec. Ping vereist ~ 0,48 sec

Rekening houdend met de signaalvertraging in de satelliet- en terrestrische apparatuur, kan de totale signaalvertraging op de aarde -> satelliet -> aarderoute 2-4 s bedragen.

Het op een stationaire positie houden van een satelliet in een geostationaire baan vereist energie en daarmee ook financiële kosten. Dit komt precies door het feit dat de baan strikt cirkelvormig moet zijn, een strikt gedefinieerde hoogte moet hebben en gekenmerkt moet worden door een strikt gedefinieerde snelheid (alle drie de parameters zijn met elkaar verbonden). Daarom gebruiken geostationaire satellieten snel hun beschikbare brandstofvoorraad om de snelheid en hoogte van de baan te corrigeren. Daarom gebruiken ze tegenwoordig vooral geen "hangende", maar "acht" satellieten die zich in geosynchrone banen bevinden, die onder andere aanzienlijk lager kunnen zijn dan geostationair. Bovendien is een "paar" van twee satellieten in tegenovergestelde elliptische banen, onder een hoek met het equatoriale vlak, veel goedkoper in gebruik dan één geostationaire satelliet.

SATELLIETVERBINDING

en het probleem

geostationair

banen

Voorwoord ................................................. ………………….……5

1. Baan van geostationaire satellieten. Servicegebieden ……………… ..10

1.1 Banen van de aardse satellieten ................. …………………………… .10

1.2 Geostationaire baan ...................... …………………………… 13

1.3 Belichting van de geostationaire satelliet; terrestrische antenneverlichting
stations bij de Zon en Lunno ……………………………………………… .21

1.4 Radiosignaalbereik en Doppler-effect ………… .. …… 27

1.5 Dienstgebieden van geostationaire satellieten …………………… 32 2. Technische basiskenmerken van communicatiesystemen met geostationaire satellieten ………………………………………………………… .38

2.1 Radiocommunicatiediensten die gebruik maken van satellieten in een geostationaire baan ……………………………………………………………… ...… 38

2.2 Belangrijkste kenmerken van geostationaire satellieten en communicatiesystemen

op basis van ………………………………. ……………… ...… ....… ..42

2.4 Over de trends in de ontwikkeling van de geostationaire baan, plannen voor het creëren van nieuwe communicatiesystemen met geostationaire satellieten .................. .............. 65

3. Berekening van wederzijdse interferentie tussen stationaire satellieten ………… .70

3.1 Bepaling van de vereiste signaal-ruisbeschermingsverhoudingen

aan de ingang van het ontvangende apparaat ……………………………………… 70

3.2 Impact van interferentie op analoge FM-signalen ... ... .. ... 72 Impact van interferentie op de transmissie van signalen in discrete vorm ......

3.3 Berekening van de signaal-ruisverhouding aan de ingang van ontvangende apparaten .................................. .............................. 94

3.4 Normen voor aanvaardbare niveaus interferentie ... ………………………… ..99

3.5. Normen voor toelaatbare geluidsniveaus ..................... ..... ... ... ... ... ... ... . .. ... 107

4.Indicatoren van de efficiëntie van het gebruik van de geostationaire baan ...................................... .................................................... .... ...................... 112

4.1 Mogelijke benaderingen voor de ontwikkeling van de indicator ………………… .112

4.2 De indicator van de effectiviteit van het gebruik van HE …………… ........ Technische factoren die de efficiëntie van het gebruik van HE beïnvloeden ………………………………………………… ………… ……………… ..124

5.1. Antenneparameters die de efficiëntie van het gebruik van HE bepalen ……………………………………………… ..…. …… 124

5.2 Technische factoren die de efficiëntie van het gebruik van HE beïnvloeden, geassocieerd met methoden voor signaaloverdracht en -regulering ..... 134

5.3 Analyse van de homogeniteit van satellietcommunicatiesystemen …………… .143

6. Evaluatie van de capaciteit van de geostationaire baan ………………………… ... 154

6.1 Schatting van de baancapaciteit op basis van reële aannames ... ... .... 154

6.2 Inschatting van de limiet bandbreedte GA …………… ..... 161

7. Internationale regulering van het gebruik van de geostationaire baan ………………………… ................................ ... ..................… ..169

7.1 Algemene bepalingen voor het gebruik van HE ……………… ………… 169

7.2 De huidige procedure voor de coördinatie van nieuwe systemen met gebruikmaking van geostationaire satellieten ………………………………… ……… 176

8. Gepland gebruik van frequentiebanden toegewezen aan de satellietomroepdienst ………………………….… .. ………… 181

8.1 Plannen voor de omroep-satellietdienst aangenomen door
VAKR-77 en RAKR-83 …………………………………………………… ... 181

8.2 Criteria voor interregionale afstemming en oplossingen van RAKR-83 …………………………………………………………………………………………………… …………………………………………………… 196

8.3 Problemen bij het plannen van de aanvoerlijnen van programma's in Roines 1 en 3 ………………………………………………………………………… ...… 201

8.4 Uitdagingen bij de implementatie van de 12 GHz Broadcasting Satellite Plannen ……………………………………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………………… 205 205

9.Mogelijke methoden om gegarandeerde toegang tot de geostationaire baan te garanderen en beslissingen van de VACR ORB 1985 ..................... 207

9.1 Taken VAKR ORB 1985 en voorbereidend werk v

CCIR …………………………………………………………………… ..... 207

9.2 Besluiten van de VACR ORB 1985 met betrekking tot de invoering van de planning voor satellietdiensten ... ..215

9.3 Over de toepassing van gegeneraliseerde parameters bij het plannen van de FSS ...................................... ....................... ..222

9.4 Over de ontwikkeling van een voorbeeld FSS-plan .......................... 232

Gevolgtrekking................................................. ................................................. 242

Bibliografie ................................................. . ................................. 245

VOORWOORD

Het midden van de 20e eeuw werd gekenmerkt door de successen van raket- en ruimtetechnologie. De Russische wetenschapper speelde een uitstekende rol bij het leggen van de wetenschappelijke basis voor deze successen.

Sinds de lancering van de eerste kunstmatige aardsatelliet (AES) in de USSR in 1957, ontstond de praktische mogelijkheid om communicatiesystemen te creëren met een repeater (passief of actief) op de satelliet. De effectiviteit van een dergelijke plaatsing van de repeater was toen al duidelijk, aangezien het wijdverbreid was radiorelaislijnen zichtlijncommunicatie met relaisstations op hoge torens, en om het communicatiebereik te vergroten, werd het relais herhaaldelijk tot grote hoogte verhoogd met behulp van vliegtuigen en andere vliegende voertuigen. Als ruimterelaisstation bleek de satelliet handiger dan andere manieren om een actief relais op te heffen, vanwege de hoge (vrijwel onbeperkte) hoogte, lange levensduur zonder merkbaar energieverbruik (de satelliet beweegt in een baan als een hemellichaam) , efficiënte werking van zonnebatterijen, niet overschaduwd door atmosferische formaties - wolken. Deze voordelen bleken belangrijker dan het voor de hand liggende nadeel - de hoge kosten om satellieten in een baan om de aarde te brengen.

De grote hoogte van het ruimtestation maakt het niet alleen mogelijk om breedbandige zichtlijnen van grote lengte en grote capaciteit, maar ook om directe communicatie via de satelliet uit te voeren een groot aantal grondstations die zich in het verzorgingsgebied van deze satelliet bevinden.

Al in het begin van de jaren zestig werden de eerste communicatiesatellieten gelanceerd - Molniya-1 (USSR, 1965) Telstar (VS, 1962). Hoge elliptische trainer satelliet baan"Lightning-l" met een apogeumhoogte nabij het noordelijk halfrond en een helling tot de evenaar van ongeveer 65° bleek handig te zijn voor het bedienen van zones, waaronder de poolgebieden, en wordt met succes gebruikt De Sovjet Unie nog altijd. De lage baan van Telstar (apogee hoogte 4800 km, perigeum 800 km, helling naar het equatoriale vlak 45°) werd in de toekomst nooit meer gebruikt.

