Статистика запусков на геостационарные орбиты.

Что собой представляет геостационарная орбита? Это круговое поле, которое расположилось над экватором Земли, по нему искусственный спутник обращается с угловой скоростью вращения планеты вокруг оси. Он не изменяет свое направление в горизонтальной системе координат, а неподвижно висит в небе. Геостационарная орбита Земли (ГСО)представляет собой разновидность геосинхронного поля и применяется для размещения коммуникационных, телетрансляционных и других спутников.

Идея использования искусственных аппаратов

Само понятие геостационарной орбиты инициировано русским изобретателем К. Э. Циолковским. В своих работах он предлагал заселить космос с помощью орбитальных станций. Зарубежные ученые также описывали работы космических полей, например, Г. Оберт. Человеком, который развил концепцию использования орбиты для связи, является Артур Кларк. Он в 1945 году поместил статью в журнале «Wireless World», где описал преимущества работы геостационарного поля. За активный труд в данной области в честь ученого орбита получила свое второе название - «пояс Кларка». Над проблемой осуществления качественной связи думали многие теоретики. Так, Герман Поточник в 1928 году высказал мысль о том, как можно применять геостационарные спутники.

Характеристика «пояса Кларка»

Чтобы орбита была названа геостационарной, она должна отвечать ряду параметров:

1. Геосинхронность. К такой характеристике относится поле, которое имеет период, соответствующий периоду обращения Земли. Геосинхронный спутник заканчивает оборот вокруг планеты за сидерический день, который равен 23 часам 56 минутам и 4 секундам. То же время необходимо Земле для выполнения одного оборота в фиксированном пространстве.

2. Для поддержания спутника на определенной точке геостационарная орбита должна быть круговой, с нулевым наклонением. Эллиптическое поле приведет к смещению либо к востоку, либо к западу, так как аппарат движется в определенных точках орбиты по-разному.

3. «Точка зависания» космического механизма должна находиться на экваторе.

4. Расположение спутников на геостационарной орбите должны быть таким, чтобы небольшое количество частот, предназначенных для связи, не привело к наложению частот разных аппаратов при приеме и передаче, а также для исключения их столкновения.

5. Достаточное количество топлива для поддержания неизменного положения космического механизма.

Геостационарная орбита спутника уникальна тем, что только при сочетании ее параметров можно добиться неподвижности аппарата. Еще одной особенностью является возможность видеть Землю под углом в семнадцать градусов из расположенных на космическом поле спутников. Каждый аппарат отхватывает примерно одну третью часть поверхности орбиты, поэтому три механизма способны обеспечить охват почти всей планеты.

Искусственные спутники

Спутники запускались многими странами и компаниями. Первый в мире искусственный аппарат был создан в СССР и полетел в космос 4 октября 1957 года. Он носил имя «Спутник-1». В 1958 году США запустила второй аппарат - «Эксплорер-1». Первый спутник, который был выведен NASA в 1964 году, носил имя Syncom-3. Искусственные аппараты в основном невозвратные, но есть те, которые возвращаются частично или полностью. Их используют для проведения научных исследований и решения различных задач. Так, существуют военные, исследовательские, навигационные спутники и другие. Также запускаются аппараты, созданные сотрудниками университетов или радиолюбителями.

«Точка стояния»

Геостационарные спутники располагаются на высоте 35786 километров над уровнем моря. Такая высота обеспечивает период обращения, который соответствует периоду циркуляции Земли по отношению к звездам. Искусственный аппарат неподвижен, поэтому его местоположение на геостационарной орбите называется «точкой стояния». Зависание обеспечивает постоянную длительную связь, однажды сориентированная антенна всегда будет направлена на нужный спутник.

Передвижение

Спутники можно переводить с низковысотной орбиты на геостационарную с помощью геопереходных полей. Последние представляют собой эллиптический путь с точкой на низкой высоте и пиком на высоте, которая близка к геостационарному кругу. Спутник, который стал непригодным для дальнейшей работы, отправляется на орбиту захоронения, расположенную на 200-300 километров выше ГСО.

Высота геостационарной орбиты

Спутник на данном поле держится на определенном расстоянии от Земли, не приближаясь и не удаляясь. Он всегда находится над какой-либо точкой экватора. Исходя из данных особенностей следует вывод, что силы гравитации и центробежная сила уравновешивают друг друга. Высота геостационарной орбиты рассчитывается методами, в основе которых лежит классическая механика. При этом учитывается соответствие гравитационных и центробежных сил. Значение первой величины определяется с помощью закона всемирного тяготения Ньютона. Показатель центробежной силы рассчитывается путем произведения массы спутника на центростремительное ускорение. Итогом равенства гравитационной и инертной массы является заключение о том, что высота орбиты не зависит от массы спутника. Поэтому геостационарная орбита определяется только высотой, при которой центробежная сила равна по модулю и противоположна по направлению гравитационной силе, создающейся притяжением Земли на данной высоте.

Из формулы расчета центростремительного ускорения можно найти угловую скорость. Радиус геостационарной орбиты определяется также по этой формуле либо путем деления геоцентрической гравитационной постоянной на угловую скорость в квадрате. Он составляет 42164 километра. Учитывая экваториальный радиус Земли, получаем высоту, равную 35786 километрам.

Вычисления можно провести другим путем, основываясь на утверждении, что высота орбиты, представляющая собой удаление от центра Земли, с угловой скоростью спутника, совпадающей с движением вращения планеты, рождает линейную скорость, которая равна первой космической на данной высоте.

Скорость на геостационарной орбите. Длина

Данный показатель рассчитывается путем умножения угловой скорости на радиус поля. Значение скорости на орбите равно 3,07 километра в секунду, что намного меньше первой космической скорости на околоземном пути. Чтобы уменьшить показатель, необходимо увеличить радиус орбиты более чем в шесть раз. Длина рассчитывается произведением числа Пи на радиус, умноженным на два. Она составляет 264924 километра. Показатель учитывается при вычислении «точек стояния» спутников.

Влияние сил

Параметры орбиты, по которой обращается искусственный механизм, могут изменяться под действием гравитационных лунно-солнечных возмущений, неоднородности поля Земли, эллиптичности экватора. Трансформация поля выражается в таких явлениях, как:

1. Смещение спутника от своей позиции вдоль орбиты в сторону точек стабильного равновесия, которые носят название потенциальных ям геостационарной орбиты.
2. Угол наклона поля к экватору растет с определенной скоростью и достигает 15 градусов один раз за 26 лет и 5 месяцев.

Для удержания спутника в нужной «точке стояния» его оснащают двигательной установкой, которую включают несколько раз в 10-15 суток. Так, для восполнения роста наклонения орбиты используют коррекцию «север-юг», а для компенсации дрейфа вдоль поля - «запад-восток». Для регулирования пути спутника в течение всего срока его работы необходим большой запас топлива на борту.

