Параметры орбит искусственных спутников земли. Орбиты искусственных спутников земли
Читайте также
Орбиты связных искусственных спутников Земли- это траектории движения ИСЗ в пространстве. Они определяются многими факторами, основным из которых является притяжение спутника Землей.
Ряд других факторов – торможение спутника в атмосфере Земли, влияние Луны, Солнца, планет и т.д. - также оказывает влияние на орбиту спутника. Это влияние весьма мало и учитывается в виде так называемого возмущения орбиты спутника, т.е. отклонения истинной траектории от идеальной, вычисленной в предположении, что спутник движется только под действием притяжения к Земле. Поскольку Земля является телом сложной формы с неравномерным распределением массы, то вычислить идеальную траекторию сложно. В первом приближении считают, что спутник движется в поле тяготения шарообразной Земли со сферически-симметричным распределением масссы. Такое поле тяготения называется центральным.
Основные параметры, характеризующие движение ИСЗ, могут быть определены с помощью законов Кеплера.
Применительно к спутникам Земли законы Кеплера формулируются следующим образом.
Первый закон Кеплера: орбита спутника Земли лежит в неподвижной плоскости, проходящей через центр Земли, и является эллипсом, в одном из фокусов которого находится центр Земли.
Второй закон Кеплера: радиус-вектор спутника (отрезок прямой, соединяющий спутник, находящийся на орбите, и центр Земли) в равные промежутки времени описывает равные площади.
Третий закон Кеплера: отношение квадратов периодов обращения спутников равно отношению кубов больших полуосей орбит.
В системах связи могут использоваться ИСЗ, движущиеся по орбитам, которые отличаются следующими параметрами: формой (круговая или эллиптическая); высотой над поверхностью Земли Н или расстоянием от центра Земли; наклонением, т.е. углом φ между экваториальной плоскостью и плоскостью орбиты. В зависимости от выбранного угла орбиты подразделяются на экваториальные (φ = 0), полярные (φ = 90°) и наклонные (0 < φ < 90°). Эллиптические орбиты, кроме того, характеризуются апогеем и перигеем, т.е. расстояниями от Земли, соответственно, до наиболее удаленной и до ближайшей точки орбиты. Апогей и перигей орбиты являются концами большой оси эллипса, а линия, на которой они находятся, называется осью апсид. При высоте орбиты 35 800 км период обращения ИСЗ будет равен земным суткам. Экваториальная круговая орбита с высотой 35 800 км при условии, что направление движения спутника совпадает с направлением вращения Земли относительно своей оси (с запада на восток), называется геостационарной орбитой (ГСО). Такая орбита является универсальной и единственной. Спутник, находящийся на ней, будет казаться земному наблюдателю неподвижным. Подобный ИСЗ называется геостационарным. В действительности ИСЗ, математически точно запущенный на ГСО, не остается неподвижным, а из-за эллиптичности Земли и по причине возмущения орбиты медленно уходит из заданной точки и совершает периодические (суточные) колебания по долготе и широте. Поэтому на ИСЗ должна быть установлена система автоматической стабилизации и удержания его в заданной точке ГСО.
Большинство современных ССП базируется на геостационарных спутниках. Однако в некоторых случаях представляют интерес сильно вытянутые эллиптические орбиты, имеющие такие параметры: угол наклонения φ = 63,5°, высота в апогее примерно 40 000 км, в перигее около 500 км. Для России с ее обширной территорией за Полярным кругом такая орбита является весьма удобной. Спутник, выведенный на нее, вращается синхронно с Землей, имеет период обращения 12 ч и, совершая за сутки два полных витка, появляется над одними и теми же районами Земли в одно и то же время. Длительность сеанса связи между ЗС, находящимися на территории России, при этом составляет 8 ч. Для обеспечения круглосуточной связи приходится выводить на эллиптические орбиты, плоскости которых взаимно смещены, 3-4 спутника, образующих систему спутников.
В последнее время наметилась тенденция использования связных ИСЗ, находящихся на низких орбитах (расстояние до Земли в пределах 700…1500 км). Системы связи с использованием ИСЗ на низких орбитах благодаря значительно меньшему (практически в 50 раз) расстоянию от Земли до спутника имеют ряд преимуществ перед ССП на геостационарных спутниках. Во-первых, это меньшее запаздывание и затухание передаваемого сигнала, а во-вторых, более простой вывод ИСЗ на орбиту. Основным недостатком подобных систем является необходимость выведения на орбиту большого количества спутников для обеспечения длительной непрерывной связи. Это объясняется небольшой зоной видимости отдельного ИСЗ, что усложняет связь между абонентами, находящимися на большом расстоянии друг от друга. Например, космический комплекс «Iridium» (США) состоит из 66 космических аппаратов, размещенных на круговых орбитах с наклонением φ = 86° и высотой 780 км. Спутники размещаются в орбитальных плоскостях, в каждой одновременно находятся 11 спутников. Угловое расстояние между соседними орбитальными плоскостями составляет 31,6°, за исключением 1-й и 6-й плоскостей, угловой разнос между которыми около 22°.