Maar in 1945 stelde de Engelse ingenieur A. Clark, nu beter bekend als de auteur van sciencefictionromans, voor (blijkbaar voor het eerst) om satellieten te gebruiken

communicatie geostationaire baan, bepaalde de vereiste hoogte van deze baan (~ km boven het aardoppervlak) en toonde aan dat drie geostationaire satellieten voldoende zijn om een communicatiesysteem te creëren dat bijna het hele grondgebied van de wereld bestrijkt (zie figuur). Een opmerkelijk kenmerk van een satelliet in een geostationaire baan is dat hij "stilhangend" boven een bepaald punt op de aarde lijkt te hangen. Hierdoor kunt u de communicatie organiseren door middel van;
zo'n kunstmatige satelliet zonder onderbreking, zonder dat de satelliet vergezeld gaat van grondstationantennes. Het is geen toeval dat satellietcommunicatiesystemen met
AES in de geostationaire baan (GO) hebben de breedste ontwikkeling doorgemaakt. Zo registreerde het International Frequency Registration Committee (IFRB) in augustus 1985 128 satellietsystemen communicatie en nog eens 222 systemen zijn gedeclareerd bij de IFRB of worden momenteel gecoördineerd. Aangenomen wordt dat er de komende 6 jaar nog zo'n 200 satellieten op de GO gelanceerd zullen worden voor communicatiedoeleinden. De geostationaire baan is ook handig voor enkele andere veelbelovende toepassingen, bijvoorbeeld voor conversie met behulp van zonnepanelen die op een geostationaire satelliet zijn geïnstalleerd, zonne energie in de elektrische en zendt deze naar de aarde door een scherp gerichte straal.

Lopen we het gevaar de geostationaire baan te overstromen? Zuiver geometrisch gezien, dat wil zeggen vanuit het oogpunt van de kans op botsingen en onderlinge schaduwwerking van satellieten, bestaat een dergelijk gevaar nog niet. De lengte van de geostationaire baan is immers erg groot - km, en de grootte van de satelliet is beperkt tot enkele meters. Bovendien is het in de praktijk voor daadwerkelijk gelanceerde satellieten, die een bepaalde spreiding in hoogte en bewegingssnelheid hebben, geen geometrische lijn, maar een omwentelingslichaam ("donut") met een merkbaar volume. Er is berekend dat zelfs als een AES in een geostationaire baan wordt gelanceerd, de kans op een MX-botsing niet groter zal zijn dan 1 vlucht. Om "verstopping" van de HE te voorkomen, wordt in de documenten van het International Advisory Committee on Radio (CCIR) desalniettemin de noodzaak overwogen om satellieten aan het einde van hun operatie uit de geostationaire baan te "terugtrekken", waarvoor een bepaalde hoeveelheid energie in de satellietmotor moet worden gehandhaafd tot het einde van zijn levensduur.

Als we het probleem van het vullen van de GO beschouwen vanuit het oogpunt van elektromagnetische compatibiliteit tussen communicatiesystemen met een geostationaire satelliet, blijkt dat de geostationaire baan zich al in geselecteerde sites overbelast in sommige frequentiebanden. Met de ruimtelijke selectiviteit van antennes die momenteel in de praktijk wordt geïmplementeerd, is de scheiding tussen naburige satellieten die in de gemeenschappelijke frequentieband werken, om wederzijdse interferentie te voorkomen, in de praktijk 3-4 ° en wordt deze slechts in zeldzame gevallen teruggebracht tot 2 °. Onder deze omstandigheden kunnen niet meer dan 100-180 satellieten die in de gemeenschappelijke frequentieband werken, op de GO worden geplaatst. Frequentiescheiding van satellieten voor sommige diensten is moeilijk, aangezien moderne satellieten in de vaste dienst bijvoorbeeld meestal het grootste deel van de frequentieband gebruiken die voor deze dienst is toegewezen in een van de dubbele banden 4/6 of 11/14 GHz, of zelfs beide . Implementatie van communicatiesystemen in andere, hogere frequentiebereiken die voor de vaste dienst zijn toegewezen, is mogelijk, maar gaat gepaard met bepaalde energie- en technologische problemen.

De overbelasting van de geostationaire baan door satellieten als gevolg van radio-interferentie die ertussen ontstaat, is dus een feit vandaag... Afstemming tussen geïnteresseerde Communicatie Administraties voorafgaand aan inschrijving nieuw systeem duurt soms jaren.

In verband met de ontstane situatie heeft een aantal communicatieadministraties (voornamelijk ontwikkelingslanden) de wens om de geostationaire baan op een geplande basis te verdelen, waarbij aan elk land een positie en frequentieband wordt toegewezen voor het bedienen van een bepaalde zone (waarbij een aantal van de benodigde signaalparameters). Voor de omroepdienst werd een dergelijk plan met succes ontwikkeld en goedgekeurd op de Wereld Administratieve Radiocommunicatieconferentie (WACR-77) van 1977 voor de landen van het oostelijk halfrond, en op de Regionale Administratieve Radiocommunicatieconferentie van 1983 (RAKR-83) voor het westelijk halfrond.

In 1985 werd de VACR (1e sessie) gehouden over het gebruik van de geostationaire baan en de planning van de diensten die ervan gebruikmaken, met als doel alle landen gelijke toegang tot de geostationaire baan te geven. Tijdens deze sessie werd overeengekomen dat er een zogenaamd toewijzingsplan zou moeten worden ontwikkeld voor nationale systemen in de vaste-satellietdienst, die voldoet aan de verzoeken van administraties, met ten minste één baanpositie toegewezen aan elke administratie. Voor de planning worden banden toegewezen in de 4/6 GHz- en 11/14 GHz-banden, elk 800 MHz voor de Space-Earth- en Earth-Space-verbindingen. In de overige banden moet een verbeterde coördinatieprocedure worden ingevoerd.

Zo kan men zien dat het gebruik van de geostationaire baan door communicatiesatellieten nu een van de belangrijkste en interessantste problemen is bij de ontwikkeling van communicatietechnologie en ruimteverkenning in het belang van de nationale economie. Dit probleem is het onderwerp van dit boek. Het boek geeft basisinformatie over de beweging van satellieten in een geostationaire baan, over de principes van het bepalen van servicegebieden voor dergelijke satellieten. Beschreven typische systemen satellietcommunicatie met geostationaire satellieten, de parameters van de signalen die in deze systemen worden uitgezonden, de parameters van de uitrusting van grond- en ruimtestations worden gegeven. Juridische en technische aspecten van het probleem van het reguleren van het gebruik van de baan worden overwogen, interferentie tussen communicatiesystemen met geostationaire satellieten wordt geanalyseerd. De belangrijkste paragrafen van het boek zijn gewijd aan methoden om de efficiëntie van het gebruik van de geostationaire baan te vergroten, het beoordelen van de maximaal haalbare capaciteit van deze baan en de principes van het geplande gebruik ervan.

Aangenomen mag worden dat deze kwesties nog lang relevant zullen blijven en interessant zullen zijn voor een breed scala van lezers - als specialisten in het maken en gebruiken van moderne systemen communicatie, en lezers die geïnteresseerd zijn in de mogelijkheden en vooruitzichten van dergelijke systemen.

Hoofdstukken 1, 2, 4, 5, 6, § 3.1, 3.2, 3.3, 9.3 zijn geschreven door L. Cantor; ch. 7, 8, § 3.4, 3.5, 9.1, 9.2 -B. Timofeev; § 9.4-auteurs gezamenlijk gebaseerd op materiaal dat vriendelijk is verstrekt door V. Baklanova.