Двигательные установки

Выбор приспособления определяется индивидуальными техническими особенностями спутника. Например, химический ракетный двигатель имеет вытеснительную подачу топлива и функционирует на долго хранимых высококипящих компонентах (диазотный тетроксид, несимметричный диметилгидразин). Плазменные устройства имеют существенно меньшую тягу, но за счет продолжительной работы, которая измеряется десятками минут для единичного передвижения, способны значительно снизить потребляемое количество топлива на борту. Такой тип двигательной установки используется для маневра перевода спутника в другую орбитальную позицию. Основным ограничивающим фактором срока службы аппарата является запас топлива на геостационарной орбите.

Недостатки искусственного поля

Существенным пороком во взаимодействии с геостационарными спутниками являются большие запоздания в распространении сигнала. Так, при скорости света 300 тысяч километров в секунду и высоте орбиты 35786 километров движение луча «Земля - спутник» занимает около 0,12 секунды, а «Земля - спутник - Земля» - 0,24 секунды. Учитывая задержку сигнала в аппаратуре и кабельных системах передач наземных служб общее запоздание сигнала «источник - спутник - приемник» достигает примерно 2-4 секунд. Такой показатель существенно затрудняет применение аппаратов на орбите в телефонии и делает невозможным использование спутниковой связи в системах реального времени.

Еще одним недостатком является невидимость геостационарной орбиты с высоких широт, что мешает проводимости связи и телетрансляций в районах Арктики и Антарктиды. В ситуациях, когда солнце и спутник-передатчик находятся на одной линии с приемной антенной, наблюдается уменьшение, а порой и полное отсутствие сигнала. На геостационарных орбитах за счет неподвижности спутника такое явление проявляется особенно ярко.

Эффект Допплера

Этот феномен заключается в изменении частот электромагнитных вибраций при взаимном продвижении передатчика и приемника. Явление выражается изменением расстояния во времени, а также движением искусственных аппаратов на орбите. Эффект проявляется как малоустойчивость несущей частоты колебаний спутника, которая прибавляется к аппаратурной нестабильности частоты бортового ретранслятора и земной станции, что осложняет прием сигналов. Эффект Допплера содействует изменению частоты модулирующих вибраций, что невозможно контролировать. В случае, когда на орбите используются спутники связи и непосредственного телевизионного вещания, данное явление практически устраняется, то есть не наблюдается изменений уровня сигналов в точке приема.

Отношение в мире к геостационарным полям

Космическая орбита своим рождением создала много вопросов и международно-правовых проблем. Их решением занимается ряд комитетов, в частности, Организация Объединенных Наций. Некоторые страны, расположенные на экваторе, предъявляли претензии на распространение их суверенитета на находящуюся над их территорией часть космического поля. Государства заявляли, что геостационарная орбита представляет собой физический фактор, который связан с существованием планеты и зависит от гравитационного поля Земли, поэтому сегменты поля являются продолжением территории их стран. Но такие притязания были отвергнуты, так как в мире существует принцип неприсвоения космического пространства. Все проблемы, связанные с работой орбит и спутников, разрешаются на мировом уровне.

Точка стояния

где - масса спутника, - масса Земли в килограммах , - гравитационная постоянная , а - расстояние в метрах от спутника до центра Земли или, в данном случае, радиус орбиты.

Величина центробежной силы равна:

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

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

Центростремительное ускорение равно:

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

Сделаем одно важное уточнение. В действительности, центростремительное ускорение имеет физический смысл только в инерциальной системе отсчета, в то время как центробежная сила является так называемой мнимой силой и имеет место исключительно в системах отсчета (координат), которые связаны с вращающимися телами. Центростремительная сила (в данном случае - сила гравитации) вызывает центростремительное ускорение. По модулю центростремительное ускорение в инерциальной системе отсчета равно центробежному в системе отсчета, связанной в нашем случае со спутником. Поэтому далее, с учетом сделанного замечания, мы можем употреблять термин «центростремительное ускорение» вместе с термином «центробежная сила».

Уравнивая выражения для гравитационной и центробежной сил с подстановкой центростремительного ускорения, получаем:

Сокращая , переводя влево, а вправо, получаем:

Можно записать это выражение иначе, заменив на - геоцентрическую гравитационную постоянную:

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

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

Можно сделать вычисления и иначе. Высота геостационарной орбиты - это такое удаление от центра Земли, где угловая скорость спутника, совпадающая с угловой скоростью вращения Земли, порождает орбитальную (линейную) скорость, равную первой космической скорости (для обеспечения круговой орбиты) на данной высоте.

Линейная скорость спутника, движущегося с угловой скоростью на расстоянии от центра вращения равна

Первая космическая скорость на расстоянии от объекта массой равна

Приравняв правые части уравнений друг другу, приходим к полученному ранее выражению радиуса ГСО:

Орбитальная скорость

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

Это примерно в 2.5 раза меньше, чем первая космическая скорость равная 8 км/с на околоземной орбите (с радиусом 6400 км). Так как квадрат скорости для круговой орбиты обратно пропорционален её радиусу,

то уменьшение скорости по отношению к первой космической достигается увеличением радиуса орбиты более чем в 6 раз.

Длина орбиты

Длина геостационарной орбиты: . При радиусе орбиты 42 164 км получаем длину орбиты 264 924 км.

Длина орбиты крайне важна для вычисления «точек стояния» спутников.

Удержание спутника в орбитальной позиции на геостационарной орбите

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

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

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

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

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

Запас топлива является основным лимитирующим фактором срока службы спутника на геостационарной орбите.

Недостатки геостационарной орбиты

Задержка сигнала

Связь через геостационарные спутники характеризуется большими задержками в распространении сигнала. При высоте орбиты 35 786 км и скорости света около 300 000 км/с ход луча «Земля-спутник» требует около 0,12 с. Ход луча «Земля (передатчик) → спутник → Земля (приемник)» ≈0,24 с. Ping (ответ) составит полсекунды (точнее 0,48 с). С учетом задержки сигнала в аппаратуре ИСЗ и аппаратуре наземных служб общая задержка сигнала на маршруте «Земля → спутник → Земля» может достигать 2-4 секунд . Такая задержка делает невозможной применение спутниковой связи с использованием ГСО в различных сервисах реального времени (например в онлайн-играх) .

Невидимость ГСО с высоких широт

Так как геостационарная орбита не видна с высоких широт (приблизительно от 81° до полюсов), а на широтах выше 75° наблюдается очень низко над горизонтом (в реальных условиях, спутники просто скрываются выступающими объектами и рельефом местности) и виден лишь небольшой участок орбиты (см. таблицу ), то невозможна связь и телетрансляция с использованием ГСО в высокоширотных районах Крайнего Севера (Арктики) и Антарктиды . К примеру, американские полярники на станции Амундсен-Скотт для связи с внешним миром (телефония, интернет) используют оптоволоконный кабель длиной 1670 километров до расположеной на 75° ю.ш. французской станции Конкордия , с которой уже видно несколько американских геостационарных спутников .

Таблица наблюдаемого сектора геостационарной орбиты в зависимости от широты места
Все данные приведены в градусах и их долях.

