Paramètres des orbites des satellites artificiels de la Terre. Orbites de satellites artificiels de la Terre
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Les orbites des satellites artificiels connectés de la Terre sont les trajectoires des satellites artificiels dans l'espace. Ils sont déterminés par de nombreux facteurs dont le principal est l’attraction du satellite par la Terre.
Un certain nombre d’autres facteurs sont le freinage du satellite dans l’atmosphère terrestre, l’influence de la Lune, du Soleil, des planètes, etc. - affecte également l'orbite du satellite. Cette influence est très faible et est prise en compte sous la forme de ce que l’on appelle la perturbation de l’orbite du satellite, c’est-à-dire écart de la trajectoire réelle par rapport à la trajectoire idéale, calculé en supposant que le satellite se déplace uniquement sous l'influence de la gravité vers la Terre. La Terre étant un corps de forme complexe avec une répartition inégale de sa masse, il est difficile de calculer la trajectoire idéale. En première approximation, on pense que le satellite se déplace dans le champ gravitationnel d’une Terre sphérique avec une distribution de masse sphériquement symétrique. Ce champ gravitationnel est dit central.
Les principaux paramètres caractérisant le mouvement des satellites peuvent être déterminés à l'aide des lois de Kepler.
Appliquées aux satellites terrestres, les lois de Kepler sont formulées comme suit.
Première loi de Kepler : L'orbite du satellite terrestre se situe dans un plan fixe passant par le centre de la Terre et est une ellipse, à l'un des foyers de laquelle se trouve le centre de la Terre.
Deuxième loi de Kepler : Le rayon vecteur d'un satellite (un segment de droite reliant un satellite en orbite et le centre de la Terre) décrit des zones égales sur des périodes de temps égales.
Troisième loi de Kepler : le rapport des carrés des périodes orbitales des satellites est égal au rapport des cubes des demi-grands axes des orbites.
Les systèmes de communication peuvent utiliser des satellites se déplaçant sur des orbites qui diffèrent par les paramètres suivants : forme (circulaire ou elliptique) ; hauteur au-dessus de la surface de la Terre H ou distance du centre de la Terre ; inclinaison, c'est-à-dire l'angle φ entre le plan équatorial et le plan orbital. Selon l'angle choisi, les orbites sont divisées en équatoriales (φ = 0), polaires (φ = 90°) et inclinées (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.
La plupart des SSP modernes sont basés sur des satellites géostationnaires. Cependant, dans certains cas, des orbites elliptiques très allongées sont intéressantes, ayant les paramètres suivants : angle d'inclinaison φ = 63,5°, altitude à l'apogée d'environ 40 000 km, au périgée d'environ 500 km. Pour la Russie, avec son vaste territoire au-delà du cercle polaire arctique, une telle orbite est très pratique. Le satellite lancé sur lui tourne de manière synchrone avec la Terre, a une période orbitale de 12 heures et, effectuant deux orbites complètes par jour, apparaît au même moment au-dessus des mêmes régions de la Terre. La durée d'une session de communication entre satellites situés sur le territoire de la Russie est de 8 heures. Pour assurer une communication 24 heures sur 24, il est nécessaire de placer 3 à 4 satellites sur des orbites elliptiques dont les plans sont mutuellement décalés, formant une orbite elliptique. système de satellites.
Récemment, on a eu tendance à utiliser des satellites de communication situés sur des orbites basses (distance de la Terre comprise entre 700 et 1 500 km). Les systèmes de communication utilisant des satellites en orbite basse, en raison de la distance nettement plus petite (presque 50 fois) entre la Terre et le satellite, présentent un certain nombre d'avantages par rapport au SSP sur les satellites géostationnaires. Premièrement, il y a moins de retard et d'atténuation du signal transmis, et deuxièmement, il est plus facile de lancer des satellites en orbite. Le principal inconvénient de tels systèmes est la nécessité de lancer un grand nombre de satellites en orbite pour assurer une communication continue à long terme. Ceci s'explique par la faible zone de visibilité d'un satellite individuel, ce qui complique la communication entre abonnés situés à grande distance les uns des autres. Par exemple, le complexe spatial Iridium (USA) est constitué de 66 engins spatiaux placés sur des orbites circulaires avec une inclinaison de φ = 86° et une altitude de 780 km. Les satellites sont placés dans des plans orbitaux, chacun contenant 11 satellites à la fois. La distance angulaire entre plans orbitaux adjacents est de 31,6°, à l'exception du 1er et du 6ème plan dont l'écart angulaire est d'environ 22°.
Le système d'antennes de chaque satellite forme 48 faisceaux étroits. L'interaction de tous les satellites assure une couverture mondiale de la Terre avec des services de communication. Dans notre pays, des travaux sont en cours pour créer nos propres systèmes de communication par satellite en orbite basse « Signal » et « Messenger ».
Pour comprendre les particularités du fonctionnement des systèmes satellitaires en orbite basse, considérons le schéma du passage des signaux dans celui-ci (Fig. 3.2).