1. BAAN VAN GEOSTATIONAIRE AES.SERVICEGEBIEDEN

1.1. AARDE SATELLIET BAAN

De baan van een kunstmatige aardsatelliet wordt zijn baan genoemd. Tijdens de vrije vlucht, wanneer de straalmotoren aan boord zijn uitgeschakeld, beweegt de satelliet van de aarde als een hemellichaam, onder invloed van zwaartekracht en traagheid, waarbij de dominante zwaartekracht de zwaartekracht van de aarde is. Als we de aarde eenvoudigweg als strikt bolvormig beschouwen, en het zwaartekrachtsveld van de aarde als de enige die de satelliet beïnvloedt, dan gehoorzaamt de beweging van de satelliet rond de aarde aan de wetten van Kepler. Onder deze veronderstellingen beweegt de satelliet in een vast (in absolute ruimte) vlak - het vlak van de baan dat door het centrum van de aarde gaat; de totale mechanische energie (kinetiek en potentiaal) van de satelliet blijft ongewijzigd, waardoor, wanneer de satelliet zich van de aarde verwijdert, de bewegingssnelheid afneemt en wanneer deze nadert, deze toeneemt. De baan van de satelliet in een strikt centraal zwaartekrachtveld heeft de vorm van een ellips of een cirkel - een speciaal geval van een ellips.

De vergelijking van de elliptische baan van de aardsatelliet in het poolcoördinatenstelsel (in de notatie die is aangenomen in) (heeft water

= R /(1+ e COShttps: //pandia.ru/text/78/235/images/image004_24.gif "width =" 12 "height =" 13 "> - de module van de straalvector (afstand van de satelliet tot het middelpunt van de aarde) - hoekcoördinaat van de straalvectoren ("true anomaly"), e - orbitale excentriciteit; R is de focale parameter.

Bij e= 0 vergelijking (1..gif "width =" 12 "height =" 13 src = ">. Gif" width = "17" height = "19"> = 0 °), en hoogtepunt (= 180 °) - met de hoogste waarde R=R a (afb.1.1). Het centrum van het aantrekkende lichaam - de aarde - bevindt zich in een van de brandpunten van de ellips (in een cirkelvormige baan versmelten de brandpunten met het centrum). Uit de meetkunde is bekend dat voor een ellips de focale parameter R= B 2/een=een(1-e 2), waar een= (a + n) / 2 - halve lange as, B= een- halve secundaire as, e= =

= (https://pandia.ru/text/78/235/images/image004_24.gif "width =" 12 "height =" 13 src = "> n) / 2 een- excentriciteit. De brandpunten van de ellips bevinden zich op een afstand van het tijdperkcentrum ae, - ae... Als de aarde als bolvormig wordt beschouwd, dan is de baanhoogte (de hoogte van de satelliet boven het aardoppervlak)

H= G- R, waar R is de straal van de aarde.

baanvlak in algemeen geval snijdt met het equatoriale vlak (Fig. 1.2). De snijlijn van het baanvlak met het equatoriale vlak wordt de knooppuntenlijn genoemd, het snijpunt van de baan van de satelliet met het equatoriale vlak tijdens de overgang van de satelliet van het zuidelijk halfrond naar het noordelijk halfrond is een stijgend knooppunt, het snijpunt wanneer de satelliet van noord naar zuid beweegt, is een dalend knooppunt.

Een belangrijk kenmerk van de baan van de satelliet is de helling van het vlak naar het equatoriale vlak, gekenmerkt door de hoek I tussen deze vlakken (gemeten in de stijgende knoop, tegen de klok in vanuit de oostelijke "richting) (Fig. 1.2). Equatoriaal ( I= 0), polair ( I= 90 °) en schuin (0 < I<90°) орбиты, по направлению движения ИСЗ относительно вращения земли -прямые (0<I<90°) и обратные (90°< I DIV_ADBLOCK659 ">

Voor communicatie- en omroepsystemen is een zichtlijn tussen de satelliet en grondstations vereist voor een sessie van voldoende duur. Als de communicatiesessie niet de klok rond is, is het handig om deze elke dag op hetzelfde tijdstip te herhalen. Daarom zijn van bijzonder belang synchrone banen met een omlooptijd gelijk aan of een veelvoud van de omlooptijd van de aarde rond zijn as (d.w.z. sterrendagen). AES-circulatieperiode t Q = t 3m/ N(waar t 3-sterren dagduur: m en N- gehele getallen), het aantal satellietbanen per dag N=t 3 / TQ = N/ m,

1.2. GEOSTATIONAIRE BAAN

Op basis van het bovenstaande kunnen we een definitie geven van de geostationaire baan. De geostationaire baan (meer precies, de baan van de geostationaire satelliet) is cirkelvormig (excentriciteit e= 0), equatoriaal ( t= 0), een synchrone baan met een omlooptijd van 24 uur, waarbij de satelliet oostwaarts beweegt. Het is gemakkelijk te begrijpen dat een satelliet in een geostationaire baan op grote hoogte boven het aardoppervlak zal "zweven" over een bepaald punt op het aardoppervlak (op een bepaalde lengte boven de evenaar) (zie Tabel 1.1 en Fig. 1.3). . De exacte waarde van de omwentelingsperiode, gelijk aan de rotatieperiode van de aarde (siderische dagen), is 23 uur 56 minuten. 04 blz.

De voordelen van geostationaire satellieten zijn duidelijk en buitengewoon belangrijk. Communicatie via een geostationaire satelliet kan continu plaatsvinden, de klok rond, zonder onderbrekingen voor de overgang van de ene (inkomende) satelliet naar de andere; op grondstations kunnen systemen voor het automatisch volgen van satellieten worden vereenvoudigd of volledig worden geëlimineerd, en kunnen de mechanismen van de aandrijving (beweging) van de antenne zelf worden vergemakkelijkt en vereenvoudigd; hogere stabiliteit van het signaalniveau van de satelliet vanwege de onveranderlijkheid van de afstand; er is geen (of zeer kleine) frequentieverschuiving door het Doppler-effect (zie § 1.4).

Vanwege de grote hoogte van de geostationaire satelliet is de zichtbaarheidszone op het aardoppervlak groot - ongeveer een derde van het gehele aardoppervlak (Fig. 1.4). Vanwege al deze voordelen wordt de geostationaire baan op grote schaal gebruikt en in de meest geschikte frequentiebanden is deze al bijna tot het uiterste verzadigd met communicatiesatellieten. Benadrukt moet worden dat geo-

de stationaire baan is de enige, uniek, en voor geen enkele andere combinatie van parameters is het onmogelijk om het effect van relatieve onbeweeglijkheid van een vrij bewegende satelliet voor de aardse waarnemer te bereiken.

Van afb. 1.4 kan worden gezien dat de poolgebieden slecht worden bediend door geostationaire satellieten, aangezien de satelliet zichtbaar is bij zeer kleine elevatiehoeken en helemaal niet zichtbaar is in de buurt van de pool. Ondiepe elevatiehoeken vormen een gevaar dat lokale objecten de satelliet verduisteren en vergroten de bijdrage van de radiothermische straling van de aarde aan het algemene geluid van het grondstation. Van afb. 1.4 het kan worden gezien dat de situatie des te slechter is, hoe verder in de lengtegraad het voor ons van belang zijnde ontvangstpunt zich vanaf de lengtegraad van de satelliet bevindt. Daarom moet de geostationaire satelliet, om gebieden op hoge breedtegraden te bedienen, zo dicht mogelijk bij het optimale punt in lengtegraad worden geplaatst, met andere woorden, de zogenaamde serviceboog - de GO-sectie, waarbinnen de satelliet kan bewegen zonder het schenden van het servicegebied, moet minimaal zijn. Dit blijkt ook uit afb. 1.5, waarmee u de elevatiehoek ten opzichte van de geostationaire satelliet op elk punt in de zone kunt bepalen. In verband met dit nadeel, evenals in verband met de grote belasting van de geostationaire baan, wordt het gebruik van andere typen banen, voornamelijk synchrone, overwogen (zie tabel 1.1). Tot nu toe heeft voor communicatiedoeleinden slechts een elliptische baan van 12 uur met een apogeumhoogte van ongeveer 40 duizend km en een helling van iDIV_ADBLOCK661 toepassing gevonden ">

In het geval van een satelliet die in de hoge elliptische baan "Molniya" beweegt, moeten de antennes van de grondstations (ES) de bewegende satelliet volgen, en ten minste 3 keer per dag moeten alle ES gelijktijdig overschakelen naar een andere satelliet met een communicatieonderbreking.