Из вышележащей таблицы видно например, что если на широте С.-Петербурга (~60°) видимый сектор орбиты (и соответственно кол-во принимаемых спутников) равен 84 % от максимально возможного (на экваторе), то на широте по-ва Таймыр (~75°) видимый сектор составляет 49 %, а на широте Шпицбергена и мыса Челюскина (~78°) лишь 16 % от наблюдаемого на экваторе. В этот сектор орбиты в районе Сибири попадает 1-2 спутника (не всегда необходимой страны).

Солнечная интерференция

Одним из самых неприятных недостатков геостационарной орбиты, является уменьшение и полное отсутствие сигнала в ситуации, когда солнце и спутник-передатчик находятся на одной линии с приёмной антенной (положение «солнце за спутником»). Данное явление присуще и другим орбитам, но именно на геостационарной, когда спутник «неподвижен» на небе, проявляется особенно ярко. В средних широтах северного полушария солнечная интерференция проявляется в периоды с 22 февраля по 11 марта и с 3 по 21 октября, с максимальной длительностью до десяти минут . В ясную погоду, сфокусированые светлым покрытием антенны солнечные лучи могут повредить (расплавить) приёмо-передающую аппаратуру спутниковой антенны .

См. также

• Квази-геостационарная орбита

Примечания

1. Noordung Hermann The Problem With Space Travel. - DIANE Publishing, 1995. - P. 72. - ISBN 978-0788118494
2. Extra-Terrestrial Relays - Can Rocket Stations Give Worldwide Radio Coverage? (англ.) (pdf). Arthur C. Clark (October 1945). Архивировано
3. Требование неподвижности спутников относительно Земли на своих орбитальных позициях на геостационарной орбите, а также большое количество спутников на этой орбите в разных её точках, приводят к интересному эффекту при наблюдении и фотографировании звёзд с помощью телескопа с использованием гидирования - удержания ориентации телескопа на заданной точке звёздного неба для компенсации суточного вращения Земли (задача, обратная геостационарной радиосвязи). Если наблюдать в такой телескоп звёздное небо вблизи небесного экватора , где проходит геостационарная орбита, то при определённых условиях можно видеть, как спутники друг за другом проходят на фоне неподвижных звёзд в пределах узкого коридора, как автомобили по оживлённой автотрассе. Особенно хорошо это заметно на фотографиях звёзд с длительными экспозициями, смотри, например: Babak A. Tafreshi. GeoStationary HighWay. (англ.) . The World At Night (TWAN). Архивировано из первоисточника 23 августа 2011. Проверено 25 февраля 2010. Источник: Бабак Тафреши (Ночной мир). Геостационарная магистраль. (рус.) . Астронет.ру. Архивировано из первоисточника 23 августа 2011. Проверено 25 февраля 2010.
4. для орбит спутников, масса которых пренебрежимо мала по сравнению с массой притягивающего его астрономического объекта
5. Орбиты искусственных спутников Земли. Вывод спутников на орбиту
6. The Teledesic Network: Using Low-Earth-Orbit Satellites to Provide Broadband, Wireless, Real-Time Internet Access Worldwide
7. Журнал «Вокруг Света».№ 9 Сентябрь 2009. Орбиты, которые мы выбираем
8. Мозаика. Часть II
9. взято превышение спутником горизонта в 3°
10. Внимание! Настаёт период активной солнечной интерференции!
11. Солнечная интерференция

Ссылки

СПУТНИКОВАЯ СВЯЗЬ

и проблема

геостационарной

орбиты

Предисловие.................................................. …………………….……5

1. Орбита геостационарных ИСЗ. Зоны обслуживания………………..10

1.1.Орбиты спутников Земли.................... …………………………….10

1.2.Геостационарная орбита..................... …………………………… 13

1.3.Освещенность геостационарного ИСЗ; засветка антенн земных
станций Солнцем и Лунно…………………………………………………….21

1.4.Запаздывание радиосигналов и эффект Доплера ……………..……27

1.5.Зоны обслуживания геостационарных ИСЗ……………………32 2.Основные радиотехнические характеристики систем связи с геостацио­нарными ИСЗ……………………………………………………….38

2.1.Службы радиосвязи, использующие спутники на геостационар­ной орбите…………………………………………………………………...…38

2.2.Основные характеристики геостационарных ИСЗ и систем связи

на их основ……………………………….…………………...…....…..42

2.4.О тенденциях освоения геостационарной орбиты, планах созда­ния новых систем связи с геостационарными ИСЗ………...............................65

3.Расчет взаимных помех между стационарными ИСЗ…………….70

3.1.Определение необходимых защитных отношений сигнал-помеха

на входе приемного устройств…………………………………………70

3.2.Воздействие помех на аналоговые ЧМ сигналы……..…72 Воздействие помех при передаче сигналов в дискретной форме….....

3.3.Расчет отношения сигнала к помехе на входе приемных устройств …………………………………………………………………………94

3.4.Нормы на допустимые уровни помех... …………………………..99

3.5. Нормы на допустимые уровни помех……….....…...…...…………107

4.Показатели эффективности использования геостационарной орбиты..................................................................................................................112

4.1.Возможные подходы к выработке показателя………………….112

4.2.Показатель эффективности использования ГО……………........Технические факторы, влияющие на эффективность использования ГО………………………………………………………………………………..124

5.1. Параметры антенн, определяющие эффективность использования ГО……………………………………………………..….……124

5.2.Технические факторы, влияющие на эффективность использова­ния ГО, связанные с методами передачи сигналов и нормированием.....134

5.3.Анализ однородности систем спутниковой связи …………….143

6.Оценка емкости геостационарной орбиты…………………………...154

6.1.Опенка емкости орбиты на основе реальных предпосылок……....154

6.2.Оценка предельной пропускной способности ГО …………….....161

7. Международное регулирование использования геостационарной орбиты………………………………............................................................…..169

7.1.Общие положения по использованию ГО…………….…………169

7.2.Действующий порядок координации новых систем, использующих геостационарные ИСЗ……………………………….………176

8.Плановое использование полос частот, распределенных спутниковой вещательной службе…………………………….…..…………181

8.1.Планы для спутниковой вещательной службы, принятые
ВАКР-77 и РАКР-83…………………………………………………………...181

8.2.Критерии межрегионального совмещения и решения РАКР-83 ………………………………………………………………….......196

8.3.Проблемы планирования линий подачи программ в Ройнах 1 и 3…………………………………………………………………………...…201

8.4Проблемы реализации Планов спутниковой вещательной служ­бы в полосе 12 ГГц ………………………......205

9.Возможные методы обеспечения гарантированного доступа к геостацио­нарной орбите и решения ВАКР ОРБ 1985 г…………………......207

9.1.Задачи ВАКР ОРБ 1985 г. и подготовительная работа в

МККР ……………………………………………………………………….....207

9.2.Решения ВАКР ОРБ 1985 г. в отношении введения планирования спутниковых служб......................................215

9.3.О применении обобщенных параметров при планировании ФСС…………………………………………………………………..................222

9.4.О разработке примера плана ФСС..........................232

Заключение.................................................................................................242

Список литературы...................................................................................245

ПРЕДИСЛОВИЕ

Середина XX века ознаменована успехами ракетно-космиче­ской техники. Выдающуюся роль в создании научных основ для этих успехов сыграл русский ученый.