Антенная система каждого ИСЗ формирует 48 узких лучей. Взаимодействие всех ИСЗ обеспечивает глобальное покрытие Земли услугами связи. В нашей стране ведутся работы по созданию собственных низкоорбитальных спутниковых систем связи «Сигнал» и «Гонец».
Для уяснения особенностей работы низкоорбитальных спутниковых систем рассмотрим схему прохождения в ней сигналов (рис. 3.2).
Рис. 3.2. Система связи с несколькими ИСЗ на низкой орбите
В этом случае на каждой ЗС должны быть установлены две антенны (А1 и А2), которые могут осуществлять передачу и прием сигналов с помощью одного из спутников, находящегося в зоне взаимной связи. На рис. 3.2 показаны ИСЗ, движущиеся по часовой стрелке по одной низкой орбите, часть которой показана в виде дуги mn. Рассматриваемая система спутниковой связи работает следующим образом. Сигнал от ЗС1 через антенну A1 поступает на ИС34 и ретранслируется через ИС33, ИС32, ИСЗ1 к приемной антенне А1 ЗС2. Таким образом, в этом случае для ретрансляции сигнала используются антенны А2 и сегмент орбиты, содержащий ИС34 и ИСЗ1. При выходе ИС34 из зоны, лежащей левее линии горизонта аа", передача и прием сигнала будут вестись через антенны А1 и сегмент орбиты, содержащий ИС35...ИС32, и т.д.
Поскольку каждый ИСЗ может наблюдаться с достаточно большой территории на поверхности Земли, то можно осуществить связь между несколькими ЗС через один общий связной ИСЗ. В этом случае спутник оказывается «доступным» многим ЗС, поэтому такая система называется системой спутниковой связи с многостанционным доступом.
Использование ИСЗ, движущихся по орбите с малой высотой, упрощает аппаратуру ЗС, так как при этом возможно снижение усиления земных антенн, мощности передатчиков и работа с приемниками меньшей чувствительности, чем в случае геостационарных спутников. Однако в этом случае усложняется система управления движением большого числа ИСЗ по орбите.
В стадии разработки находится система связи на основе низкоорбитальных 840 связных спутников, оснащенных сканирующими антенными системами с высоким коэффициентом усиления покрывающих всю поверхность Земли сетью из 20 000 больших зон обслуживания, каждая из которых будет состоять из 9 малых зон. Спутники будут связаны с наземной телекоммуникационной сетью посредством высокопроизводительных ЗС. Однако и сами низкоорбитальные спутники связи сформируют независимую сеть, где каждый из них будет обмениваться данными с девятью соседями, используя высококачественные каналы межспутниковой связи. Эта иерархическая структура должна сохранить работоспособность при отказах отдельных спутников, при локальных перегрузках и выводе из строя части средств связи с наземной инфраструктурой.
Передача сигналов в ССП.
В отличие от других систем передачи, работающих в диапазоне СВЧ, в спутниковых системах радиосигнал преодолевает значительные расстояния, что определяет ряд особенностей, к которым относят допплеровский сдвиг частоты, запаздывание сигнала, нарушение непрерывности значений запаздывания и доплеровского сдвига частоты.
Известно, что относительное перемещение источника сигнала с частотой f со скоростью vp << с вызывает доплеровский сдвиг ∆fдоп = ±fvp /c, где с - скорость распространения электромагнитных колебаний; знак «+» соответствует уменьшению расстояния между источником сигнала и приемником сигнала, а «-» - увеличению.
При передаче модулированных колебаний частота каждой спектральной составляющей изменяется в 1 + (vр /с) раз, т.е. составляющие с более высокой частотой получают большее изменение частоты, а с более низкой частотой - меньшее. Таким образом, эффект Доплера приводит к переносу спектра сигнала на значение ∆fдоп и к изменению масштаба спектра в 1 + (vp/c) раз, т.е. к его деформации.
Для геостационарных спутников доплеровский сдвиг незначителен и не учитывается. Для сильно вытянутых эллиптических орбит (орбит типа «Молния») максимальное значение доплеровского сдвига для линии вниз в полосе 4 ГГц составляет 60 кГц, что приводит к необходимости компенсировать его, например по заранее рассчитанной программе. Сложнее компенсировать деформации спектра. Для этого могут быть применены устройства либо с переменной управляемой задержкой группового или СВЧ сигнала, изменяемой по программе, либо управляющие частотами группового преобразования каналообразующей аппаратуры систем передачи с частотным разделением каналов.