Vanwege de onvermijdelijke afwijking van de GO-parameters van de vereiste waarden bij het lanceren van een AES, evenals door storende factoren die het strikt centrale zwaartekrachtveld schenden, is de beweging van een echte geostationaire AES altijd iets anders dan de ideale geostationaire een. De niet-centraliteit van het zwaartekrachtveld is te wijten aan de niet-bolvormigheid van de aarde (zowel in vorm als in de verdeling van de massa's van de aarde). Schending van de beweging van de satelliet veroorzaakt ook weerstand van de atmosfeer, de zwaartekrachtvelden van de zon en de maan, enz. Als gevolg van al deze verstoringen komt de baan van de satelliet open, de satelliet keert niet precies terug naar zijn vorige positie na een omwenteling rond de aarde, tenzij de noodzakelijke correctie wordt aangebracht. Met name atmosferische weerstand veroorzaakt een afname van de snelheid van de satelliet,

148">

vandaar - een afname van de hoogte van de baan; tegelijkertijd neemt de excentriciteit van de baan af. Het werkelijke effect van atmosferische vertraging op geostationaire satellieten is klein (het is significant voor elliptische banen met een lage perigeumhoogte of lage cirkelvormige banen die in dichtere lagen van de atmosfeer vallen).

Laten we eens kijken naar de invloed van de onnauwkeurigheid van de initiële parameters van de baan op de beweging van een geostationaire satelliet met een ideaal centraal zwaartekrachtveld van de aarde. Het verschil tussen de omlooptijd van een satelliet en een sterrendag met een bepaald bedrag t leidt tot een verandering in de lengtegraad van de satelliet tijdens één omwenteling van de satelliet rond de aarde met de waarde = -https: //pandia.ru/text/78/235/images/image019_16.gif "width =" 15 "height =" 17 src = "> t = t MET- t 3, t 3 - sterrendag, tс - satellietomlooptijd (zogenaamde siderische). Als t C> t 3, dan<0, и спутник смещается в западном. направлении, отставая от движения Земли, и наоборот.

Als bij het lanceren van de satelliet de baan niet precies rond blijkt te zijn, maar een lichte excentriciteit heeft e (e 1), maar tegelijkertijd is de omlooptijd exact gelijk aan de gewenste waarde ( t c = t h), dan oscilleert de satelliet in lengtegraad rond de gemiddelde positie https://pandia.ru/text/78/235/images/image024_16.gif "width =" 103 "height =" 24 "> met een amplitude van 2 e.

Het verschil van de baan van strikt equatoriaal (inclinatie i0) bij lage helling veroorzaakt oscillaties van de satelliet, bovendien oscillaties in breedtegraad, bepaald door de wet

waar en- het satellietlatitude-argument (de hoek tussen de stijgende knoop van de baan en de richting naar de satelliet in het baanvlak); - de geografische breedtegraad van het subsatellietpunt.

Uit (1.2) blijkt duidelijk dat de amplitude van oscillaties op de breedtegraad gelijk is aan de helling, de periode gelijk is aan de periode van de omwenteling van de satelliet. Het bewegingstraject van het subsatellietpunt op I 0 wordt getoond in Fig. 1.6. De invloed van de orbitale inclinatie op de beweging van een quasi-stationaire (dwz bijna stationaire) satelliet is vooral belangrijk, omdat de orbitale inclinatie zelfs optreedt bij een aanvankelijk strikt equatoriale baan vanwege het feit dat het zwaartekrachtveld niet zichtbaar is .

Van de factoren die de baan verstoren, heeft de equatoriale compressie van de aarde (de afwijking van de evenaar van de exacte vorm van de cirkel) een merkbaar effect. De analyse toont aan dat hierdoor oscillaties van de geostationaire satelliet optreden in het baanvlak in lengtegraad in hoogte met een lange periode - tot meerdere jaren, nabij de punten van stabiel evenwicht. De punten van stabiel evenwicht zijn de snijpunten van de halve korte as van het equatoriale deel van de aarde met de geostationaire baan. Andere afwijkingen van het veld van de aarde van de strikt centrale veroorzaken een kleine verandering in de omlooptijd, een kleine verandering in excentriciteit en een verandering in de lengtegraad van de stijgende knoop.

De zwaartekrachtsvelden van de maan en de zon veroorzaken kleine veranderingen in de periode van omwenteling en excentriciteit en een evolutie van de baanhelling die essentieel is voor de praktijk. De verandering in helling voor een jaar van het bestaan van de satelliet kan, afhankelijk van de astronomische datum (parameters van de baan van de maan), dwz na 1-2 jaar de oscillaties van de satelliet zijn als gevolg van de helling die is ontstaan ( Fig. 1.6) zal de werking van het communicatiesysteem aanzienlijk gaan beïnvloeden. Voor de eerste keer kan de satelliet in een baan om de aarde worden gebracht met een vooraf bepaalde "negatieve" helling - lengtegraad van de opgaande hoek van 270 °; dan zal in het begin de orbitale inclinatie in grootte afnemen, nul bereiken, en pas dan zal deze beginnen toe te nemen met de bovengenoemde snelheid.

Zo wordt rekening gehouden met de factoren die een significante invloed hebben op de beweging van een geostationaire satelliet (het zou juister zijn om het quasi-stationair te noemen). De beweging van de satelliet ten opzichte van een bepaald staand punt heeft een nadelig effect op de werking van communicatiesystemen. Ten eerste is continue geleiding van grondstationantennes naar de satelliet vereist, waarvoor deze zullen moeten worden uitgerust met een aandrijving en een automatisch geleidingssysteem, hetgeen in netwerken met een groot aantal eenvoudige ES vaak onaanvaardbaar is. Ten tweede leidt de beweging van de satelliet tot een afname van servicegebieden. Ten derde leidt de beweging van satellieten in lengtegraad tot de waarschijnlijke convergentie van naburige satellieten en verhoogt de onderlinge interferentie tussen hen, waardoor het gebruik van de geostationaire baan verslechtert. In dit verband wordt momenteel aanbevolen dat de instabiliteit van de satellietpositie in de lengtegraad niet groter is dan ± 0,1 °. Aangezien de storende factoren niet kunnen worden geëlimineerd, is het noodzakelijk om periodiek hun invloed op de beweging van de satelliet te elimineren - om de zogenaamde correctie van de beweging van de satelliet uit te voeren, waardoor deze de nodige versnelling in de vereiste richting krijgt. Voor de correctie worden de motoren op de satelliet geïnstalleerd: ofwel worden ze ingeschakeld door een commando van de aarde, ofwel werken ze autonoom. Analyse toont aan dat energiekosten

op de correctie van de positie van de satelliet zijn niet afhankelijk van de houdnauwkeurigheid; dit is te wijten aan het feit dat om de satelliet binnen nauwere limieten te houden, het nodig is om vaker correcties uit te voeren, maar bij elke correctie dienovereenkomstig minder energie te besteden. Opgemerkt moet worden dat de correctie van de orbitale helling aanzienlijk meer energie vereist dan de correctie in lengtegraad.

Er werden voorstellen gedaan om de oscillaties van quasi-stationaire satellieten (zie figuur 1.6) te gebruiken om als het ware meerdere satellieten op één nominale positie te plaatsen. Het is te zien dat wanneer meerdere satellieten langs een dergelijk traject in dezelfde richting bewegen, er een bepaalde hoekafstand tussen hen wordt aangehouden, die voldoende kan zijn om de onderlinge interferentie op het vereiste niveau te houden (Fig. 1.7). Beschouwd als bijvoorbeeld de plaatsing van drie satellieten op één "acht", waarvan er slechts twee tegelijkertijd in bedrijf zijn, wat, op voorwaarde dat de satellieten tijdig van de actieve naar de passieve modus worden overgebracht, het mogelijk maakt om de hoekscheiding tussen twee actieve satellieten gelijk aan 3/4 van de spanwijdte van de acht in de noord-zuid richting. Dergelijke kansen zijn echter nog niet gerealiseerd.