С момента запуска в СССР а 1957 г. первого искусственного спутника Земли (ИСЗ) возникла практическая возможность создания систем связи с ретранслятором (пассивным или активным), расположенным на спутнике. Эффективность такого разме­щения ретранслятора была уже к тому времени очевидна, посколь­ку получили широкое распространение радиорелейные линии свя­зи прямой видимости с ретрансляционными станциями на высо­ких башнях, а для увеличения дальности связи неоднократно осу­ществлялся подъем ретранслятора на большую высоту с помо­щью самолетов и других летательных аппаратов. В качестве кос­мической ретрансляционной станции ИСЗ оказался более удоб­ным, чем другие средства подъема активного ретранслятора, из-за большой (практически неограниченной) высоты, длительного сро­ка существования без заметных затрат энергии (спутник движет­ся по орбите как небесное тело), эффективной работы солнечных батарей, не затеняемых атмосферными образованиями - облака­ми. Эти преимущества оказались важнее, чем очевидный недоста­ток- высокая стоимость вывода ИСЗ на орбиту.

Большая высота космической станции позволяет не только создать широкополосные линии связи прямой видимости большой длины и большой емкости, но и осуществить непосредственную связь через ИСЗ большого числа земных станций, расположенных в зоне обслуживания этого ИСЗ.

Уже в начале шестидесятых годов были запущены первые спутники связи - «Молния-1» (СССР, 1965 г.) «Тельстар» (США, 1962 г). Высокая эллиптическая орбита ИСЗ «Молния-l» с высотой апогея околокм в северном полушарии и наклонением к экватору около 65° оказалась удобной для обслуживания зон включающих в себя приполярные районы, и с успехом использу­ется Советским Союзом до сих пор. Низкая орбита «Тельстара» (высота апогея 4800 км, перигея 800 км, наклонение к плоскости экватора 45°) в дальнейшем никогда не использовалась.

Однако еще в 1945 г. английский инженер А. Кларк, более известный сейчас как автор фантастических романов, предложил (по-видимому, впервые) использовать для спутников

связи геостационарную орбиту, определил необходимую высоту этой орбиты (~км над поверх­ностью Земли) и показал, что трех геостационарных ИСЗ до­статочно для создания систе­мы связи, охватывающей поч­ти всю территорию земного шара (см. рисунок). Замеча­тельная особенность спутника на геостационарной орбите зак­лючается в том, что он оказыва­ется «неподвижно висящим» над некоторой точкой Земли. Это позволяет организовать связь через;
такой ИСЗ без перерывов, без сопровождения спутника антеннами земных станций. Не случайно системы спутниковой связи с
ИСЗ на геостационарной орбите (ГО) получили широчайшее развитие. Так, к августу 1985 г. на геостационарной орбите зарегистрированы Международным комитетом регистрации частот (МКРЧ) 128 спутниковых систем связи и еще 222 системы заяв­лены в МКРЧ или находятся в процессе координации. Предполагается, что в ближайшие 6 лет для целей связи на ГО будет выведено еще около 200 ИСЗ. Геостационарная орбита удобна и для некоторых других перспективных применений, например для преобразования с помощью солнечных батарей, установленных на геостационарном ИСЗ, солнечной энергии в электрическую и передачи ее на Землю остронаправленным лучом.

Не грозит ли нам переполнение геостационарной орбиты? С точки зрения чисто геометрической, т. е. с точки зрения вероятности столкновений и взаимного затенения ИСЗ, такая опасность пока не существует. Ведь протяженность геостационарной орбиты весьма велика - км, а размеры ИСЗ ограничиваются несколькими метрами. Кроме того, ГО на практике, для реально запущенных ИСЗ, имеющих некоторый разброс по высоте и скоро­сти движения, - это не геометрическая линия, а тело вращения («бублик»), имеющее заметный объем. Подсчитано , что даже если на геостационарную орбиту будет выведеноИСЗ, ве­роятность MX столкновения не превысит 1 раза залет. Тем не менее, во избежание «засорения» ГО в документах Междуна­родного консультативного комитета по радио (МККР) рассматри­вается необходимость «увода» ИСЗ с геостационарной орбиты по окончании их функционирования, для чего некоторый запас энер­гии в двигателе ИСЗ должен сохраняться к концу срока службы.

Если же рассматривать проблему заполнения ГО с точки зрения электромагнитной совместимости между системами связи с геостационарным ИСЗ, то оказывается, что геостационарная орбита уже сейчас на отдельных участках в некоторых полосах частот перегружена. При реализуемой сейчас на практике пространственной избирательности антенн разнос между соседними ИСЗ, работающими в общей полосе частот, во избежание взаим­ных помех составляет на практике 3-4°, и лишь в редких случа­ях снижается до 2°. В этих условиях на ГО можно разместить не более 100-180 ИСЗ, работающих в общей полосе частот. Раз­деление ИСЗ по частоте для некоторых служб затруднено, по­скольку, например, современный ИСЗ фиксированной службы ис­пользует обычно большую часть выделенной для этой службы по­лосы частот в одном из сдвоенных диапазонов 4/6 или 11/14 ГГц либо даже в обоих. Реализация систем связи в других, более вы­сокочастотных диапазонах, выделенных для фиксированной служ­бы, возможна, но связана с определенными энергетическими и технологическими трудностями.

Таким образом, перегрузка геостационарной орбиты спутниками из-за возникающих между ними радиопомех является фактом сегодняшнего дня. Координация между заинтересованными Адми­нистрациями связи перед регистрацией новой системы длится под­час годами.

В связи с создавшимся положением у ряда Администраций связи (в первую очередь, развивающихся стран) появилось желание распределить геостационарную орбиту на плановой основе, закрепив за каждой страной позицию и полосу частот для обслу­живания определенной зоны (с соблюдением ряда необходимых параметров сигналов). Для вещательной службы такой план удалось разработать и принять на Всемирной Административной конференции радиосвязи 1977 г. (ВАКР-77) для стран восточного полушария, на Региональной Административной конференции радиосвязи 1983 г. (РАКР-83) -для западного.

В 1985 г. состоялась ВАКР (1-я сессия) по использованию геостационарной орбиты и планированию использующих ее служб, с целью обеспечить всем странам равноправный доступ к геостационарной орбите. Эта сессия решила, что для национальных систем фиксированной спутниковой службы должен быть разработан так называемый план выделений, удовлетворяющих запросы Администраций, с выделением каждой Администрации не менее одной позиции на орбите. Для планирования выделены полосы в диапазонах 4/6 ГГц и 11/14 ГГц, по 800 МГц для линий Космос - Земля и Земля - Космос. В остальных полосах должна быть введе­на улучшенная процедура координации.