Riz. 3.2. Système de communication avec plusieurs satellites en orbite basse
Dans ce cas, deux antennes (A1 et A2) doivent être installées sur chaque station, capables d'émettre et de recevoir des signaux en utilisant l'un des satellites situés dans la zone de communication mutuelle. En figue. La figure 3.2 montre des satellites se déplaçant dans le sens des aiguilles d'une montre sur une orbite basse, dont une partie est représentée par un arc mn. Le système de communication par satellite considéré fonctionne comme suit. Le signal de ZS1 via l'antenne A1 arrive à IS34 et est relayé via IS33, IS32, ISZ1 vers l'antenne de réception A1 de ZS2. Ainsi, dans ce cas, les antennes A2 et un segment orbital contenant IS34 et IS3 sont utilisés pour relayer le signal. Lorsque IS34 quittera la zone située à gauche de la ligne d'horizon aa", le signal sera émis et reçu via les antennes A1 et le segment orbital contenant IS35...IS32, etc.
Chaque satellite pouvant être observé depuis une zone assez vaste de la surface terrestre, il est possible de communiquer entre plusieurs satellites via un satellite commun connecté. Dans ce cas, le satellite s'avère « accessible » à de nombreux satellites, c'est pourquoi un tel système est appelé système de communication par satellite à accès multiple.
L'utilisation de satellites se déplaçant en orbite basse simplifie l'équipement des satellites, puisqu'il est possible de réduire le gain des antennes au sol, la puissance des émetteurs et de travailler avec des récepteurs de sensibilité moindre que dans le cas des satellites géostationnaires. Cependant, dans ce cas, le système de contrôle du mouvement d'un grand nombre de satellites en orbite devient plus compliqué.
Un système de communication est en cours de développement, basé sur 840 satellites de communication en orbite basse équipés de systèmes d'antennes à balayage à gain élevé couvrant toute la surface de la Terre avec un réseau de 20 000 grandes zones de service, chacune composée de 9 petites zones. Les satellites seront connectés au réseau de télécommunications terrestre via des satellites hautes performances. Cependant, les satellites de communication en orbite basse formeront eux-mêmes un réseau indépendant, où chacun d'eux échangera des données avec neuf voisins en utilisant des canaux de communication intersatellites de haute qualité. Cette structure hiérarchique doit rester opérationnelle en cas de pannes de satellites individuels, de surcharges locales et de panne d'une partie des moyens de communication avec l'infrastructure au sol.
Transmission des signaux au SSP.
Contrairement à d'autres systèmes de transmission fonctionnant dans la gamme des micro-ondes, dans les systèmes satellitaires, le signal radio parcourt des distances considérables, ce qui détermine un certain nombre de caractéristiques, notamment le décalage de fréquence Doppler, le retard du signal, la discontinuité des valeurs de retard et le décalage de fréquence Doppler.
On sait que le mouvement relatif d'une source de signal de fréquence f et de vitesse 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.
Lors de la transmission d'oscillations modulées, la fréquence de chaque composante spectrale change de 1 + (vр/с), c'est-à-dire les composants avec une fréquence plus élevée reçoivent un changement de fréquence plus important, et ceux avec une fréquence plus basse reçoivent un changement plus petit. Ainsi, l'effet Doppler conduit à un décalage du spectre du signal de la valeur ∆fadd et à un changement de l'échelle du spectre de 1 + (vp/c) fois, c'est-à-dire à sa déformation.
Pour les satellites géostationnaires, le décalage Doppler est insignifiant et n'est pas pris en compte. Pour les orbites elliptiques très allongées (orbites de Molniya), le décalage Doppler maximum pour la liaison descendante dans la bande 4 GHz est de 60 kHz, ce qui conduit à la nécessité de le compenser, par exemple à l'aide d'un programme pré-calculé. Il est plus difficile de compenser les déformations spectrales. À cette fin, des dispositifs peuvent être utilisés soit avec un retard contrôlé variable d'un signal de groupe ou micro-ondes, modifiable selon le programme, soit qui contrôlent les fréquences de conversion de groupe des équipements de formation de canaux des systèmes de transmission avec division de fréquence des canaux.
Dans cette section, nous examinerons les types d'orbites de satellites. Tous les satellites se déplacent selon des ellipses, la Terre étant l'un des foyers. Par conséquent, tous les types d’orbites sont elliptiques. La division principale des orbites se fait par inclinaison "je" valeur de l'orbite et du demi-grand axe "un". De plus, une division peut être distinguée selon l'ampleur de l'excentricité "e"- les orbites faiblement elliptiques et hautement elliptiques. Une représentation visuelle du changement d'apparence de l'orbite à différentes valeurs d'excentricité est donnée dans .Classification des orbites des satellites par inclinaison
En général, l'inclinaison de l'orbite du satellite est comprise entre 0° "i" Fig. 12). En fonction de la valeur de l'inclinaison et de l'altitude du satellite au-dessus de la surface de la Terre, la position des zones de visibilité ont des limites de latitude différentes, et en fonction de la hauteur au-dessus de la surface, les différents rayons de ces zones. Plus l'inclinaison est grande, plus le satellite peut être visible aux latitudes septentrionales, et plus il est haut, plus la zone de visibilité est large. Donc l'inclinaison "je" et essieu principal "un" déterminer le mouvement de la bande de visibilité du satellite sur la surface de la Terre et sa largeur.De manière générale, les paramètres orbitaux évolueront en fonction de l'inclinaison "je", demi-grand axe "un" et l'excentricité "e".