1.3. VERLICHTING VAN GEOSTATIONAIRE AES;

AARDESTATION ANTENNE BACKLIGHT

ZON EN MAAN

Wanneer de satelliet in een geostationaire baan beweegt, kan hij zich enige tijd in de schaduw van de aarde bevinden (Fig. 1.8). Dit fenomeen is significant, omdat de satellieten in de regel worden aangedreven door zonnebatterijen, zodat het vallen in de schaduw van de aarde de apparatuur aan boord van stroomvoorziening berooft; energie moet worden verzameld in batterijen of tijdens schaduw om de werking van het communicatiesysteem te onderbreken. Shading veroorzaakt ook een scherpe verandering in de diesellocomotief in de AES-modus. Daarom zijn de duur van de schaduw en de timing van het begin ervan belangrijk.

rijst. 1.9. De relatieve positie van de vlakken van de banen van de aarde en de equatoriale satelliet a - zomer op het noordelijk halfrond; b- equinox periode

Aangezien het vlak van de geostationaire baan (equatoriaal vlak) en het vlak van de baan van de aarde tijdens zijn beweging rond de zon niet samenvallen (vanwege de bekende helling van de aardas), valt de geostationaire satelliet het grootste deel van het jaar niet in de schaduw van de aarde helemaal niet: wanneer deze zich "achter de aarde" bevindt, bevindt de satelliet zich hoger (of onder) de zon-aardelijn (Fig. 1.9, a). Alleen in de "perioden dicht bij de herfst- of lente-equinox wordt schaduw mogelijk, omdat de satelliet, die het vlak van de baan van de aarde kruist, zich op de directe zon - aarde bevindt (Fig. 1.9, b).

Het is ook duidelijk dat schaduwvorming één keer kan optreden tijdens de omlooptijd van de aarde, d.w.z. per dag, en dat de schaduwtijd gerelateerd is aan de lokale tijd voor de lengtegraad waarop de geostationaire satelliet zich bevindt - uit Fig. 1.8 is te zien dat het op het subsatellietpunt tijdens het schaduwen van de satelliet nacht zou moeten zijn.

Analyse uitgevoerd onder enkele vereenvoudigende veronderstellingen maakte het mogelijk om toegangstijden te berekenen t in en uit t uit de satelliet vanuit de schaduw van de aarde, afhankelijk van de datum (Fig. 1.10). Zoals u kunt zien, treedt de schaduw van de geostationaire satelliet alleen op in

perioden van minder dan 1,5 maand, dicht bij de herfst- en lente-equinox, en de tijd is niet meer dan 1 uur en 10 minuten per dag. Figuur 1.10 is gebouwd voor Moskou-tijd en een satelliet op lengtegraad = 0 °. Zoals u kunt zien, leidt de locatie van de satelliet op een meer westelijke lengtegraad dan de lengtegraad van het servicegebied tot het begin van schaduw op een later tijdstip, na de gebruikelijke tv-tijd, waardoor het mogelijk is om het zonder batterijen op de satelliet te doen .. gif "breedte =" 107 "hoogte =" 27 "> (1.3)

waar in, tout worden bepaald uit Fig. 1.10, en de coëfficiënt 15 is te wijten aan het feit dat de breedte van één tijdzone 15 ° is.

Bij het opstellen van het uitzendserviceplan voor ZAKR-77 is rekening gehouden met de schaduwtijd van de satellieten - alle satellieten zijn naar het westen verschoven ten opzichte van het richtpunt van de boordantenne.

Laten we ons nu wenden tot een ander fenomeen, ook bepaald door puur astronomische bewegingswetten van hemellichamen - het fenomeen van de zon of de maan die de antennestraal van grondstations raakt. En in dit geval moet de satelliet zich dicht bij het vlak van de baan van de aarde bevinden wanneer deze om de zon draait (of dichtbij het vlak van de baan van de maan wanneer deze om de aarde draait), maar niet achter de aarde, zoals in het geval schaduw, maar ervoor. De inslag van de zon of de maan in de antennebundel van de ES veroorzaakt interferentie met de ontvangst van signalen als gevolg van de radiothermische straling van deze hemellichamen. Vermogensstroomdichtheid: W

: 23 uur 56 minuten 4.091 seconden).

Het idee om geostationaire satellieten te gebruiken voor communicatiedoeleinden werd in 1928 geuit door de Sloveense kosmonautentheoreticus Herman Potocnik.

De voordelen van de geostationaire baan werden algemeen bekend na de publicatie van een populair-wetenschappelijk artikel door Arthur Clarke in het tijdschrift "Wireless World" in 1945, daarom worden in het Westen geostationaire en geosynchrone banen soms " De banen van Clarke", een " De riem van Clark"Verwijst naar het gebied van de ruimte op een afstand van 36.000 km boven zeeniveau in het vlak van de evenaar van de aarde, waar de parameters van de banen dicht bij geostationair zijn. De eerste satelliet die met succes in GSO werd gelanceerd, was Syncom-3 gelanceerd door NASA in augustus 1964.

Collegiale YouTube

1 / 5

Les 64. Kunstmatige satellieten van de aarde. Eerste ruimtesnelheid. geostationaire baan

Satelliet verbinding. geostationaire baan

Stream met de ontwerper van geostationaire communicatiesatellieten

Geostationaire satellieten

Berekening van de parameters van de geostationaire baan

Ondertitels

Staande punt

Een geostationaire baan kan alleen nauwkeurig worden bereikt op een cirkel net boven de evenaar, met een hoogte die zeer dicht bij 35.786 km ligt.

Als geostationaire satellieten met het blote oog in de lucht zichtbaar zouden zijn, dan zou de lijn waarop ze zichtbaar zouden zijn samenvallen met de "Clark's belt" voor het gegeven gebied. Geostationaire satellieten zijn, dankzij de beschikbare positioneringspunten, handig in gebruik voor satellietcommunicatie: eenmaal georiënteerde antenne zal altijd naar de geselecteerde satelliet worden gericht (als deze zijn positie niet verandert).

Na voltooiing van de actieve operatie op de overblijfselen van brandstof, moet de satelliet worden overgebracht naar een verwijderingsbaan op 200-300 km boven de GSO.

Berekening van de parameters van de geostationaire baan

Orbitale straal en baanhoogte

In een geostationaire baan nadert de satelliet de aarde niet of beweegt hij zich er niet van af, en bovendien draait hij met de aarde mee en bevindt hij zich constant boven elk punt op de evenaar. Daarom moeten de zwaartekracht en middelpuntvliedende kracht die op de satelliet werken, elkaar in evenwicht houden. Om de hoogte van de geostationaire baan te berekenen, kan men de methoden van de klassieke mechanica gebruiken en, nadat men is overgeschakeld naar het satellietreferentiesysteem, de volgende vergelijking volgen:

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

waar F u (\ weergavestijl F_ (u))- traagheidskracht, en in dit geval middelpuntvliedende kracht; F Γ (\ Displaystyle F _ (\ Gamma))- zwaartekracht. De grootte van de zwaartekracht die op de satelliet inwerkt, kan worden bepaald door de wet van de universele zwaartekracht van Newton:

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

waar is de massa van de satelliet, M 3 (\ weergavestijl M_ (3))- de massa van de aarde in kilogram, G (\ weergavestijl G) is de zwaartekrachtconstante, en R (\ weergavestijl R)- de afstand in meters van de satelliet tot het middelpunt van de aarde of, in dit geval, de straal van de baan.