В этом параграфе мы рассмотрим типы орбит ИСЗ. Все ИСЗ движутся по эллипсам, в одном из фокусов которых находится Земля. Следовательно, все типы орбит - эллиптичные. Основное деление орбит производят по величине наклонения "i" орбиты и по значению большой полуоси "a" . Кроме того, можно выделить деление по величине эксцентриситета "e" - малоэллиптичные и высокоэллиптичные орбиты. Наглядное представление об изменении вида орбиты при различных значениях эксцентриситета дано на .Классификация орбит ИСЗ по наклонению
В общем случае наклонение орбита ИСЗ лежит в диапазоне 0° "i" рис. 12). В зависимости от значение наклонения и высоты ИСЗ над поверхностью Земли, положение областей его видимости имеют различные границы широты, а в зависимости от высоты над поверхностью - и различный радиус этих областей. Чем больше наклонение, тем на более северных широтах может быть виден спутник, а чем он выше - тем шире область видимости. Таким образом, наклонение "i" и большая полуось "a" определяют перемешение по поверхности Земли полосы видимости ИСЗ и её ширину.В общем случае пареметры орбиты будут эволюционировать в зависимости от наклонения "i" , большой полуоси "a" и эксцентриситета "e" .
Экваториальные орбиты
Экваториальная орбита - крайний случай орбиты, когда наклонение "i" = 0° (см. ). В этом случае прецессия и поворот орбиты будут максимальны - до 10°/сутки и до 20°/сутки соответственно. Ширина полосы видимости спутника, которая расположена вдоль экватора, определяется его высотой над поверхностью Земли. Орбиты с малым наклонением "i" часто называют "около экваториальными".Полярные орбиты
Полярная орбита - второй крайний случай орбиты, когда наклонение "i" = 90° (см. ). В этом случае прецессия орбиты отсутствует, а поворот орбиты происходит в сторону, обратную относительно вращения ИСЗ, и не превышает 5°/сутки. Подобный полярный ИСЗ последовательно проходит над всеми участками поверхности Земли. Ширина полосы видимости спутника определяется его высотой над поверхностью Земли, но спутник рано или поздно можно увидеть из любой точки. Орбиты с наклонением "i" , близким к 90°, называют "приполярными".Солнечно-синхронные орбиты
Солнечно-синхронная орбита (ССО ) - особый вид орбиты, часто используемый спутникам, которые производят съёмку поверхности Земли. Представляет собой орбиту с такими параметрами, что спутник проходит над любой точкой земной поверхности приблизительно в одно и то же местное солнечное время . Движение такого спутника синхронизировано с движением линии терминатора по поверхности Земли - за счёт этого спутник может лететь всегда над границей освещённой и неосвещённой солнцем территории, или всегда в освещённой области, или наоборот - всегда в ночной, причём условия освещённости при пролёте над одной и той же точкой Земли всегда одинаковые. Для достижения этого эффекта орбита должна прецессировать в сторону, обратную вращения Земли (т.е. на восток) на 360° в год, чтобы компенсировать вращение Земли вокруг Солнца. Такие условия соблюдаются только для определённого диапазона высот орбит и наклонений - как правило, это высоты 600-800 км и наклонение "i" должно быть порядка 98°, т.е. ИСЗ на солнечно-синхронных орбитах имеют обратное движение (см. рис. 15 ). При увеличении высоты полёта ИСЗ наклонение должно увеличиваться, из-за чего он не будет пролетать над полярными районами. Как правило, солнечно-синхронные орбиты близки к круговым, но могут быть и заметно эллиптичными.
В общем случае необходимое для солнечной-синхронной орбиты наклонение i ss можно вычислить по формуле :
где "e" -- эксцентриситет орбиты ИСЗ, "a" -- большая полуось орбиты ИСЗ в километрах (a = h + R З, "h" -- перигейное расстояние до поверхности Земли, "R З " = 6371 км -- радиус Земли).
На Рис. 16
показан график необходимого наклонения орбиты ИСЗ, чтобы она была солнечно-синхронной -- для разных значений эксцентриситета "e" и перигейной высоты "h" ИСЗ над поверхностью Земли.
Из-за влияния возмущений спутник постепенно выходит из режима синхронизации, в связи с чем он периодически нуждается в коррекции своей орбиты при помощи двигателей.