Orbites équatoriales
Une orbite équatoriale est un cas extrême d'orbite où l'inclinaison "je"= 0° (voir ). Dans ce cas, la précession et la rotation de l'orbite seront maximales - respectivement jusqu'à 10°/jour et jusqu'à 20°/jour. La largeur de la bande de visibilité d'un satellite, située le long de l'équateur, est déterminée par sa hauteur au-dessus de la surface de la Terre. Orbites à faible inclinaison "je" souvent appelé « proche équatorial ».Orbites polaires
L'orbite polaire est le deuxième cas extrême d'orbite, lorsque l'inclinaison "je"= 90° (voir ). Dans ce cas, il n'y a pas de précession de l'orbite, et la rotation de l'orbite s'effectue dans le sens opposé à la rotation du satellite, et n'excède pas 5°/jour. Un satellite polaire similaire survole séquentiellement toutes les zones de la surface de la Terre. La largeur de la bande de visibilité d'un satellite est déterminée par sa hauteur au-dessus de la surface de la Terre, mais tôt ou tard, le satellite peut être vu de n'importe quel point. Orbites avec inclinaison "je", proches de 90°, sont dites « subpolaires ».Orbites héliosynchrones
Orbite héliosynchrone ( MTR) est un type d'orbite spécial souvent utilisé par les satellites qui prennent des photos de la surface de la Terre. Il s'agit d'une orbite avec des paramètres tels que le satellite passe au-dessus de n'importe quel point de la surface de la Terre à peu près à la même heure solaire locale. Le mouvement d'un tel satellite est synchronisé avec le mouvement de la ligne de terminaison le long de la surface de la Terre - de ce fait, le satellite peut toujours survoler la frontière des zones éclairées et non éclairées, ou toujours dans la zone éclairée, ou vice versa. - toujours de nuit, et les conditions d'éclairage lors du survol des mêmes points de la Terre sont toujours les mêmes. Pour obtenir cet effet, l'orbite doit précéder dans le sens opposé à la rotation de la Terre (c'est-à-dire vers l'est) de 360° par an pour compenser la rotation de la Terre autour du Soleil. De telles conditions ne sont remplies que pour une certaine plage d'altitudes et d'inclinaisons orbitales - en règle générale, il s'agit d'altitudes de 600 à 800 km et d'inclinaisons. "je" devrait être d'environ 98°, c'est-à-dire Les AES sur les orbites héliosynchrones ont un mouvement inverse (voir. riz. 15). À mesure que l'altitude de vol du satellite augmente, l'inclinaison devrait augmenter, c'est pourquoi il ne survolera pas les régions polaires. En règle générale, les orbites héliosynchrones sont presque circulaires, mais peuvent aussi être sensiblement elliptiques.
En général, l'inclinaison requise pour une orbite solaire synchrone est je ss peut être calculé à l'aide de la formule :
où "e" est l'excentricité de l'orbite du satellite, "a" est le demi-grand axe de l'orbite du satellite en kilomètres (a = h + R W, "h" est la distance du périgée à la surface de la Terre, "R W" = 6371 km est le rayon de la Terre).
Sur Riz. 16 montre un graphique de l'inclinaison requise de l'orbite du satellite pour qu'il soit héliosynchrone - pour différentes valeurs d'excentricité "e" et de hauteur du périgée "h" du satellite au-dessus de la surface de la Terre.
En raison de l'influence des perturbations, le satellite quitte progressivement le mode de synchronisation et doit donc périodiquement corriger son orbite à l'aide de moteurs.
Classification des orbites des satellites par demi-grand axe
La deuxième classification est basée sur la taille du demi-grand axe, et plus précisément sur la hauteur au-dessus de la surface de la Terre.Satellites en orbite terrestre basse (LEO)
Satellites en orbite basse ( NEZ(Russe) riz. 17, unécoutez)) sont généralement considérés comme des satellites dont les altitudes sont comprises entre 160 km et 2 000 km au-dessus de la surface de la Terre. De telles orbites (et satellites) dans la littérature anglophone sont appelées LEO (de l'anglais " L aïe E arth Ô rbit"). Les orbites LEO sont soumises à des perturbations maximales du champ gravitationnel de la Terre et de sa haute atmosphère. La vitesse angulaire des satellites LEO est maximale - de 0,2°/s à 2,8°/s, les périodes orbitales de 87,6 minutes à 127 minutes .Satellites en orbite moyenne (MEO)
Satellites en orbite moyenne ( SOS(russe), ou "MEO"- de l'anglais " M. moyen E arth Ô rbit") sont généralement considérés comme des satellites dont les altitudes sont comprises entre 2 000 km et 35 786 km au-dessus de la surface de la Terre ( riz. 17, b). La limite inférieure est déterminée par la limite LEO et la limite supérieure par l'orbite des satellites géostationnaires (voir ci-dessous). Cette zone est principalement « peuplée » de satellites de navigation (les satellites NAVSTAR du système GPS volent à une altitude de 20 200 km, les satellites du système GLONASS - à une altitude de 19 100 km) et de communications qui couvrent les pôles terrestres. La période de circulation est de 127 minutes à 24 heures. Vitesse angulaire - unités et fractions de minutes d'arc par seconde.Orbites des satellites géostationnaires et géosynchrones
Satellites géostationnaires ( ESG(russe), ou "OSG"- de l'anglais " g eo s synchrone Ô rbit") sont considérés comme des satellites qui ont une période de révolution autour de la Terre égale à un jour sidéral (sidéral) - 23 heures 56 m 4,09 s. Si l'inclinaison "je" les orbites sont nulles, alors ces orbites sont dites géostationnaires (voir. riz. 18, un). Les satellites géostationnaires volent à une altitude de 35 786 km au-dessus de la surface de la Terre. Parce que Étant donné que leur période de rotation coïncide avec la période de rotation de la Terre autour de son axe, de tels satellites sont « suspendus » dans le ciel au même endroit (voir Fig. riz. 19). Si l'inclinaison "je" n'est pas égal à zéro, alors ces satellites sont appelés géosynchrones (voir. riz. 18, b). En réalité, de nombreux satellites géostationnaires ont une légère inclinaison et sont sujets aux perturbations de la Lune et du Soleil, ce qui leur fait décrire des figures dans le ciel en forme de « huit » allongés dans le sens nord-sud.