De grootte van de middelpuntvliedende kracht is gelijk aan:

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

waar a (\ weergavestijl a)- centripetale versnelling als gevolg van cirkelvormige beweging in een baan.

Zoals je kunt zien, is de massa van de satelliet m c (\ displaystyle m_ (c)) is aanwezig als een factor in uitdrukkingen voor middelpuntvliedende kracht en voor zwaartekracht, dat wil zeggen, de baanhoogte is niet afhankelijk van de massa van de satelliet, wat geldt voor alle banen en is een gevolg van de gelijkheid van zwaartekracht en traagheidsmassa's. Bijgevolg wordt de geostationaire baan alleen bepaald door de hoogte waarop de middelpuntvliedende kracht even groot en tegengesteld is aan de zwaartekracht die door de zwaartekracht van de aarde op een bepaalde hoogte wordt gecreëerd.

De middelpuntzoekende versnelling is gelijk aan:

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

waar is de hoeksnelheid van de rotatie van de satelliet, in radialen per seconde.

Laten we een belangrijke verduidelijking geven. In feite heeft centripetale versnelling alleen fysieke betekenis in een inertiaal referentiekader, terwijl centrifugaalkracht de zogenaamde denkbeeldige kracht is en uitsluitend plaatsvindt in referentiekaders (coördinaten) die geassocieerd zijn met roterende lichamen. De middelpuntzoekende kracht (in dit geval de zwaartekracht) veroorzaakt middelpuntzoekende versnelling. In absolute waarde is de centripetale versnelling in het inertiaalstelsel gelijk aan de centrifugale versnelling in het referentiekader dat in ons geval met de satelliet is geassocieerd. Daarom kunnen we, rekening houdend met de gemaakte opmerking, de term "centripetale versnelling" gebruiken samen met de term "centrifugale kracht".

Als we de uitdrukkingen voor zwaartekracht en middelpuntvliedende kracht gelijkstellen met de substitutie van centripetale versnelling, krijgen we:

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

Door het verminderen m c (\ displaystyle m_ (c)) vertalen R 2 (\ weergavestijl R ^ (2)) naar links en ω 2 (\ displaystyle \ omega ^ (2)) naar rechts krijgen we:

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))))).

U kunt deze uitdrukking anders schrijven door te vervangen G ⋅ M 3 (\ displaystyle G \ cdot M_ (3)) op de μ (\ weergavestijl \ mu)- geocentrische zwaartekrachtconstante:

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

hoeksnelheid ω (\ displaystyle \ omega) berekend door de afgelegde hoek in één omwenteling te delen ( 360 ∘ = 2 ⋅ π (\ displaystyle 360 ^ (\ circ) = 2 \ cdot \ pi) radialen) voor de omlooptijd (de tijd waarin één volledige omwenteling in de baan wordt gemaakt: één sterrendag of 86.164 seconden). We krijgen:

ω = 2 ⋅ π 86164 = 7.29 ⋅ 10 - 5 (\ displaystyle \ omega = (\ frac (2 \ cdot \ pi) (86164)) = 7.29 \ cdot 10 ^ (- 5)) blij / zo

De resulterende omloopstraal is 42.164 km. Als we de equatoriale straal van de aarde aftrekken, 6.378 km, krijgen we een hoogte van 35.786 km.

Lineaire snelheid van een satelliet die beweegt met hoeksnelheid ω (\ displaystyle \ omega) op afstand R (\ weergavestijl R) vanuit het rotatiecentrum is

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

De eerste ruimtesnelheid op afstand R (\ weergavestijl R) van een object van massa M (\ weergavestijl M) is gelijk aan

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

Door de rechterkant van de vergelijkingen aan elkaar gelijk te stellen, komen we tot de eerder verkregen uitdrukking straal GSO:

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

omloopsnelheid

De bewegingssnelheid in een geostationaire baan wordt berekend door de hoeksnelheid te vermenigvuldigen met de straal van de baan:

v = ω ⋅ R = 3.07 (\ displaystyle v = \ omega \ cdot R = 3 (,) 07) km / s

Dit is ongeveer 2,5 keer minder dan de eerste ruimtesnelheid gelijk aan 8 km / s in een bijna-baan om de aarde (met een straal van 6400 km). Aangezien het kwadraat van de snelheid voor een cirkelbaan omgekeerd evenredig is met de straal,

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

dan wordt een afname van de snelheid ten opzichte van de eerste ruimtesnelheid bereikt door een toename van de straal van de baan met meer dan 6 keer.

R ≈ 6400 ⋅ (8 3.07) 2 ≈ 43000 (\ displaystyle R \ approx \, \! (6400 \ cdot \ left ((\ frac (8) (3 (,) 07)) \ right) ^ (2 )) \ ongeveer \, \! 43000)

baan lengte

Geostationaire baanlengte: 2 ⋅ π ⋅ R (\ displaystyle (2 \ cdot \ pi \ cdot R))... Met een omloopstraal van 42.164 km krijgen we een baanlengte van 264.924 km.

De lengte van de baan is uiterst belangrijk voor het berekenen van de "station" -satellieten.

Een satelliet in een baanpositie houden in een geostationaire baan

Een satelliet die in een geostationaire baan om de aarde draait, staat onder invloed van een aantal krachten (verstoringen) die de parameters van deze baan veranderen. Dergelijke verstoringen omvatten in het bijzonder gravitationele maan-zonne verstoringen, de invloed van de inhomogeniteit van het zwaartekrachtveld van de aarde, de ellipticiteit van de evenaar, enz. Degradatie van de baan wordt uitgedrukt in twee hoofdverschijnselen:

1) De satelliet wordt langs de baan verplaatst van zijn oorspronkelijke baanpositie naar een van de vier punten van stabiel evenwicht, de zogenaamde. "Potentiële gaten in de geostationaire baan" (hun lengtegraden 75,3 ° E, 104,7 ° W, 165,3 ° E en 14,7 ° W) boven de evenaar van de aarde;

2) De helling van de baan naar de evenaar neemt toe (vanaf de oorspronkelijke 0) met een snelheid van ongeveer 0,85 graden per jaar en bereikt een maximale waarde van 15 graden in 26,5 jaar.

Om deze verstoringen te compenseren en de satelliet op de aangegeven positie te houden, is de satelliet uitgerust met een voortstuwingssysteem (chemische of elektrische raket). De satelliet wordt op de aangewezen positie gehouden door periodieke schakeling van de stuwraketten (noord-zuidcorrectie om de toename van de baanhelling te compenseren en "west-oost" om te compenseren voor drift langs de baan). Dergelijke insluitsels worden meerdere keren om de paar (10-15) dagen gemaakt. Essentieel is dat voor de noord-zuidcorrectie een veel grotere toename van de karakteristieke snelheid nodig is (circa 45-50 m/s per jaar) dan voor de longitudinale correctie (circa 2 m/s per jaar). Om de correctie van de baan van de satelliet gedurende zijn hele levensduur (12-15 jaar voor moderne televisiesatellieten) te garanderen, is een aanzienlijke hoeveelheid brandstof aan boord nodig (honderden kilogram, in het geval van een chemische motor). De chemische raketmotor van de satelliet heeft een positieve toevoer van drijfgas (gas-helium onder druk) en werkt op hoogkokende componenten voor langdurige opslag (meestal asymmetrische dimethylhydrazine en distikstoftetroxide). Op een aantal satellieten zijn plasmamotoren geïnstalleerd. Hun stuwkracht is echter aanzienlijk minder in vergelijking met chemische grotere efficiëntie maakt het mogelijk (vanwege langdurig gebruik, gemeten in tientallen minuten voor een enkele manoeuvre) om de benodigde hoeveelheid brandstof aan boord radicaal te verminderen. De keuze van het type voortstuwingssysteem wordt bepaald door specifieke technische kenmerken inrichting.