Таким образом, можно видеть, что использование геостационарной орбиты спутниками связи является сейчас одной из самых важных и интересных проблем развития техники связи и освоения космоса в интересах народного хозяйства. Этой проблеме и посвящена настоящая книга. В книге приведены основные сведения о движении спутников по геостационарной орбите, о прин­ципах определения зон обслуживания для таких спутников. Описаны типичные системы спутниковой связи с геостационарными ИСЗ, приведены параметры передаваемых в этих системах сигналов, параметры оборудования земных и космических станций. Рассматриваются правовые и технические аспекты проблемы регулирования использования орбиты, анализируются помехи ме­жду системами связи с геостационарными ИСЗ. Важнейшие раз­делы книги посвящены методам повышения эффективности ис­пользования геостационарной орбиты, оценке предельно дости­жимой емкости этой орбиты, принципам ее использования на пла­новой основе.

Можно полагать, что эти вопросы сохранят актуальность на длительное время и представят интерес для широкого круга читателей- как специалистов в области создания и использования современных систем связи, так и читателей, интересующихся воз­можностями и перспективами таких систем.

Главы 1, 2, 4, 5, 6, § 3.1, 3.2, 3.3, 9.3 написаны Л. Кантором; гл. 7, 8, § 3.4, 3.5, 9.1, 9.2 -В. Тимофеевым; § 9.4-авторами сов­местно на основе материалов, любезно предоставленных В. Бак­лановой.

1. ОРБИТА ГЕОСТАЦИОНАРНЫХ ИСЗ. ЗОНЫ ОБСЛУЖИВАНИЯ

1.1. ОРБИТЫ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ

Траектория движения искусственного спутника Земли называется его орбитой. Во время свободного полета, когда бортовые реактивные двигатели выключены, спутник Земли движется как небесное тело, под воздействием гравитационных сил и инерции, причем главенствующей гравитационной силой является притяже­ние Земли. Если упрощенно считать Землю строго сферической, а гравитационное поле Земли - единственным воздействующим на ИСЗ, то движение ИСЗ вокруг Земли подчиняется законам Кеп­лера. При этих предположениях движение спутника происходит в неподвижной (в абсолютном пространстве) плоскости - плос­кости орбиты, проходящей через центр Земли; полная механиче­ская энергия (кинетическая и потенциальная) спутника остается неизменной, вследствие чего при удалении спутника от Земли скорость его движения уменьшается, при приближении - увели­чивается. Орбита спутника в строго центральном гравитационном поле имеет вид эллипса или окружности - частного случая эл­липса.

Уравнение эллиптической орбиты спутника Земли в полярной системе координат (в обозначениях, принятых в ) (имеет вод-

= р /(1+ е COShttps://pandia.ru/text/78/235/images/image004_24.gif" width="12" height="13"> - модуль радиуса-вектора (расстояние от ИСЗ до центра Земли); - угловая координата радиуса-вектора («истинная аномалия»); е - эксцентриситет орбиты; р - фокальный параметр.

При е = 0 уравнение (1..gif" width="12" height="13 src=">.gif" width="17" height="19">=0°), и точку апогея (=180°) - с наибольшим зна­чением r =r a (рис. 1.1). Центр притягивающего тела - Земли - находится в одном из фокусов эллипса (у круговой орбиты фоку­сы сливаются с центром). Из геометрии известно, что для эллип­са фокальный параметр р = b 2/а =а (1-е 2), где а =(а+п)/2 - большая полуось, b = а - малая полуось, е = =

= (https://pandia.ru/text/78/235/images/image004_24.gif" width="12" height="13 src=">п)/2а - эксцентриситет. Фокусы эллипса отстоят от era центра на расстояние ае , - ае . Если считать Землю сферической, то высота орбиты (высота ИСЗ над поверхностью Земли)

h = г - R , где R - радиус Земли.

Плоскость орбиты в общем случае пересекается с плоскостью экватора (рис. 1.2). Линия пересечения плоскости орбиты с плоскостью экватора называется линией узлов, точка пересечения ор­битой ИСЗ плоскости экватора при переходе ИСЗ из южного по­лушария в северное - восходящим узлом, точка пересечения при движении ИСЗ с севера на юг - нисходящим узлом.

Важная характеристика орбиты спутника - наклонение ее плоскости к плоскости экватора, характеризуемое углом i между этими плоскостями (отсчитывается в восходящем узле, против ча­совой стрелки от восточного «направления) (рис. 1.2). По наклоне­нию различают экваториальные (i = 0), полярные (i =90°) и на­клонные (0< i <90°) орбиты, по направлению движения ИСЗ от­носительно вращения земли -прямые (0<i <90°) и обратные (90°< i DIV_ADBLOCK659">

Для систем связи и вещания необходима прямая видимость между спутником и земными станциями в течение сеанса доста­точной длительности. Если сеанс связи не круглосуточный, то удобно, чтобы он повторялся ежесуточно в одно и то же время. Поэтому особый интерес представляют собой синхронные орбиты с периодом обращения, равным или кратным времени оборота Земли вокруг оси (т. е. звездным суткам). Период обращения ИСЗ T Q = T 3m / n (где Т 3-длительность звездных суток: m и n - целые числа), число витков спутника за сутки N =T 3/TQ=n / m ,

1.2. ГЕОСТАЦИОНАРНАЯ ОРБИТА

На основе изложенного можно дать определение геостационарной орбиты. Геостационарная орбита (точнее, орбита геостацио­нарного ИСЗ) - это круговая (эксцентриситет е =0), экватори­альная (t = 0), синхронная орбита с периодом обращения 24 ч, с движением ИСЗ в восточном направлении. Легко понять, что спутник на геостационарной орбите окажется «висящим» над определенной точкой земной поверхности (на определенной долготе над экватором) на высотекм над поверхностью Земли (см. табл. 1.1 и рис. 1.3). Точное значение периода обращения, равного периоду вращения Земли (звездным суткам), составляет 23ч.56 мин. 04 с.

Достоинства геостационарных спутников очевидны, чрезвы­чайно существенны. Связь через геостационарный ИСЗ может осуществляться непрерывно, круглосуточно, без перерывов для перехода с одного (заходящего) ИСЗ на другой; на земных станциях могут быть упрощены или вовсе исключены системы автома­тического сопровождения ИСЗ, да и сами механизмы привода (перемещения) антенны могут быть облегчены и упрощены; вы­ше стабильность уровня сигнала от ИСЗ из-за неизменности рас­стояния; отсутствует (или очень мал) частотный сдвиг, обусловленный эффектом Доплера (см. § 1.4).

Благодаря большой высоте геостационарного ИСЗ зона его видимости на по­верхности Земли велика - около одной трети всей земной поверхности (рис. 1.4). Из-за всех указанных преимуществ геостационарную орбиту используют очень широко, и в наиболее удобных полосахчастот она уже насыщена спутниками связи почти до предела. Следует подчеркнуть, что гео-

стационарная орбита - единственная, уникальная, и ни при каком другом сочетании параметров нельзя добиться эффекта относительной неподвижности свободно движущегося ИСЗ для земного наблюдателя.