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Riz. 18. Satellite géostationnaire (a) et géosynchrone (b). |
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Riz. Photo 19. Image de GEO stationnaires sur fond de rotation du ciel : 1 - Eutelsat W4 (NORAD n° 26369), 2 - Eutelsat W7 (NORAD n° 36101). Les traits sont les traces des étoiles. Prise le 06/06/2010 depuis le point d'observation R.S. sur un objectif Jupiter 36B et un appareil photo reflex numérique Canon 30D, 12 images ont été empilées avec une vitesse d'obturation de 30 s chacune. © V. Povalishev, V. Mechinsky. |
Si nous parlons du type de trajectoire GSS, il est déterminé par la valeur de l'inclinaison «i», de l'excentricité «e» et de l'argument du périgée «W p de l'orbite du satellite (voir. ). Si l'excentricité et l'inclinaison de l'orbite sont nulles, alors le point subsatellite est immobile et est projeté sur un point précis de la surface de la Terre. Avec une excentricité non nulle et une inclinaison nulle, le GSS « dessine » un segment sur la surface, se déplaçant d'est en ouest et inversement, ne s'écartant pas de la position zéro de plus de ΔL max = 114,6° e, c'est-à-dire à l'excentricité e=0,01, le déplacement ne dépassera pas 1,2°. Si l'inclinaison est non nulle et l'excentricité est nulle, alors le GSS "dessine" les "huit" classiques - la hauteur angulaire 2Θ de la figure est égale à deux fois la valeur de l'inclinaison i de l'orbite, la largeur maximale ΔL max est calculé par la formule 0,044 i 2 (l'inclinaison « i » est donnée en degrés ). Dans le cas le plus général, avec « i » et « e » non nuls, la trace du GSS sur la surface de la Terre est un « huit incliné », hauteur angulaire 2Θ = i, largeur maximale ΔL max = 114,6° e, et la Le « chiffre huit » n'est obtenu que dans ce cas, si l'argument du périgée « W p » de l'orbite est égal à 0° et 180°, dans les autres cas, on obtient un chiffre plus complexe - quelque chose entre un ovale et un huit.
Comme cela devient déjà clair, contrairement à la croyance populaire, les GSS ne sont pas « suspendus » dans le ciel en un point précis : l'inclinaison, l'excentricité et l'argument du périgée de l'orbite du satellite déterminent le type et la taille des figures plutôt complexes de la trajectoire du GSS dans Le ciel. De plus, si le satellite n'est pas actif, c'est à dire. n'ajuste pas son orbite, il commence à se déplacer sur fond d'étoiles à une vitesse assez importante. Citons : « La nécessité d'un système de propulsion correctif à bord des satellites stationnaires est causée à la fois par les tâches d'insertion sur une orbite stationnaire, et par le fait que, pendant qu'il s'y trouve, il subit constamment un certain nombre de perturbations. inclure des perturbations dues à l'inhomogénéité du champ gravitationnel terrestre, perturbant l'action des champs gravitationnels de la Lune et du Soleil et même la pression de la lumière. Par exemple, la pression de la lumière provoque des mouvements de longue durée de l'IS3 le long d'une orbite. jusqu'à 100 km et en hauteur jusqu'à plusieurs dizaines de kilomètres pour un IS3 relativement léger mais de grande taille (plus la masse de l'IS3 est grande et plus ses dimensions sont petites, plus l'influence de la légère pression sur son orbite est faible). La Terre aux pôles fait que l'IS3 se déplace sur une orbite stationnaire jusqu'à près de 9,8 o par an, entraînant des perturbations périodiques de l'altitude et de l'inclinaison d'une amplitude allant jusqu'à 3 km et des modifications d'autres paramètres orbitaux dues à des déviations. l'équateur terrestre à partir d'un cercle idéal ( voir photo ci-dessous - Lupus ), l'IS3 stationnaire se déplace d'environ 3,3° le long de son orbite en seulement 2 mois et sa position en altitude fluctue de plus de 8 km. De plus, la perturbation maximale due à la compression équatoriale est atteinte près des points « debout » de 30° et 20°. d., 60 o et 150 o w. d. Et vice versa, les points de « position » les plus stables de l'IS3 stationnaire sont 75° au nord et 105° à l'ouest. etc. (pour plus de détails sur les points debout, voir ci-dessous).