Indien nodig wordt hetzelfde voortstuwingssysteem gebruikt om de satelliet naar een andere baanpositie te manoeuvreren. In sommige gevallen, meestal aan het einde van de levensduur van de satelliet, wordt de noord-zuidbaancorrectie gestopt om het brandstofverbruik te verminderen en wordt de resterende brandstof alleen gebruikt voor de west-oostcorrectie.

Brandstofreserve is de belangrijkste beperkende factor voor de levensduur van een satelliet in een geostationaire baan.

Nadelen van een geostationaire baan

Signaal vertraging

Communicatie via geostationaire satellieten wordt gekenmerkt door lange voortplantingsvertragingen. Met een orbitale hoogte van 35.786 km en een lichtsnelheid van ongeveer 300.000 km/s, heeft het baanpad van de aarde naar de satelliet ongeveer 0,12 s nodig. Straalpad “Aarde (zender) → satelliet → Aarde (ontvanger)” ≈ 0,24 s. De totale latentie (gemeten door het hulpprogramma Ping) bij het gebruik van satellietcommunicatie om gegevens te ontvangen en te verzenden, zal bijna een halve seconde bedragen. Rekening houdend met de signaalvertraging in de satellietapparatuur, in de apparatuur en in kabel systemen uitzendingen van terrestrische diensten, kan de totale signaalvertraging op de route "signaalbron → satelliet → ontvanger" 2-4 seconden bereiken. Deze vertraging maakt het moeilijk om GSO-satellieten te gebruiken voor telefonie en maakt het onmogelijk om satellietcommunicatie te gebruiken met behulp van GSO in verschillende diensten realtime (bijvoorbeeld in online games).

GSO onzichtbaarheid vanaf hoge breedtegraden

Omdat de geostationaire baan niet zichtbaar is vanaf hoge breedtegraden (ongeveer van 81 ° tot de polen), en op breedtegraden boven 75 ° wordt deze zeer laag boven de horizon waargenomen (in reële omstandigheden worden satellieten eenvoudigweg verborgen door uitstekende objecten en terreinreliëf) en slechts een klein deel van de baan is zichtbaar ( zie tafel), dan is communicatie en tv-uitzendingen met behulp van de GSO onmogelijk in de hoge breedtegraden van het Verre Noorden (Arctic) en Antarctica

Wat is een geostationaire baan? Dit is een cirkelvormig veld, dat zich boven de evenaar van de aarde bevindt, waarlangs de kunstmatige satelliet draait met de hoeksnelheid van de rotatie van de planeet om de as. Het verandert niet van richting in het horizontale coördinatensysteem, maar hangt roerloos in de lucht. De geostationaire baan van de aarde (GSO) is een soort geostationair veld en wordt gebruikt voor communicatie, uitzendingen en andere satellieten.

Het idee om kunstmatige apparaten te gebruiken

Het concept van een geostationaire baan werd geïnitieerd door de Russische uitvinder K.E. Tsiolkovsky. In zijn werken stelde hij voor om de ruimte te bevolken met behulp van orbitale stations. Buitenlandse wetenschappers beschreven ook het werk van kosmische velden, bijvoorbeeld G. Obert. De persoon die het concept heeft ontwikkeld om de baan voor communicatie te gebruiken, is Arthur Clarke. In 1945 publiceerde hij een artikel in Wireless World, waarin hij de voordelen van geostationaire veldoperaties beschreef. Voor actief werk op dit gebied ter ere van de wetenschapper kreeg de baan zijn tweede naam - "Clark's belt". Veel theoretici hebben nagedacht over het probleem van het realiseren van een kwalitatief verband. Dus, Herman Potocnik in 1928 sprak het idee uit van hoe geostationaire satellieten kunnen worden gebruikt.

Kenmerken van de riem van Clark

Om een baan geostationair te noemen, moet deze aan een aantal parameters voldoen:

1. Geosynchronie. Deze eigenschap omvat een veld dat een periode heeft die overeenkomt met de periode van de omwenteling van de aarde. Een geosynchrone satelliet voltooit een revolutie rond de planeet in een siderische dag, die 23 uur 56 minuten en 4 seconden duurt. De aarde heeft dezelfde tijd nodig om één omwenteling in een vaste ruimte te voltooien.

2. Om een satelliet op een bepaald punt te houden, moet de geostationaire baan cirkelvormig zijn, zonder helling. Het elliptische veld zal leiden tot een verplaatsing naar het oosten of naar het westen, naarmate het voertuig naar binnen rijdt bepaalde punten draait op verschillende manieren.

3. Het "zweefpunt" van het ruimtemechanisme moet zich op de evenaar bevinden.

4. De locatie van satellieten in een geostationaire baan moet zodanig zijn dat een klein aantal frequenties bedoeld voor communicatie niet leidt tot overlapping van frequenties van verschillende apparaten tijdens ontvangst en verzending, en om botsingen te voorkomen.

5. Voldoende hoeveelheid brandstof om de constante positie van het ruimtemechanisme te behouden.

De geostationaire baan van de satelliet is uniek omdat het alleen met een combinatie van zijn parameters mogelijk is om het voertuig tot stilstand te brengen. Een ander kenmerk is het vermogen om de aarde onder een hoek van zeventien graden te zien vanaf satellieten die zich in het kosmische veld bevinden. Elk ruimtevaartuig neemt ongeveer een derde van het baanoppervlak in beslag, dus drie mechanismen zijn in staat om bijna de hele planeet te bestrijken.

kunstmatige satellieten

Het vliegtuig draait rond de aarde langs een geocentrisch pad. Voor zijn output wordt een meertrapsraket gebruikt. Het is een ruimtemechanisme dat de reactieve kracht van de motor aandrijft. Om in een baan om de aarde te bewegen, moeten kunstmatige aardesatellieten een beginsnelheid hebben die overeenkomt met de eerste ruimtesnelheid. Hun vluchten worden uitgevoerd op een hoogte van minstens enkele honderden kilometers. De circulatieperiode van het apparaat kan meerdere jaren zijn. Kunstmatige aardesatellieten kunnen worden gelanceerd vanuit andere voertuigen, bijvoorbeeld orbitale stations en schepen. UAV's hebben een massa tot twee tientallen tonnen en een grootte tot enkele tientallen meters. De eenentwintigste eeuw werd gekenmerkt door de geboorte van apparaten met een ultralaag gewicht - tot enkele kilo's.

Satellieten zijn door veel landen en bedrijven gelanceerd. 'S Werelds eerste kunstmatige apparaat werd gemaakt in de USSR en vloog op 4 oktober 1957 de ruimte in. Hij droeg de naam "Spoetnik-1". In 1958 lanceerden de Verenigde Staten een tweede apparaat, de Explorer-1. De eerste satelliet die in 1964 door NASA werd gelanceerd, heette Syncom-3. Kunstmatige apparaten kunnen meestal niet worden geretourneerd, maar er zijn er ook die gedeeltelijk of volledig worden geretourneerd. Ze worden gebruikt om te dirigeren wetenschappelijk onderzoek en oplossingen verschillende taken... Er zijn dus militaire, onderzoeks-, navigatiesatellieten en andere. Er worden ook apparaten gelanceerd die zijn gemaakt door universiteitsmedewerkers of radioamateurs.

"Standpunt"

Geostationaire satellieten bevinden zich 35.786 kilometer boven zeeniveau. Deze hoogte zorgt voor een omwentelingsperiode die overeenkomt met de circulatieperiode van de aarde ten opzichte van de sterren. Het kunstmatige voertuig staat stil, daarom wordt de locatie in de geostationaire baan het "stationaire punt" genoemd. Hovering zorgt voor constante langdurige communicatie, als de antenne eenmaal is georiënteerd, zal deze altijd naar de gewenste satelliet worden gericht.

Beweging

Satellieten kunnen worden overgebracht van een baan op lage hoogte naar een geostationaire baan met behulp van geo-overdrachtsvelden. Deze laatste zijn een elliptisch pad met een punt op lage hoogte en een piek op een hoogte die dicht bij de geostationaire cirkel ligt. De onbruikbaar geworden satelliet verdere werkzaamheden, wordt naar een verwijderingsbaan gestuurd die zich 200-300 kilometer boven het GSO bevindt.