Классификация орбит ИСЗ по величине большой полуоси
Вторая классификация - по величине большой полуоси, и точнее, по высоте над поверхностью Земли.Низкоорбитальные ИСЗ (LEO)
Низкоорбитальными ИСЗ (НОС (рус.), рис. 17, а ) обычно считаются спутники с высотами от 160 км до 2000 км над поверхностью Земли . Такие орбиты (и спутники) в англоязычной литературе называют LEO (от англ. "L ow E arth O rbit"). Орбиты LEO подвержены максимальным возмущениям со стороны гравитационного поля Земли и её верхней атмосферы. Угловая скорость спутников LEO максимальна - от 0,2°/с до 2,8°/с, периоды обращения от 87,6 минут до 127 минут.Среднеорбитальные ИСЗ(MEO)
Среднеорбитальными ИСЗ (СОС (рус.), или "MEO" - от англ. "M edium E arth O rbit") обычно считаются спутники с высотами от 2000 км до 35786 км над поверхностью Земли (рис. 17, б ). Нижний предел определяется границей LEO, а верхний - орбитой геостационарных спутников (см. ниже). Эту зону в основном "заселяют" спутники навигации (ИСЗ "NAVSTAR" системы "GPS" летают на высоте 20200 км , ИСЗ системы "ГЛОНАСС" - на высоте 19100 км ) и связи, которые покрывают полюса Земли . Период обращения - от 127 минут до 24 часов. Угловая скорость - единицы и доли угловой минуты в секунду.Геостационарные и геосинхронные орбиты ИСЗ
Геостационарные ИСЗ (ГСС (рус.), или "GSO" - от англ. "G eos ynchronous O rbit") считаются спутники, имеющие период обращение вокруг Земли, равный звёздным (сидерическим) суткам - 23 ч 56 м 4,09 с. Если наклонение "i" орбиты нулевое, то такие орбиты называют геостационарными (см. рис. 18, а ). Геостационарные ИСЗ летают на высоте 35786 км над поверхностью Земли . Т.к. их период обращение совпадает с периодом обращения Земли вокруг своей оси, то такие ИСЗ "висят" в небе на одном месте (см. рис. 19 ). Если наклонение "i" не равно нулю, то такие ИСЗ называются геосинхронными (см. рис. 18, б ). В реальности многие геостационарные спутники имеют небольшое наклонение и подвержены возмущениям со стороны Луны и Солнца, в связи с чем они описывают на небе фигуры в виде "восьмёрок", вытянутых в направлении север-юг.
 |
|
Рис. 18. Геостационарный (а) и геосинхронный (б) ИСЗ. |
 |
|
Рис. РРис 19. Снимок GEO, неподвижных на фоне вращения неба: 1 - Eutelsat W4 (NORAD №26369), 2 - Eutelsat W7 (NORAD №36101). Штрихи - треки звёзд. Снято 06.06.2010 с точки наблюдения RS на объектив "Юпитер 36Б" и DSLR-камеру "Canon 30D", сложено 12 кадров с выдержкой 30 с каждый. © В. Повалишев, В. Мечинский. |
Если говорить о виде траектории ГСС, то он определяется значением наклонения наклонения "i", эксцентриситета "e" и аргумента перигея "W p орбиты спутника (см. ). Если эксцентриситет и наклонение орбиты нулевые, то подспутниковая точка неподвижна и проецируется в конкретную точку поверхности Земли. При ненулевом эксцентриситете и нулевом наклонении ГСС "рисует" на поверхности отрезок, перемещаясь с востока на запад и обратно, смещаясь от нулевого положения не более чем на ΔL max = 114.6°·e, т.е. при эксцентриситете e=0.01 смещение будет не более чем на 1.2°. Если наклонение ненулевое, а эксцентриситет нулевой, то ГСС "рисует" классические "восьмёрки" -- угловая высота 2Θ фигуры равна удвоенному значению наклонения i орбиты, максимальная ширина ΔL max вычисляется по формуле 0.044·i 2 (наклонение "i" задаётся в градусной мере). В самом общем случае при ненулевых "i" и "e" трек ГСС на поверхности Земли представляет собой "наклонённую восьмёрку", угловая высота 2Θ = i, максимальная ширина ΔL max = 114.6°·e, причём "восьмёрка" получается только в том случае, если аргумент перигея "W p " орбиты равен 0° и 180°, в остальных случаях получается более сложная фигура -- что-то среднее между овалом и "восьмёркой".