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Figure 21. La forme du géoïde terrestre selon les données du satellite GOCE. |
Et du même endroit : « Un certain nombre de perturbations séculaires de la position d'IS3 sur une orbite stationnaire peuvent être éliminées par une correction effectuée après la mise en orbite d'IS3. Par exemple, des perturbations séculaires de la position dans le plan orbital, provoquée par l'influence de la compression polaire, peut être compensée par une augmentation de l'altitude orbitale et une augmentation correspondante de la vitesse. Cependant, l'influence d'autres facteurs perturbateurs reste non résolue (notamment en raison de la compression équatoriale de la Terre), qui, notamment , entraîne presque toujours un changement de longitude du point « debout » de l'IS3 stationnaire. Par conséquent, une correction épisodique du mouvement de l'IS3 stationnaire est nécessaire, corrigeant son orbite. Le nombre de corrections dépend du déplacement autorisé de l'IS3 stationnaire. en longitude par an. Dans le cas général, si le déplacement admissible de l'IS3 ne doit pas dépasser 1 o -4 o, alors il est nécessaire d'effectuer jusqu'à 6 corrections par an aux points de position stable des réglages fixes de l'IS3. par an."
Il s'avère que sans correction d'orbite obligatoire, le GSS ne pourra pas rester en orbite géostationnaire - une correction périodique est nécessaire. Ainsi, chaque GSS dispose d'une réserve de carburant pour correction, et lorsqu'elle arrive à son terme, le GSS est transféré sur une orbite de stockage et éteint (voir ci-dessous) afin de libérer une orbite proche pour un nouveau satellite, et non créer le danger d'une collision avec le GSS existant pendant la dérive.
Actuellement, plus de 16 000 objets spatiaux d’origine artificielle ont été répertoriés sur des orbites géostationnaires et géostationnaires. Parmi eux, seulement 6 % environ sont « actifs », c’est-à-dire fonctionnement. GSO est le plus attractif et le plus bénéfique pour résoudre de nombreux problèmes scientifiques, économiques, militaires, de navigation, commerciaux et autres. Environ 80 % des satellites actifs et fonctionnels sont déployés en orbite géostationnaire. En général, il s'agit d'une orbite spéciale sur laquelle tout satellite sera constamment suspendu au-dessus d'un point de la surface de la Terre.
Du point de vue de la physique et de la mécanique céleste, la présence du GEO peut s'expliquer par deux raisons :
La résultante de toutes les forces agissant sur un corps céleste (dans notre cas, le GSS) est égale à zéro.
Les vitesses angulaires de rotation de la Terre et du satellite sont égales.
, (**)
où m satellite est la masse du satellite, M ⊕ est la masse de la Terre, G est la constante gravitationnelle et r est la distance du satellite au centre de la Terre, ou le rayon de l'orbite. La grandeur de la force centrifuge est égale à :
. (***)
A partir des équations (**) et (***) nous pouvons déterminer la vitesse du satellite sur une orbite circulaire :
.
Lorsque la vitesse angulaire de rotation de la Terre et du satellite est égale, une région apparaît avec des propriétés uniques. Une telle égalité n'est possible que dans le plan de l'équateur céleste. Lorsque le satellite ne tourne pas dans le plan équatorial, il est impossible d'assurer la synchronisation de la rotation de la Terre et du satellite. La période orbitale d'un satellite autour de la Terre T est égale à la longueur orbitale 2πr divisée par la vitesse du satellite v :
.
Lorsque la période orbitale T du satellite est égale à la période de rotation de la Terre autour de son propre axe (23 h 56 min 04 s), le satellite sera « suspendu » au-dessus de la même région de la Terre, et l'orbite circulaire située dans cette région est dite géostationnaire.
L'orbite géostationnaire est de taille limitée et se situe dans le plan de l'équateur terrestre. Son rayon est de 42 164 km du centre de la Terre. Les coordonnées célestes d'un satellite géostationnaire en orbite géostationnaire seront théoriquement constantes. Les principales raisons qui faussent le mouvement képlérien d'un satellite géostationnaire passif sont les perturbations gravitationnelles (géopotentiel non sphérique, perturbations lunaire-solaire), et pour un GSS avec un rapport surface/masse élevé, également non gravitationnelles (légère pression ) facteur. Sous l'action de forces perturbatrices, une dérive du satellite apparaît, modifiant la période de rotation autour de la Terre. La différence entre la période de rotation du GSS et la période théorique conduit au fait que la longitude moyenne du GSS change avec le temps : le satellite dérive lentement d'ouest en est si sa période de révolution autour de la Terre est inférieure à un jour sidéral. , et d’est en ouest autrement. La différence entre l'excentricité « e » et zéro conduit également au fait que la longitude sous-satellite du GSS change. Il y a un léger changement de longitude (avec une période d'environ 12 heures et une amplitude proportionnelle au carré de l'angle d'inclinaison orbitale) et de latitude (avec une période de 24 heures et une amplitude égale à l'inclinaison « i » elle-même). En conséquence, le point sous-satellite décrit le fameux « chiffre huit » à la surface de la Terre (voir Fig. ).
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Riz. 22. Trajectoire quotidienne du GSS « RAGUGA 22 » (SCN : 19596). |
L'influence résonante des termes longitudinaux dans l'expansion du géopotentiel terrestre (hétérogénéité du champ gravitationnel terrestre) conduit au fait que en orbite géostationnaire, il existe deux positions (points) d'équilibre stables avec des longitudes de 75° est. (point de libration L 1 ) et 255°E. (point de librationL 2 ) . Et deux instables, espacés d'environ 90° des points stables. Ces points de libration sur le GEO ne doivent pas être identifiés avec les points de libration de la mécanique céleste lors de la résolution du problème du corps « n ».