Geostationaire baanhoogte

De satelliet in dit veld wordt op een bepaalde afstand van de aarde gehouden, niet nadert of weggaat. Het bevindt zich altijd boven een bepaald punt op de evenaar. Op basis van deze kenmerken volgt dat de zwaartekracht en de middelpuntvliedende kracht elkaar in evenwicht houden. De hoogte van de geostationaire baan wordt berekend met behulp van methoden op basis van klassieke mechanica. Dit houdt rekening met de correspondentie van zwaartekracht en middelpuntvliedende krachten. De waarde van de eerste grootheid wordt bepaald met behulp van de wet van de universele zwaartekracht van Newton. De middelpuntvliedende krachtindex wordt berekend door de massa van de satelliet te vermenigvuldigen met de middelpuntzoekende versnelling. Het resultaat van de gelijkheid van de gravitatie- en traagheidsmassa is de conclusie dat de baanhoogte niet afhangt van de massa van de satelliet. Daarom wordt de geostationaire baan alleen bepaald door de hoogte waarop de middelpuntvliedende kracht even groot en tegengesteld is aan de zwaartekracht die door de zwaartekracht van de aarde op een bepaalde hoogte wordt gecreëerd.

Uit de formule voor het berekenen van de centripetale versnelling, kun je de hoeksnelheid vinden. De straal van de geostationaire baan wordt ook bepaald door deze formule of door de geocentrische zwaartekrachtconstante te delen door de hoeksnelheid in het kwadraat. Het is 42164 kilometer. Rekening houdend met de equatoriale straal van de aarde, krijgen we een hoogte gelijk aan 35786 kilometer.

Berekeningen kunnen op een andere manier worden uitgevoerd, gebaseerd op de stelling dat de baanhoogte, dat wil zeggen de afstand vanaf het middelpunt van de aarde, waarbij de hoeksnelheid van de satelliet samenvalt met de beweging van de planeetrotatie, aanleiding geeft tot een lineaire snelheid die gelijk is aan de eerste kosmische snelheid op een bepaalde hoogte.

Snelheid in geostationaire baan. Lengte

Deze indicator wordt berekend door de hoeksnelheid te vermenigvuldigen met de straal van het veld. De waarde van de snelheid in een baan om de aarde is 3,07 kilometer per seconde, wat veel minder is dan de eerste kosmische snelheid op het aardse pad. Om de indicator te verkleinen, is het noodzakelijk om de orbitale straal met meer dan zes keer te vergroten. De lengte wordt berekend door het product van pi en de straal, vermenigvuldigd met twee. Het is 264924 kilometer. De indicator wordt in aanmerking genomen bij het berekenen van de "staande punten" van satellieten.

Invloed van krachten

De parameters van de baan waarlangs het kunstmatige mechanisme draait, kunnen veranderen onder invloed van zwaartekracht-lunisolaire verstoringen, de inhomogeniteit van het aardveld en de ellipticiteit van de evenaar. De transformatie van het veld wordt uitgedrukt in fenomenen als:

Verplaatsing van een satelliet vanuit zijn positie langs de baan naar punten van stabiel evenwicht, die potentiële bronnen van de geostationaire baan worden genoemd.
De hellingshoek van het veld met de evenaar groeit in een bepaald tempo en bereikt eens in de 26 jaar en 5 maanden 15 graden.

Om de satelliet op het gewenste "stationaire punt" te houden, is deze uitgerust met een voortstuwingssysteem, dat elke 10-15 dagen meerdere keren wordt ingeschakeld. Dus om de toename van de orbitale inclinatie te compenseren, wordt een noord-zuidcorrectie gebruikt en om de drift langs het veld te compenseren, wordt een west-oostcorrectie gebruikt. Om het pad van de satelliet gedurende de gehele periode van zijn werking te regelen, is een grote voorraad brandstof aan boord nodig.

Aandrijvingssystemen

De keuze van het apparaat wordt bepaald door de individuele technische kenmerken van de satelliet. Een chemische raketmotor heeft bijvoorbeeld een brandstoftoevoer met positieve verplaatsing en werkt op hoogkokende componenten voor langdurige opslag (stikstoftetroxide, asymmetrische dimethylhydrazine). Plasma-apparaten hebben aanzienlijk minder tractie, maar door continu gebruik, gemeten in tientallen minuten voor een enkele beweging, kunnen ze de hoeveelheid brandstof die aan boord wordt verbruikt aanzienlijk verminderen. Dit type voortstuwingssysteem wordt gebruikt om de satelliet naar een andere baanpositie te manoeuvreren. De belangrijkste beperkende factor voor de levensduur van het voertuig is de brandstofreserve in een geostationaire baan.

Nadelen van een kunstmatig veld

Een belangrijke tekortkoming in de interactie met geostationaire satellieten zijn de grote vertragingen in de signaalvoortplanting. Dus, met een lichtsnelheid van 300 duizend kilometer per seconde en een baanhoogte van 35786 kilometer, duurt de beweging van de aarde-satellietstraal ongeveer 0,12 seconden, en de aarde-satelliet-aardestraal - 0,24 seconden. Rekening houdend met de signaalvertraging in de apparatuur en kabelsystemen van de transmissie van terrestrische diensten, bereikt de totale signaalvertraging "bron - satelliet - ontvanger" ongeveer 2-4 seconden. Deze indicator bemoeilijkt het gebruik van voertuigen in een baan om de aarde voor telefonie aanzienlijk en maakt het onmogelijk om satellietcommunicatie in realtimesystemen te gebruiken.

Een ander nadeel is de onzichtbaarheid van de geostationaire baan vanaf hoge breedtegraden, wat de geleiding van communicatie en tv-uitzendingen in de Arctische en Antarctische gebieden verstoort. In situaties waar de zon en de zendsatelliet in lijn zijn met de ontvangstantenne, kan een afname, en soms zelfs volledige afwezigheid signaal. In geostationaire banen is dit fenomeen, vanwege de onbeweeglijkheid van de satelliet, bijzonder uitgesproken.

Doppler effect

Dit fenomeen bestaat uit een verandering in de frequenties van elektromagnetische trillingen wanneer: wederzijdse vooruitgang zender en ontvanger. Het fenomeen wordt uitgedrukt door een verandering in afstand in de tijd, evenals door de beweging van kunstmatige voertuigen in een baan om de aarde. Het effect manifesteert zich als de instabiliteit van de draaggolffrequentie van de satelliet, die wordt toegevoegd aan de instrumentele instabiliteit van de frequentie van de boordversterker en het grondstation, wat de ontvangst van signalen bemoeilijkt. Het Doppler-effect bevordert een verandering in de frequentie van de modulerende trilling die niet kan worden gecontroleerd. In het geval dat communicatiesatellieten en directe televisie-uitzendingen in een baan om de aarde worden gebruikt, is dit fenomeen praktisch geëlimineerd, dat wil zeggen dat er geen veranderingen zijn in het signaalniveau op het ontvangstpunt.

Wereldhouding ten opzichte van geostationaire velden

De ruimtebaan heeft bij zijn geboorte veel vragen en internationale juridische problemen veroorzaakt. Bij hun besluit zijn een aantal commissies betrokken, met name de Verenigde Naties. Sommige landen op de evenaar maakten aanspraak op uitbreiding van hun soevereiniteit tot het deel van het kosmische veld dat zich boven hun grondgebied bevindt. Staten hebben verklaard dat de geostationaire baan een fysieke factor is die verband houdt met het bestaan van de planeet en afhangt van het zwaartekrachtveld van de aarde, daarom zijn de veldsegmenten een uitbreiding van het grondgebied van hun land. Maar dergelijke claims werden afgewezen, omdat er een principe is van niet-toe-eigening van de ruimte in de wereld. Alle problemen in verband met de werking van banen en satellieten worden op mondiaal niveau opgelost.