Как уже становится понятным, вопреки расхожему мнению, ГСС не "висят" на небе точно в одной точке - наклонение, эксцентриситет и аргумент перигея орбиты спутника определяют вид и размер довольно замысловатых фигур траектории ГСС на небе. Более того - если спутник не активный, т.е. не корректирует свою орбиты, он начинает смещаться на фоне звёзд с довольно значительной скоростью. Приведём цитату из : "Необходимость в корректирующей двигательной установке на борту стационарных ИСЗ вызвана как задачами выведения на стационарную орбиту, так и тем, что, находясь на ней, он постоянно претерпевает ряд возмущений. К последним относятся возмущения за счёт неоднородности гравитационного поля Земли, возмущающее действие гравитационных полей Луны и Солнца и даже давление света. Например, давление света вызывает долгопериодические движения ИС3 вдоль орбиты до 100 км и по высоте до нескольких десятков километров для сравнительно лёгких, но крупных ИС3 (чем больше масса ИС3 и меньше его размеры, тем меньше воздействие давления света на его орбиту). Сплюснутость Земли у полюсов вызывает перемещение ИС3 вдоль стационарной орбиты почти до 9,8 о в год, приводит к периодическим возмущениям по высоте и наклонению с амплитудой до 3 км и к изменению других параметров орбиты. В результате отклонений земного экватора от идеальной окружности (см. рисунок ниже - Lupus ) стационарный ИС3 лишь за 2 месяца смещается примерно на 3,3 о вдоль орбиты, а его положение по высоте колеблется более чем на 8 км. Причём максимальное возмущение вследствие экваториального сжатия достигается вблизи точек "стояния" 30 о и 20 о в. д., 60 о и 150 о з. д. И наоборот, наиболее устойчивыми точками «стояния» стационарных ИС3 являются 75 о в д. и 105 о з. д." (подробнее про точки стояния см. ниже).
 |
|
Рис 21. Форма земного геоида по данным ИСЗ "GOCE" . |
И ещё оттуда же: "Ряд вековых возмущений положения ИС3 на стационарной орбите может быть устранен коррекцией, проведённой после вывода ИС3 на орбиту. Например, вековые возмущения положения в плоскости орбиты, обусловленные влиянием полярного сжатия, могут быть компенсированы увеличением высоты орбиты и соответствующим приращением скорости движения спутника. Однако при этом остаётся неустранённым воздействие остальных возмущающих факторов (особенно за счёт экваториального сжатия Земли), приводящих, в частности, почти всегда к изменению долготы точки "стояния" стационарного ИС3. Следовательно, необходима эпизодическая коррекция движения стационарного ИС3, подправляющая его орбиту. Количество коррекций зависит от допустимой величины смещения стационарного ИС3 по долготе за год. В общем случае если допустимое смещение ИС3 не должно превышать 1 о -4 о, то необходимо проводить до 6 коррекций за год. В точках устойчивого положения стационарных ИС3 потребуется не больше одной коррекции в год".
Получается, что без обязательной коррекции орбиты ГСС не сможет оставаться на геостационарной орбите - требуется периодическая коррекция. Поэтому на каждом ГСС есть запас горючего для коррекции, а когда он подходит к концу, ГСС переводится на орбиту захоронения и отключается (см. ниже), чтобы освободить тесную орбиту для нового спутника, и не создавать опасность столконовения с дейсвующими ГСС при дрейфе.
В настоящее время на околоземных и геостационарных орбитах каталогизировано более 16000 космических объектов искусственного происхождения. Из них только около 6% являются "активными", т.е. функционирующими. ГСО является наиболее привлекательной, выгодной для решения многих научных, народнохозяйственных, военных, навигационных, коммерческих и иных задач. Около 80% активных, функционирующих ИСЗ дислоцируются на ГСО. В общем, это специальная орбита, на которой любой спутник будет висеть постоянно над одной точкой поверхности Земли.
C точки зрения физики и небесной механики наличие ГСО можно объяснить двумя причинами:
Равнодействующая всех сил действующих на небесное тело (в нашем случае ГСС) равна нулю.
Угловая скорость вращения Земли и спутника равны.
, (**)
где m ИСЗ -- масса спутника, M ⊕ -- масса Земли, G -- гравитационная постоянная, а r -- расстояние от спутника до центра Земли, или радиус орбиты. Величина центробежной силы равна:
. (***)
Из уравнений (**) и (***) можно определить скорость движения спутника по круговой орбите:
.
При равенстве угловой скорости вращения Земли и спутника появляется область, обладающая уникальными свойствами. Такое равенство возможно только в плоскости небесного экватора. При вращении ИСЗ не в плоскости экватора, синхронность вращения Земли и ИСЗ обеспечить невозможно. Период обращения спутника вокруг Земли T ИСЗ равен длине орбиты 2πr, делённой на скорость движения спутника v:
.
Когда орбитальный период T ИСЗ будет равен периоду вращения Земли вокруг собственной оси (23 ч 56 м 04 с), то спутник будет "висеть" над одним и тем же районом Земли, а круговая орбита, лежащая в этой области, называется геостационарной.