Il n’existe qu’une seule orbite géostationnaire autour de la Terre. Les lancements de satellites vers GEO ont commencé en 1963. Au début du XXIe siècle, plus de 40 pays sur la planète disposent de leurs propres satellites géostationnaires. Chaque année, des dizaines de satellites sont lancés vers GEO, et l'orbite est également progressivement remplie de satellites épuisés. Des explosions de véhicules usagés et de leurs lanceurs se produisent constamment au GSO. Ces explosions génèrent des dizaines ou des centaines de fragments spatiaux pouvant désactiver les appareils en fonctionnement. La contamination de cette orbite par des débris spatiaux peut entraîner des conséquences irréversibles : l'impossibilité d'un fonctionnement stable des satellites. Les débris spatiaux en orbite géostationnaire, contrairement aux orbites terrestres proches, peuvent tourner autour de la Terre pendant des millénaires, menaçant d'entrer en collision avec des engins spatiaux en fonctionnement. Depuis la fin du XXe siècle, le problème de la pollution par les OSG est devenu un problème environnemental planétaire à grande échelle.
Selon la Convention internationale sur les utilisations pacifiques de l'espace extra-atmosphérique de l'ONU et les exigences du Comité international des radiocommunications (pour éviter les interférences radio avec les GSS voisins), la distance angulaire entre les GSS ne doit pas être inférieure à 0,5°. Ainsi, théoriquement, le nombre de GSS situés à une distance de sécurité sur le GSO ne devrait pas dépasser 720 pièces. Au cours de la dernière décennie, cette distance entre les GSS n’a pas été maintenue. En 2011, le nombre de GSS cataloguées dépassait déjà plus de 1 500.
Les satellites géostationnaires sont généralement classés comme satellites avec des périodes de 22 heures à 26 heures, des excentricités « e » ne dépassant pas 0,3 et des inclinaisons du plan orbital par rapport au plan équatorial « i » jusqu'à 15°, mais dans certaines sources, vous pouvez trouver une classification plus détaillée et des frontières plus rigides.
La classification du GSS peut être effectuée selon plusieurs critères : par le degré « d'activité », par finalité fonctionnelle, par mouvement orbital. Sur la base du premier signe, tous les GSS peuvent être divisés en 2 classes :
"Actif" - disposant d'une ressource énergétique et contrôlé par des commandes provenant de la Terre.
Les « passifs » sont des objets artificiels incontrôlables depuis la Terre qui ont épuisé le carburant de leur fusée et sont classés comme débris spatiaux. Il s'agit de lanceurs, de fragments d'étages mettant les satellites en orbite, de nombreuses pièces accompagnant le lancement, de fragments de satellites formés après des explosions d'un engin en orbite, ou de collisions entre eux ou avec des corps météoroïdes.
Scientifique.
Géodésique.
Météorologique.
Navigation.
Objectifs militaires, divisés en plusieurs sous-classes (reconnaissance optique, radio, radar, alerte en cas d'attaque de missile nucléaire - système d'alerte précoce).
Satellites de radiotélécommunication (y compris commerciaux).
Ingénierie.
Satellites en orbite terrestre haute (HEO)
Satellites en orbite haute ( VOS(russe), ou "HÉO"- de l'anglais " H haut E arth Ô rbit") sont considérés comme des satellites atteignant des altitudes de plus de 35 786 km au-dessus de la surface de la Terre, c'est-à-dire volant au-dessus des satellites géostationnaires (voir. Figure 23). Les orbites peuvent avoir une excentricité importante (par exemple, les satellites des séries Meridian et Molniya) - dans ce cas, elles sont dites hautement elliptiques ( WPP), et être presque circulaires (par exemple, le satellite Vela (les mêmes satellites sur lesquels des sursauts gamma ont été découverts à la fin des années 60 du XXe siècle)).
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Riz. 23. Orbite de la centrale éolienne. |
Pour chaque satellite GSS, l'orbite funéraire est calculée séparément, et le périgée minimum ΔH est égal à :
, (1)
Où "C R. " - coefficient de pression légère), "S"- zone satellite, "je"- sa masse.
Les satellites en orbite basse équipés de réacteurs nucléaires ont une altitude d'orbite d'enfouissement d'environ 1 000 km, où le cœur du réacteur nucléaire est transféré une fois son exploitation terminée.
Les satellites de la Terre artificielle (AES) sont des engins spatiaux lancés en orbite terrestre. Les orbites des satellites varient :
- forme: circulaire et elliptique ;
- inclinaison par rapport au plan équatorial(Fig. 2.38) : 1 - équatorial (l'angle d'inclinaison par rapport au plan équatorial est nul), 2 - polaire (l'angle d'inclinaison est de 90"), 3, 4 - incliné ;
- direction de rotation: 3 - des lignes droites (la direction coïncide avec la rotation de la Terre), 4 - inverse (opposé à la rotation de la Terre) ;
- hauteur au-dessus de la surface de la Terre: orbitale basse (avec une altitude de périgée de 200 à 400 km), orbitale haute (avec une altitude de périgée de plus de 1 000 km), géostationnaire (avec un rayon d'orbite circulaire d'environ 42 160 km et une distance de la surface de la Terre de 35 880 km).