Из рис. 1.4 видно, что полярные области плохо обслуживаются геостационарными ИСЗ, поскольку спутник виден под очень малыми углами места, а вблизи полюса не виден вовсе. Малые углы места вызывают опасность затенения спутника местными предметами, увеличивают вклад радиотеплового излучения Земли в об­щие шумы земной станции. Из рис. 1.4 видно, что дело обстоит тем хуже, чем дальше по долготе расположена интересующая нас точка приема от долготы ИСЗ. Поэтому для обслуживания территорий в высоких широтах геостационарный ИСЗ должен размещаться как можно ближе к оптимальной по долготе точке, ины­ми словами, должна быть минимальной так называемая дуга обслуживания-участок ГО, в пределах которого может перемещаться ИСЗ без нарушения зоны обслуживания. Это видно так­же из рис. 1.5, позволяющего определить угол места на геостационарный ИСЗ в любой точке зоны. В связи с этим недостатком, а также в связи с большой загрузкой геостационарной орбиты рас­сматривается применение других типов орбит, в первую очередь синхронных (см. табл. 1.1). Пока для целей связи нашла приме­нение только 12-часовая эллиптическая орбита с высотой апогея около 40 тыс. км и наклонением iDIV_ADBLOCK661">

Однако в случае движения ИСЗ по высокой эллиптической ор­бите «Молния» антенны земных станций (ЗС) должны следить за движущимся ИСЗ, и не менее 3 раз в сутки все ЗС должны со­вершать одновременный переход на другой ИСЗ с перерывом связи.

Из-за неизбежного отклонения параметров ГО от необходи­мых значении при запуске ИСЗ, а также из-за возмущающих факторов, нарушающих строго центральное гравитационное поле, движение реального геостационарного ИСЗ всегда несколько от­личается от идеально геостационарного. Нецентральность грави­тационного поля обусловлена несферичностью Земли (как по фор­ме, так и по распределению масс земного шара). Нарушение дви­жения ИСЗ вызывает также сопротивление атмосферы, гравита­ционные поля Солнца и Луны и пр. Вследствие всех этих возму­щений орбита ИСЗ становится незамкнутой, спутник после оборо­та вокруг Земли не возвращается точно в прежнее положение, ес­ли не производится необходимая коррекция. В частности, сопро­тивление атмосферы вызывает уменьшение скорости ИСЗ,

148">

следовательно - уменьшение высоты орбиты; одновременно уменьша­ется эксцентриситет орбиты. Реальное влияние торможения в ат­мосфере на геостационарные ИСЗ невелико (оно существенно для эллиптических орбит с небольшой высотой перигея или низких круговых орбит, попадающих в более плотные слои атмосферы).

Рассмотрим влияние неточности первоначальных параметров орбиты на движение геостационарного ИСЗ при идеально цент­ральном гравитационном поле Земли. Отличие периода обращения спутника от звездных суток на некоторую величину T приводит к изменению долготы ИСЗ за время одного оборота спутника вокруг Земли на величину =-https://pandia.ru/text/78/235/images/image019_16.gif" width="15" height="17 src=">Т = Т С- Т 3, Т 3 - звездные сутки, Т с - период обращения спутника (так называемый сидерический ). Если Т С>Т 3, то <0, и спутник смещается в западном. направлении, отставая от движения Земли, и наоборот.

Если при выводе cпутника орбита окажется не точно круглой, а будет обладать небольшим эксцентриситетом е (е 1), но при этом период обращения точно равен необходимой величине (T с =T з), то спутник будет колебаться по долготе около среднего положения https://pandia.ru/text/78/235/images/image024_16.gif" width="103" height="24"> с амплитудой 2е .

Отличие орбиты от строго экваториальной (наклонение i0) при малом наклонении вызывает колебания спутника, причем преобладают колебания по широте, определяемые законом

где и -аргумент широты спутника (угол между восходящим узлом орбиты и направлением на спутник в плоскости орбиты); - географическая широта подспутниковой точки.

Из (1.2) очевидно, что амплитуда колебаний по широте равна наклонению, период равен периоду обращения спутника. Траектория движения подспутниковой точки при i 0 показана на рис. 1.6. Влияние наклонения орбиты на движение квазистациопарного (т. е. почти стационарного) спутника имеет особенно важное значение, поскольку наклонение орбиты возникает даже при первоначально строго экваториальной орбите вследствие неидельности поля тяготения.

Из факторов, возмущающих орбиту, заметное влияние оказы­вает экваториальное сжатие Земли (отклонение экватора от точ­ной формы круга). Анализ показывает, что из-за этого возникают колебания геостационарного ИСЗ в плоскости орбиты по долготе по высоте с большим периодом - до нескольких лет, около то­чек устойчивого равновесия. Точками устойчивого равновесия яв­ляются точки пересечения малой полуоси экваториального сечения Земли с геостационарной орбитой. Другие отклонения поля Земли от строго центрального вызывают небольшое изменение пе­риода обращения, небольшое изменение эксцентриситета, измене­ние долготы восходящего узла.

Гравитационные поля Луны и Солнца вызывают небольшие изменения периода обращения и эксцентриситета и существенную для практики эволюцию наклонения орбиты. Изменение накло­нения за год существования ИСЗ может составитьв зави­симости от астрономической даты (параметров орбиты Луны), т. е. уже через 1-2 года колебания ИСЗ из-за возникшего накло­нения (рис. 1.6) начнут существенно влиять на работу системы связи. Несколько облегчить положение на первое время может вывод ИСЗ на орбиту с заранее заданным «отрицательным» на­клонением- долготой восходящего угла 270°; тогда сначала на­клонение орбиты будет уменьшаться по величине, достигнет ну­ля, и лишь затем начнет возрастать с указанной выше скоро­стью.

Таким образом, рассмотрены факторы, оказывающие суще­ственное влияние на движение геостационарного ИСЗ (правиль­нее его называть квазистационарным). Перемещение ИСЗ от­носительно заданной точки стояния оказывает неблагоприятное влияние на работу систем связи. Во-первых, требуется непрерыв­ное наведение на ИСЗ антенн земных станций, для чего их при­дется снабдить приводом и системой автоматического наведения, что в сетях с большим числом простых ЗС нередко недопустимо. Во-вторых, перемещение ИСЗ приводит к уменьшению зон обслу­живания. В-третьих, перемещение ИСЗ по долготе приводит к вероятному сближению соседних спутников и увеличивает взаим­ные помехи между ними, ухудшая использование геостационарной орбиты. В связи с этим в настоящее время рекомендуется, чтобы нестабильность положения ИСЗ по долготе не превышала ±0,1°. Поскольку возмущающие факторы устранить нельзя, приходится периодически устранять их влияние на движение ИСЗ - произво­дить так называемую коррекцию движения спутника, сообщая ему необходимое по величине ускорение в необходимом направлении. Для коррекции на спутнике устанавливают двигатели: либо включаемые по команде с Земли, либо работающие в автономном режиме. Анализ показывает, что энергетические затраты

на коррекцию положения ИСЗ не зависят от точности удержания; это объясняется тем, что для удержания спутника в более узких пределах необхо­димо чаще производить коррекцию, но при каждой коррекции затрачивать соответственно меньшее количество энергии. Следует отметить, что кор­рекция наклонения орбиты требует существенно больших затрат энергии, чем коррекция по долготе.