Геостационарная орбита ограничена в размерах и лежит в плоскости экватора Земли. Её радиус составляет 42164 км от центра Земли. Небесные координаты геостационарного спутника на геостационарной орбите теоретически будут постоянными. Основными причинами, искажающими кеплеровское движение пассивного геостационарного спутника, являются гравитационные возмущения (несферичность геопотенциала, лунно-солнечные возмущения), а для ГСС с большим отношением площади поверхности к массе -- еще и негравитационный (световое давление) фактор. В результате действия возмущающих сил появляется дрейф спутника, изменяющий период вращения вокруг Земли. Отличие периода вращения ГСС от теоретического приводит к тому, что средняя долгота ГСС меняется со временем: спутник медленно дрейфует с запада на восток, если его период обращения вокруг Земли меньше звездных суток, и с востока на запад в противном случае. Отличие эксцентриситета "e" от нуля также приводит к тому, что подспутниковая долгота ГСС меняется. Происходит незначительное изменение долготы (с периодом около 12 ч и амплитудой, пропорциональной квадрату угла наклонения орбиты), и широты (с периодом 24 ч и амплитудой, равной самому наклонению "i"). Вследствие этого подспутниковая точка описывает на поверхности Земли известную "восьмерку" (см. ).
 |
|
Рис. 22. Суточная траектория ГСС "RAGUGA 22" (SCN: 19596). |
Резонансные влияния долготных членов в разложении геопотенциала Земли (неоднородность гравитационного поля Земли) приводит к тому, чтона геостационарной орбите имеются два устойчивых положения (точки) равновесия с долготами 75° в.д. (точка либрации L 1 ) и 255° в.д. (точка либрации L 2 ) . И два неустойчивых, отстоящих от устойчивых точек примерно на 90°. Эти точки либрации на ГСО не следует отождествлять с точками либрации в небесной механике при решении задачи "n" тел.
Геостационарная орбита вокруг Земли одна. Запуски спутников на ГСО начались с 1963 года. На начало 21 века более 40 стран планеты имеют свои геостационарные спутники. Ежегодно на ГСО запускается десятки спутников, орбита к тому же постепенно заполняется отработавшими спутниками. На ГСО постоянно происходят взрывы отработанных аппаратов и их ракет-носителей. Эти взрывы порождают десятки-сотни космических осколков, которые могут вывести из строя работающие аппараты. Засорение космическим мусором этой орбиты может привести к необратимым последствиям -- невозможности стабильного функционирования спутников. Космический мусор на ГСО, в отличие от близких околоземных орбит, может вращаться вокруг Земли тысячелетиями, угрожая столкновением с работающими КА. С конца 20 века проблема загрязнения ГСО стала общепланетарной, масштабной экологической проблемой.
Согласно международной конвенции по мирному использованию космического пространства при ООН, и требованиям международного радиочастного комитета (во избежании радиопомех на соседние ГСС), угловое расстояние между ГСС не должно быть менее 0.5°. Таким образом, теоретически количество ГСС, находящихся на безопасном расстоянии на ГСО, должно быть не более 720 штук. В последнее десятилетие это расстояние между ГСС не выдерживается. На 2011 год количество каталогизированных ГСС уже превысило более 1500.
К геостационарным спутникам принято относить спутники с периодами от 22 ч до 26 ч, эксцентриситетами "e" не более 0.3 и наклонами плоскости орбиты к плоскости экватора "i" до 15°, но в некоторых источниках можно встретить и более подробную классификацию, и более жесткие границы.
Классификацию ГСС можно провести по нескольким признакам: по степени "активности", по функциональному назначению, по орбитальному движению. По первому признаку все ГСС можно разделить на 2 класса:
"Активные" -- имеющие энергетический ресурс и управляемые по командам с Земли.
"Пассивные" -- неуправляемые с Земли искусственные объекты, выработавшие ракетное топливо и перешедшие в категорию космического мусора. Это ракеты-носители, фрагменты ступеней, выводившие спутники на орбиту, многочисленные детали, сопутствующие запуску, осколки спутников, образовавшиеся после взрывов аппарата на орбите, или столкновений между собой, либо с метеороидными телами.
Научные.
Геодезические.
Метеорологические.
Навигационные.
Военного назначения, которые делятся на несколько подклассов (оптическая, радиотехническая, радиолокационная разведка, предупреждение ракетно-ядерного нападения -- СПРН).
Спутники радио-телесвязи (в том числе коммерческие).
Инженерные.
Высокоорбитальные ИСЗ (HEO)
Высокоорбитальными ИСЗ (ВОС (рус.), или "HEO" - от англ. "H igh E arth O rbit") считаются спутники, достигающие высот более 35786 км над поверхностью Земли , т.е. залетающие выше геостационарных спутников (см. рис.23 ). Орбиты могут иметь значительный эксцентриситет (например, спутники серии "Меридиан", "Молния") - в этом случае они называются высокоэллиптичными (ВЭС ), так и быть почти круговыми (пример - ИСЗ "Vela"(те самые ИСЗ, на которых в конце 60-х гг. ХХ в. были открыты гамма-всплески)).
 |
|
Рис. 23. Орбита ВЭС. |
Для каждого ГСС спутника орбита захоронения расчитывается отдельно, причём минимальный перигей ΔH равен:
, (1)
где "C R " - коэффициент давления света), "S" - площадь ИСЗ, "m" - его масса.