Riz. 1.1. Orbites des satellites artificiels de la Terre :
1 - équatorial ; 2 - polaire ; 3 - incliné (droit) ; 4 - oblique (inverse)
Les satellites géostationnaires ont une orbite équatoriale directe, ce qui leur permet de se trouver constamment au-dessus d'un certain point de l'équateur terrestre.
Le mouvement des satellites est considéré dans le champ gravitationnel de la Terre. Le mouvement des satellites et leur orbite sont influencés par un certain nombre de facteurs perturbateurs :
Non-centralité (non-sphéricité) du champ gravitationnel terrestre ;
Champs gravitationnels de la Lune, du Soleil et d'autres corps célestes ;
Forces aérodynamiques créées par l'atmosphère terrestre (notamment pour les satellites en orbite basse).
Orbites de vaisseaux spatiaux lunaires et interplanétaires
Le vol d'un vaisseau spatial vers la Lune et d'autres planètes du système solaire nécessite de prendre en compte le mouvement du vaisseau spatial dans l'espace de deux ou plusieurs centres d'attraction. Pour un tel vol, l'engin spatial doit être doté d'une vitesse supérieure à la deuxième vitesse spatiale. Par conséquent, la trajectoire dans une certaine zone devient proche de l'hyperbolique avec un foyer au centre de la Terre (ou de la planète qui passe correspondante).
La trajectoire d'un engin spatial vers la Lune ou une planète se compose généralement de plusieurs tronçons (selon la tâche à accomplir : atterrissage, survol ou survol) :
Injection de l'engin spatial et de l'étage supérieur sur une orbite intermédiaire du satellite terrestre ;
Accélérer un vaisseau spatial à l'aide d'un étage supérieur jusqu'à une vitesse suffisante pour voler vers la Lune ou la planète correspondante ;
Mouvement d'un vaisseau spatial à proximité de la Lune ou d'une planète de destination avec un atterrissage ou une transition vers l'orbite d'un satellite artificiel, ou un survol à une certaine distance de la surface. Dans ce dernier cas, une nouvelle trajectoire est formée pour le vol vers la planète suivante ou pour le retour du vaisseau spatial sur Terre.
Les systèmes spatiaux qui résolvent les problèmes de communication personnelle utilisent des satellites qui peuvent se trouver sur différentes orbites.
Les orbites des engins spatiaux (SC) sont classées en fonction de leur forme, de leur fréquence de passage sur des points de la surface terrestre et de leur inclinaison.
Les types d'orbites suivants se distinguent par leur forme :
1. Circulaire - difficile à mettre en œuvre dans la pratique et nécessitant des corrections fréquentes à l'aide des moteurs correcteurs embarqués du vaisseau spatial.
2. Proche du circulaire. Il s’agit du type d’orbite le plus courant dans les systèmes de communications par satellite. Dans de telles orbites, les hauteurs de l'apogée et du périgée. diffèrent de plusieurs dizaines de kilomètres.
3. Elliptique. hauteurs N(apogée) et N(périgée) peut varier considérablement (par ex. N a = 38 000-40 000 kilomètres, N n = 400-500 kilomètres), Ces orbites sont également largement utilisées dans les systèmes de communication par satellite.
4. Géostationnaire. Il s'agit d'orbites équatoriales circulaires dont la période orbitale du satellite est égale à la période orbitale de la Terre ( R. = 23 h 56 min). Sur une telle orbite, le satellite est situé à une altitude de 36 000 kilomètres et est constamment situé au-dessus d'un certain point de l'équateur terrestre. Les engins spatiaux situés en orbite géostationnaire disposent d'une grande zone de visualisation de la Terre, ce qui leur permet d'être utilisés avec succès dans les systèmes de communication par satellite.
5. Parabolique et hyperbolique. Ils sont généralement utilisés pour étudier les planètes du système solaire.
Sur la base de la fréquence de passage des engins spatiaux au-dessus de points à la surface de la Terre, on distingue les types d'orbites suivants :
1. Synchrone. Ils sont à leur tour divisés en iso-route synchrone et quasi-route synchrone. Les orbites isoroutes se caractérisent par le fait que les projections de l'orbite des satellites artificiels terrestres (AES) sur la surface terrestre (trajets) coïncident chaque jour. Les orbites quasi-routes se caractérisent par le fait que les projections de l'orbite sur la surface de la Terre coïncident tous les quelques jours.
2. Les trajectoires non synchrones se caractérisent par le fait que les trajectoires correspondant à deux révolutions quelconques de l'engin spatial autour de la Terre ne coïncident pas.
L'inclinaison orbitale fait référence à l'angle entre les plans de l'équateur terrestre et l'orbite du vaisseau spatial. L'inclinaison est mesurée du plan équatorial au plan orbital dans le sens inverse des aiguilles d'une montre. Elle peut varier de 0 à 180°.
Les types d'orbites suivants se distinguent par leur inclinaison :
Direct (inclinaison orbitale< 90°)
Inversion (inclinaison orbitale > 90°)
Polaire (inclinaison orbitale = 90°)
· Équatorial (l'inclinaison orbitale est de 0 ou 180°)
Précession orbitale
La non-sphéricité de la Terre et la répartition inégale de sa masse entraînent un changement (précession) dans le plan de l'orbite de l'engin spatial, ce qui entraîne la précession de la ligne absidale (c'est-à-dire la ligne reliant l'apogée et le périgée) de la Terre. orbite. Dans ce cas, la vitesse de ces précessions dépend de la forme de l'orbite, de la hauteur de l'apogée et du périgée, ainsi que de l'inclinaison. La précession du plan orbital entraîne un déplacement des angles ascendant et descendant par rapport à la position initiale (au moment de la mise en orbite de l'engin spatial).