Высказывались предложения использовать колебания квазистационарного ИСЗ (см. рис. 1.6) для размещения как бы на одной номинальной позиции нескольких ИСЗ. Можно видеть, что при движении нескольких ИСЗ по такой траектории в одном и том же направлении между ними сохраняется некоторое угловое расстояние, которое может быть достаточным для поддержания взаимных помех на необходимом уровне (рис. 1.7). Рассматрива­лось, например, размещение на одной «восьмерке» трех ИСЗ, из которых включены в работу в любой момент лишь два , что при условии своевременного перевода ИСЗ из активного режима в пассивный позволяет сохранять угловой разнос между двумя ак­тивными ИСЗ равным 3/4 от размаха восьмерки в направлении север - юг. Однако подобные возможности пока не реализованы.

1.3. ОСВЕЩЕННОСТЬ ГЕОСТАЦИОНАРНОГО ИСЗ;

ЗАСВЕТКА АНТЕНН ЗЕМНЫХ СТАНЦИЙ

СОЛНЦЕМ И ЛУНОЙ

При движении по геостационарной орбите спутник может на некоторое время оказаться в тени Земли (рис. 1.8). Это явление имеет значение, поскольку питание ИСЗ осуществляется как правило от солнечных батарей, так что попадание в области тени Зем­ли лишает бортовое оборудование энергоснабжения ; энергию при­ходится накапливать в аккумуляторах либо на время затенения прерывать работу системы связи. Затенение вызывает также рез­кое изменение тепловоз режима ИСЗ. Поэтому длительность за­тенения и время его наступления имеют важное значение.

рис. 1.9. Взаимное распо­ложение плоскостей орбит Земли и экваториального ИСЗ а - лето в северном полуша­рии; б- период равноден­ствия

Поскольку плоскость геостационарной орбиты (плоскость эква­тора) и плоскость орбиты Земли при ее движении вокруг Солнца не совпадают (из-за известного наклона земной оси), большую часть года геостационарный ИСЗ вообще не попадает в тень Зем­ли: при нахождении «за Землей» спутник находится выше (или ниже) линии Солнце-Земля (рис. 1.9,а). Лишь в «периоды, близ­кие к осеннему или весеннему равноденствию, затенение становит­ся возможным, поскольку спутник, пересекая плоскость орбиты Земли, находится на прямой Солнце - Земля (рис. 1.9,б).

Очевидно также, что затенение может наступить один раз за период обращения Земли, т. е. за сутки, и что время затенения связано с местным временем для той долготы, на которой распо­ложен геостационарный ИСЗ - из рис. 1.8 видно, что в подспут­никовой точке во время затенения ИСЗ должна быть ночь.

Анализ, выполненный при некоторых упрощающих предположе­ниях , позволил рассчитать время входа t в и выхода t вых спутника из тени Земли в зависимости от даты (pиc. 1.10). Как видим, затенение геостационарного ИСЗ возникает только в

периоды длительностью менее 1,5 месяцев, близкие к осеннему и весеннему равноденствию, и повремени не превышает 1 ч. 10 мин в сутки. Рисунок 1.10 построен для московского времени и спут­ника, расположенного на долготе =0°. Как видим, расположение ИСЗ на более западной долготе, чем долгота зоны обслуживания, приводит к наступлению затенения в более позднее время, уже по­сле обычного времени телепередач, что позволяет обойтись без ак­кумуляторов на ИСЗ..gif" width="107" height="27">(1.3)

где вх, tвых определяются из рис. 1.10, а коэффициент 15 обусловлен тем, что ширина одного часового пояса составляет 15°.

Время затенения ИСЗ учитывалось при составлении плана ве­щательной службы на ЗАКР-77-все ИСЗ сдвинуты на запад относительно точки прицеливания бортовой антенны.

Теперь обратимся к другому явлению, также определяемому чисто астрономическими законами движения небесных тел - яв­лению попадания Солнца или Луны в луч антенны земных станций. И в этом случае спутник должен оказаться вблизи плоскости орбиты Земли при ее обращении вокруг Солнца (либо вблизи пло­скости орбиты Луны при ее обращении вокруг Земли), однако не позади Земли, как в случае затенения, а впереди нее. Попадание Солнца или Луны в луч антенны ЗС вызывает помеху приему сиг­налов из-за радиотеплового излучения этих небесных тел. Плотность потока мощности W

Подобно тому, как места в театре позволяют по-разному взглянуть на представление, различные орбиты спутников дают перспективу, каждая из которых имеет свое назначение. Одни кажутся висящими над точкой поверхности, они обеспечивают постоянный обзор одной стороны Земли, в то время как другие кружат вокруг нашей планеты, за день проносясь над множеством мест.

Типы орбит

На какой высоте летают спутники? Различают 3 типа околоземных орбит: высокие, средние и низкие. На высокой, наиболее удаленной от поверхности, как правило, находятся многие погодные и некоторые спутники связи. Сателлиты, вращающиеся на средней околоземной орбите, включают навигационные и специальные, предназначенные для мониторинга конкретного региона. Большинство научных космических аппаратов, в том числе флот системы наблюдения за поверхностью Земли НАСА, находится на низкой орбите.

От того, на какой высоте летают спутники, зависит скорость их движения. По мере приближения к Земле гравитация становится все сильнее, и движение ускоряется. Например, спутнику НАСА Aqua требуется около 99 минут, чтобы облететь вокруг нашей планеты на высоте около 705 км, а метеорологическому аппарату, удаленному на 35 786 км от поверхности, для этого потребуется 23 часа, 56 минут и 4 секунды. На расстоянии 384 403 км от центра Земли Луна завершает один оборот за 28 дней.

Аэродинамический парадокс

Изменение высоты спутника также изменяет его скорость движения по орбите. Здесь наблюдается парадокс. Если оператор спутника хочет повысить его скорость, он не может просто запустить двигатели для ускорения. Это увеличит орбиту (и высоту), что приведет к уменьшению скорости. Вместо этого следует запустить двигатели в направлении, противоположном направлению движения спутника, т. е. совершить действие, которое на Земле бы замедлило движущееся транспортное средство. Такое действие переместит его ниже, что позволит увеличить скорость.

Характеристики орбит

В дополнение к высоте, путь движения спутника характеризуется эксцентриситетом и наклонением. Первый относится к форме орбиты. Спутник с низким эксцентриситетом движется по траектории, близкой к круговой. Эксцентричная орбита имеет форму эллипса. Расстояние от космического аппарата до Земли зависит от его положения.