Низкоорбитальные спутники с ядерными реакторами на борту имеют высоту орбиты захоронения порядка 1000 км, куда переводится активная зона ядерного реактора после окончания ее работы.
Искусственные спутники Земли (ИСЗ) представляют собой выведенные на орбиты Земли КА. Орбиты ИСЗ различаются:
- формой : круговая и эллиптическая;
- наклоном по отношению к плоскости экватора (рис. 2.38): 1 - экваториальные (угол наклона к плоскости экватора равен нулю), 2 - полярные (угол наклона равен 90"), 3, 4 - наклонные;
- направлением вращения : 3 - прямые (направление совпадает с вращением Земли), 4 - обратные (противоположны вращению Земли);
- высотой над поверхностью Земли : низкоорбитальные (с высотой перигея 200 - 400 км), высокоорбитальные (с высотой перигея более 1000 км), геостационарные (с радиусом круговой орбиты около 42160 км и расстоянием от поверхности Земли 35880 км).
Рис. 1.1. Орбиты искусственных спутников Земли:
1 - экваториальная; 2 - полярная; 3 - наклонная (прямая); 4 - наклонная (обратная)
Геостационарные ИСЗ имеют экваториальную прямую орбиту, что позволяет им постоянно находиться над определенной точкой экватора Земли.
Движение ИСЗ рассматривается в гравитационном поле Земли. На движение спутников и их орбиту оказывают влияние ряд возмущающих факторов:
Нецентральность (несферичность) гравитационного поля Земли;
Гравитационные поля Луны, Солнца и других небесных тел;
Аэродинамические силы, создаваемые атмосферой Земли (особенно для низкоорбитальных спутников).
Орбиты лунных и межпланетных КА
Полет КА к Луне и другим планетам солнечной системы требует рассмотрения движения КА в пространстве двух или более притягивающих центров. Для такого полета КА должна быть сообщена скорость, превышающая вторую космическую. Поэтому траектория на определенном участке становится близкой к гиперболической с фокусом в центре Земли (либо соответствующей пролетной планеты).
Траектория движения КА к Луне или планете обычно состоит из нескольких участков (в зависимости от поставленной задачи: посадки, облета или пролета):
Выведение КА и разгонной ступени на промежуточную орбиту спутника Земли;
Разгон КА с помощью разгонной ступени до скорости, достаточной для перелета к Луне или соответствующей планете;
Движение КА в окрестности Луны или планеты назначения с совершением посадки либо переходом на орбиту искусственного спутника, либо пролетом «а определенном расстоянии от поверхности. В последнем случае формируется новая траектория для полета к следующей планете либо для возвращения КА на Землю.
В космических системах, решающих задачи персональной связи, используются спутники, которые могут находиться на различных орбитах.
Орбиты космических аппаратов (КА) классифицируются: по форме, периодичности прохождения над точками земной поверхности и по наклонению.
По форме различают следующие типы орбит:
1. Круговые - трудно реализуемые на практике и требующие частой коррекции помощью бортовых корректирующих двигателей КА.
2. Близкие к круговым. Это наиболее распространенный тип орбит в системах спутниковой связи. На таких орбитах высоты апогея и перигея. различаются на несколько десятков километров.
3. Эллиптические. Высоты Н (апогея) и Н (перигея) могут значительно различаться (например, Н а = 38000-40000 км , Н п = 400-500 км ), Данные орбиты также широко применяются в системах спутниковой связи.
4. Геостационарные. Это круговые экваториальные орбиты с периодом обращения спутника, равным периоду обращения Земли (Р = 23 ч 56 мин ). На такой орбите спутник располагается на высоте 36000 км и находится постоянно над определенной точкой экватора Земли. Космические аппараты, находящиеся на геостационарной орбите, имеют большую площадь обзора Земли, что позволяет с успехом использовать их в системах спутниковой связи.
5. Параболические и гиперболические. Применяются, как правило, при изучении планет Солнечной системы.
По периодичности прохождения КА над точками земной поверхности различают следующие типы орбит:
1. Синхронные. Они, в свою очередь, подразделяются на синхронные изомаршрутные и синхронные квазимаршрутные. Изомаршрутные орбиты характеризуются тем, что проекции орбиты искусственных спутников Земли (ИСЗ) на земную поверхность (трассы) совпадают ежесуточно. Квазимаршрутные орбиты характеризуются тем, что проекции орбиты на земную поверхность совпадают один раз в несколько суток.
2. Несинхронные характеризуются тем, что трассы, соответствующие любым двум оборотам КА вокруг Земли, не совпадают.
Под наклонением орбиты понимается угол между плоскостями экватора Земли и орбиты КА. Наклонение отсчитывается от плоскости экватора до плоскости орбиты против часовой стрелки. Оно может изменяться от 0 до 180°.