L'ampleur de la précession du plan orbital du vaisseau spatial dépend de la force du champ gravitationnel terrestre. Une augmentation de la tension entraîne un « redressement » de l'orbite près de l'équateur en raison d'une augmentation de la vitesse du satellite en direction de l'équateur. Dans ce cas, un satellite se déplaçant sur une orbite avant commence à dévier vers la gauche dans le sens du déplacement, et un satellite se déplaçant sur une orbite inverse, au contraire, vers la droite dans le sens du déplacement.
Ainsi, dans le premier cas, le plan orbital précession dans la direction ouest et dans le second, dans la direction est. Les plans orbitaux polaires (qui ont une inclinaison = 90°) ne précessent pas.
Hauteur des orbites des satellites connectés
Actuellement, dans les systèmes spatiaux, pour résoudre les problèmes de communications radio personnelles, on utilise des satellites qui peuvent être situés sur les orbites suivantes : basse (circulaire ou quasi circulaire), moyenne altitude (circulaire ou elliptique) et géostationnaire.
L'altitude des orbites des engins spatiaux est sélectionnée sur la base d'une analyse de nombreux facteurs, notamment les caractéristiques énergétiques des liaisons radio, le retard de propagation des ondes radio, la proximité de l'orbite des ceintures de rayonnement de Van Allen, la taille et l'emplacement des territoires desservis. De plus, l'altitude orbitale est influencée par la méthode d'organisation des communications et les exigences permettant de garantir la valeur requise de l'angle d'élévation de l'engin spatial.
En analysant les constellations en orbite basse de divers systèmes spatiaux, on peut noter que les altitudes des orbites circulaires des engins spatiaux de la plupart de ces constellations sont comprises entre 700 et 1 500. km. Cela est dû aux facteurs suivants :
· Sur des orbites inférieures à 700 kilomètres, la densité de l'atmosphère est assez élevée, ce qui provoque une diminution de l'excentricité et une diminution progressive de la hauteur de l'apogée. Une diminution supplémentaire de l'altitude de l'orbite entraîne une augmentation de la consommation de carburant et une augmentation de la fréquence des manœuvres pour maintenir une orbite donnée.
· À des altitudes supérieures à 1 500 kilomètres La première ceinture de rayonnement de Van Allen se trouve dans laquelle le fonctionnement des équipements électroniques embarqués est impossible.
Orbites de moyenne altitude (5 000 - 15 000 kilomètres au-dessus de la surface de la Terre) sont situés entre la première et la deuxième ceintures de rayonnement de Van Allen. Dans les systèmes utilisant des engins spatiaux situés sur de telles orbites, le retard de propagation du signal à travers le satellite relais est d'environ 130 MS, qui est presque imperceptible à l'audition humaine et permet donc l'utilisation de tels satellites pour les communications radiotéléphoniques.
Systèmes utilisant des satellites avec une altitude orbitale de 700 à 1 500 kilomètres, ont de meilleures caractéristiques énergétiques des liaisons radio que les systèmes avec des altitudes orbitales de satellite d'environ 10 000 kilomètres, mais leur sont inférieurs dans la durée de l'existence active du vaisseau spatial. Le fait est qu'avec une période orbitale d'environ 100 min(pour les orbites basses) moyenne 30 min dont tombent du côté obscur de la Terre. Par conséquent, les batteries embarquées subissent environ 5 000 cycles de charge/décharge par an à partir des panneaux solaires. Pour les orbites circulaires à une altitude de 10 000 kilomètres la période orbitale est d'environ 6 h, dont le vaisseau spatial ne passe que quelques minutes dans l’ombre de la Terre.
Il convient également de noter qu'un satellite situé en orbite basse ne tombe dans le champ de vision de l'abonné que pendant 8 à 12 heures. min. Cela signifie que pour assurer une communication continue à tout abonné, de nombreux satellites seront nécessaires, qui doivent séquentiellement (à l'aide de stations passerelles ou d'une communication inter-satellite) assurer une communication continue. À mesure que l'altitude de l'orbite de l'engin spatial augmente, la zone de visibilité directe du satellite relais et de l'abonné augmente, ce qui entraîne une diminution du nombre de satellites nécessaires pour assurer une communication continue. Ainsi, à mesure que l’altitude orbitale augmente, la durée et la taille de la zone de couverture augmentent et, par conséquent, moins de satellites sont nécessaires pour couvrir la même zone.
Les systèmes spatiaux géostationnaires avec des altitudes orbitales de satellite d'environ 36 000 km présentent deux avantages importants :
· Le système composé de trois satellites géostationnaires offre pratiquement une vue globale de la surface de la Terre.
· Les satellites sont toujours situés au-dessus d'un certain point sur la Terre, ce qui vous permet d'économiser sur l'équipement de suivi des engins spatiaux.
Pour notre système de communication, il est plus pertinent d’utiliser un satellite en orbite géostationnaire, ce qui nous permettra de couvrir la zone requise de la surface terrestre et de nous débarrasser de l’utilisation d’équipements complexes de suivi par satellite.