Наклонение - это угол орбиты по отношению к экватору. Спутник, который вращается непосредственно над экватором, имеет нулевой наклон. Если космический аппарат проходит над северным и южным полюсами (географическими, а не магнитными), его наклон составляет 90°.

Все вместе - высота, эксцентриситет и наклонение - определяют движение сателлита и то, как с его точки зрения будет выглядеть Земля.

Высокая околоземная

Когда спутник достигает ровно 42164 км от центра Земли (около 36 тыс. км от поверхности), он входит в зону, где его орбита соответствует вращению нашей планеты. Поскольку аппарат движется с той же скоростью, что и Земля, т. е. его период обращения равен 24 ч, кажется, что он остается на месте над единственной долготой, хотя и может дрейфовать с севера на юг. Эта специальная высокая орбита называется геосинхронной.

Спутник движется по круговой орбите прямо над экватором (эксцентриситет и наклонение равны нулю) и относительно Земли стоит на месте. Он всегда расположен над одной и той же точкой на ее поверхности.

Орбита «Молния» (наклонение 63,4°) используется для наблюдения в высоких широтах. Геостационарные спутники привязаны к экватору, поэтому они не подходят для дальних северных или южных регионов. Эта орбита весьма эксцентрична: космический аппарат движется по вытянутому эллипсу с Землей, расположенной близко к одному краю. Так как спутник ускоряется под действием силы тяжести, он движется очень быстро, когда находится близко к нашей планете. При удалении его скорость замедляется, поэтому он больше времени проводит на вершине орбиты в самом дальнем от Земли краю, расстояние до которого может достигать 40 тыс. км. Период обращения составляет 12 ч, но около двух третей этого времени спутник проводит над одним полушарием. Подобно полусинхронной орбите сателлит проходит по одному и тому же пути через каждые 24 ч. Используется для связи на крайнем севере или юге.

Низкая околоземная

Большинство научных спутников, многие метеорологические и космическая станция находятся на почти круговой низкой околоземной орбите. Их наклон зависит от того, мониторингом чего они занимаются. TRMM был запущен для мониторинга осадков в тропиках, поэтому имеет относительно низкое наклонение (35°), оставаясь вблизи экватора.

Многие из спутников системы наблюдения НАСА имеют почти полярную высоконаклонную орбиту. Космический аппарат движется вокруг Земли от полюса до полюса с периодом 99 мин. Половину времени он проходит над дневной стороной нашей планеты, а на полюсе переходит на ночную.

По мере движения спутника под ним вращается Земля. К тому времени, когда аппарат переходит на освещенный участок, он находится над областью, прилегающей к зоне прохождения своей последней орбиты. За 24-часовой период полярные спутники покрывают большую часть Земли дважды: один раз днем и один раз ночью.

Солнечно-синхронная орбита

Подобно тому как геосинхронные спутники должны находиться над экватором, что позволяет им оставаться над одной точкой, полярно-орбитальные имеют способность оставаться в одном времени. Их орбита является солнечно-синхронной - при пересечении космическим аппаратом экватора местное солнечное время всегда одно и то же. Например, спутник Terra пересекает его над Бразилией всегда в 10:30 утра. Следующее пересечение через 99 мин над Эквадором или Колумбией происходит также в 10:30 по местному времени.

Солнечно-синхронная орбита необходима для науки, так как позволяет сохранять солнечного света на поверхность Земли, хотя он будет меняться в зависимости от сезона. Такое постоянство означает, что ученые могут сравнивать изображения нашей планеты одного времени года в течение нескольких лет, не беспокоясь о слишком больших скачках в освещении, которые могут создать иллюзию изменений. Без солнечно-синхронной орбиты было бы сложно отслеживать их с течением времени и собирать информацию, необходимую для изучения изменений климата.

Путь спутника здесь очень ограничен. Если он находится на высоте 100 км, орбита должна иметь наклон 96°. Любое отклонение будет недопустимым. Поскольку сопротивление атмосферы и сила притяжения Солнца и Луны изменяют орбиту аппарата, ее необходимо регулярно корректировать.

Выведение на орбиту: запуск

Запуск спутника требует энергии, количество которой зависит от расположения места старта, высоты и наклона будущей траектории его движения. Чтобы добраться до удаленной орбиты, требуется затратить больше энергии. Спутники со значительным наклоном (например, полярные) более энергозатратны, чем те, которые кружат над экватором. Выведению на орбиту с низким наклоном помогает вращение Земли. движется под углом 51,6397°. Это необходимо для того, чтобы космическим челнокам и российским ракетам было легче добраться до нее. Высота МКС - 337-430 км. Полярные спутники, с другой стороны, от импульса Земли помощи не получают, поэтому им требуется больше энергии, чтобы подняться на такое же расстояние.

Корректировка

После запуска спутника необходимо приложить усилия, чтобы удержать его на определенной орбите. Поскольку Земля не является идеальной сферой, ее гравитация в некоторых местах сильнее. Эта неравномерность, наряду с притяжением Солнца, Луны и Юпитера (самой массивной планеты Солнечной системы), изменяет наклон орбиты. На протяжении всего своего срока службы положение спутников GOES корректировалось три или четыре раза. Низкоорбитальные аппараты НАСА должны регулировать свой наклон ежегодно.

Кроме того, на околоземные спутники оказывает воздействие атмосфера. Самые верхние слои, хотя и достаточно разрежены, оказывают достаточно сильное сопротивление, чтобы притягивать их ближе к Земле. Действие силы тяжести приводит к ускорению спутников. Со временем они сгорают, по спирали опускаясь все ниже и быстрее в атмосферу, или падают на Землю.

Атмосферное сопротивление сильнее, когда Солнце активно. Так же, как воздух в воздушном шаре расширяется и поднимается при нагревании, атмосфера поднимается и расширяется, когда Солнце дает ей дополнительную энергию. Разреженные слои атмосферы поднимаются, а их место занимают более плотные. Поэтому спутники на орбите Земли должны изменять свое положение примерно четыре раза в год, чтобы компенсировать сопротивление атмосферы. Когда солнечная активность максимальна, положение аппарата приходится корректировать каждые 2-3 недели.

Космический мусор

Третья причина, вынуждающая менять орбиту - космический мусор. Один из коммуникационных спутников Iridium столкнулся с нефункционирующим российским космическим аппаратом. Они разбились, образовав облако мусора, состоящее из более чем 2500 частей. Каждый элемент был добавлен ​​в базу данных, которая сегодня насчитывает свыше 18000 объектов техногенного происхождения.

НАСА тщательно отслеживает все, что может оказаться на пути спутников, т. к. из-за космического мусора уже несколько раз приходилось менять орбиты.

Инженеры отслеживают положение космического мусора и сателлитов, которые могут помешать движению и по мере необходимости тщательно планируют маневры уклонения. Эта же команда планирует и выполняет маневры по регулировке наклона и высоты спутника.

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

Пример группировки российских геостационарных спутников связи в 2005 году:

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

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

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

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

3) Похожая ситуация наблюдается и с количеством запусков:

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

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

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

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

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

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

Примеры геостационарных группировок спутников:

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

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