По наклонению различают следующие типы орбит:
· Прямые (наклонение орбиты < 90°)
· Обратные (наклонение орбиты > 90°)
· Полярные (наклонение орбиты = 90°)
· Экваториальные (наклонение орбиты равно 0 или 180°)
Прецессия орбиты
Не сферичность Земли и неравномерность распределения ее массы приводят к изменению (прецессии) плоскости орбиты КА что влечет за собой прецессию линии апсид (т.е. линии соединяющей апогей и перигей) орбиты. При этом скорость названных прецессий зависит от формы орбиты, высоты апогея и перигея, а также от наклонения. Прецессия плоскости орбиты приводит к смещению восходящего и нисходящего углов относительно первоначального положения (в момент вывода КА на орбиту).
Величина прецессии плоскости орбиты космического аппарата зависит от напряженности гравитационного поля Земли. Увеличение напряженности приводит к «спрямлению» орбиты вблизи экватора за счет увеличения скорости движения ИСЗ в направлении экватора. При этом спутник движущийся по прямой орбите начинает отклоняться влево по ходу движения, а движущийся по обратной орбите - наоборот, вправо по ходу движения.
Таким образом, в первом случае плоскость орбиты прецессирует в западном направлении, а во втором - в восточном. Плоскости полярных орбит (имеющих наклонение = 90°) не прецессируют.
Высота орбит связных ИСЗ
В настоящее время в космических системах для решения задач персональной радиосвязи применяют спутники, которые могут находиться на следующих орбитах: низких (круговых или близких к круговым), средневысотных (круговых или эллиптических) и геостационарных.
Высота орбит КА выбирается на основании анализа многих факторов, включая энергетические характеристики радиолиний задержку при распространении радиоволн, близость к орбите радиационных поясов Ван Аллена, размеры и расположение обслуживаемых территорий. Кроме того на высоту орбиты влияют способ организации связи и требования по обеспечению необходимого значения угла места КА.
Анализируя низкоорбитальные группировки различных космических систем, можно заметить, что высоты круговых орбит КА большинства из этих группировок находятся в диапазоне от 700 до 1500 км. Это обусловлено следующими факторами:
· На орбитах, расположенных ниже 700 км , плотность атмосферы достаточно высока что вызывает уменьшение эксцентриситета и постепенное снижение высоты апогея. Дальнейшее уменьшение высоты орбиты приводит к повышенному расходу топлива увеличению частоты маневров для поддержания заданной орбиты.
· На высотах выше 1500 км располагается первый радиационный пояс Ван Аллена, в котором невозможна работа электронной бортовой аппаратуры.
Средневысотные орбиты (5000 - 15000 км над поверхностью Земли) находятся между первым и вторым радиационными поясами Ван Аллена. В системах, использующих КА, расположенные на таких орбитах, задержка распространения сигналов через спутник-ретранслятор составляет примерно 130 мс , что практически неуловимо для человеческого слуха и, следовательно, позволяет использовать такие спутники для радиотелефонной связи.
Системы, использующие спутники с высотой орбиты 700 - 1500 км , имеют лучшие энергетические характеристики радиолиний, чем системы с высотой орбит спутников, равной примерно 10000 км , но уступают им в продолжительности активного существования КА. Дело в том, что при периоде обращения КА около 100 мин (для низких орбит) в среднем 30 мин из них приходится на теневую сторону Земли. Поэтому бортовые аккумуляторные батареи испытывают от солнечных батарей приблизительно 5000 циклов заряда / разряда в год. Для круговых орбит с высотой 10000 км период обращения составляет около 6 ч , из которых лишь несколько минут КА проводит в тени Земли.
Следует также отметить, что спутник, находящийся на низкой орбите, попадает в зону прямой видимости абонента лишь на 8-12 мин . Значит, для обеспечения непрерывной связи любого абонента потребуется много КА, которые последовательно (при помощи шлюзовых станций или межспутниковой связи) должны обеспечивать непрерывную связь. С увеличением высоты орбиты КА зона прямой видимости спутника-ретранслятора и абонента увеличивается, что приводит к уменьшению количества спутников, необходимого для обеспечения непрерывной связи. Таким образом, с увеличением высоты орбиты увеличиваются время и размеры зоны обслуживания и, следовательно, требуется меньшее число спутников для охвата одной и той же территории.
Геостационарные космические системы с высотой орбит спутников примерно 36000 км обладают двумя важными преимуществами:
· Система, состоящая из трех геостационарных спутников, практически обеспечивает глобальный обзор земной поверхности.
· Спутники всегда находятся над определенной точкой Земли, что позволяет сэкономить на оборудовании слежения за КА.
Для нашей системы связи актуальнее использовать спутник на геостационарной орбите, что позволит охватить нужную площадь земной поверхности и избавиться от использования сложной аппаратуры слежения за ИСЗ.