Траектория движения ИСЗ называется орбитой. Во время свободного полета спутника, когда его бортовые реактивные двигатели выключены, движение происходит под воздействием гравитационных сил и по инерции, причем главной силой является притяжение Земли.

Если считать Землю строго сферической, а действие гравитационного поля Земли - единственной силой, воздействующей на спутник, то движение ИСЗ подчиняется известным законам Кеплера: оно происходит в неподвижной (в абсолютном пространстве) плоскости, проходящей через центр Земли, - плоскости орбиты; орбита имеет форму эллипса (рис 3.1) или окружности (частный случай эллипса).

При движении спутника полная механическая энергия (кинетическая и потенциальная) остается неизменной, вследствие чего при удалении спутника от Земли скорость его движения уменьшается. В случае эллиптической орбиты точкой перигея называют точку орбиты, соответствующую наименьшему значению радиус-вектора r = rп, точкой апогея - точку, соответствующую наибольшему значению r = ra (рис. 3.2).

Земля находится в одном из фокусов эллипса. Входящие в формулу (3.1) величины связаны соотношениями:Расстояние между фокусами и центром эллипса составляет ае, т. е. пропорционально эксцентриситету. Высота спутника над поверхностью Земли

где R - радиус Земли. Линия пересечения плоскости орбиты с плоскостью экватора (а - а на рис. 3.1) называется линией узлов, угол i между плоскостью орбиты и плоскостью экватора - наклонением орбиты. По наклонению различают экваториальные (i = 0°), полярные (i = 90°) и наклонные орбиты,(0°90°

Орбита спутника характеризуется также долготой апогея д - долгота подспутниковой точки (точка пересечения радиуса-вектора с поверхностью Земли) в момент прохождения спутником апогея и периодом обращения Т (время между двумя последовательными прохождениями одной и той же точки орбиты).

Для систем связи и вещания необходимо, чтобы имелась прямая видимость между спутником и соответствующими земными станциями в течение сеанса связи достаточной длительности. Если сеанс не круглосуточный, то удобно, чтобы он повторялся ежесуточно в одно и то же время. Поэтому предпочтительны синхронные орбиты с периодом обращения, равным или кратным времени оборота Земли вокруг оси, т. е. звездным суткам (23 ч 56 мин 4 с).

Широкое применение нашла высокая эллиптическая орбита с периодом обращения 12 ч, когда для систем связи и вешания использовались спутники «Молния» (высота перигея 500 км, апогея - 40 тыс. км). Движение ИСЗ на большой высоте - в области апогея - замедляется, а область перигея, расположенную над южным полушарием Земли, спутник проходит очень быстро. Зона видимости ИСЗ на орбите типа «Молния» в течение большей части витка вследствие значительной высоты велика. Она расположена в северном полушарии и поэтому удобна для северных стран. Обслуживание всей территории бывшего СССР одним из ИСЗ возможно в течение не менее 8 ч, поэтому трех ИСЗ, сменяющих друг друга, было достаточно для круглосуточной работы. В настоящее время ради исключения перерывов связи и вещания, упрощения систем наведения антенн земных станций на ИСЗ и других эксплуатационных преимуществ осуществлен переход на использование геостационарных орбит (ГСО) спутников Земли.



Орбита геостационарного ИСЗ - это круговая (эксцентриситет е = 0), экваториальная (наклонение i = 0°), синхронная орбита с периодом обращения 24 ч, с движением спутника в восточном направлении. Орбиту ГСО еще в 1945 г. рассчитал и предложил использовать для спутников связи английский инженер Артур Кларк, известный впоследствии как писатель-фантаст. В Англии и многих других странах геостационарную орбиту называют «Пояс Кларка»

Орбита имеет форму окружности, лежащей в плоскости земного экватора с высотой над поверхностью Земли 35 786 км. Направление вращения ИСЗ совпадает с направлением суточного вращения Земли. Поэтому для земного наблюдателя спутник кажется неподвижным в определенной точке небесной полусферы.

Геостационарная орбита уникальна тем, что ни при каком другом сочетании параметров нельзя добиться неподвижности свободно движущегося ИСЗ относительно земного наблюдателя. Необходимо отметить некоторые достоинства геостационарных ИСЗ. Связь осуществляется непрерывно, круглосуточно, без переходов (заходящего ИСЗ на другой); на антеннах земных станций упрощены, а на некоторых даже исключены системы автоматического сопровождения ИСЗ; механизм привода (перемещения) передающей и приемной антенн облегчен, упрошен, сделан более экономичным; достигнуто более стабильное значение ослабления сигнала на трассе Земля - Космос; зона видимости геостационарного ИСЗ около одной трети земной поверхности; трех геостационарных ИСЗ достаточно для создания глобальной системы связи; отсутствует (или становится весьма малым) частотный сдвиг, обусловленный эффектом Доплера.

Эффектом Доплера называют физическое явление, заключающееся в изменении частоты высокочастотных электромагнитных колебаний при взаимном перемещении передатчика и приемника. Эффект Доплера объясняется изме

нением расстояния во времени. Этот эффект может возникнуть также и при движении ИСЗ на орбите. На линиях связи через строго гестационарный спутник доплеровский сдвиг не возникает, на реальных геостационарных ИСЗ - мало существен, а на сильно вытянутых эллиптических или низких круговых орбитах может быть значительным. Эффект проявляется как нестабильность несущей частоты ретранслируемых спутником колебаний, которая добавляется к аппаратурной нестабильности частоты, возникающей в аппаратуре бортового ретранслятора и земной станции. Эта нестабильность может существенно осложнять прием сигналов, приводя к снижению помехоустойчивости приема.

К сожалению, эффект Доплера способствует изменению частоты модулирующих колебаний. Это сжатие (или расширение) спектра передаваемого сигнала невозможно контролировать аппаратурными методами, так что если сдвиг частоты превысит допустимые пределы (например, 2 Гц для некоторых типов аппаратуры частотного разделения каналов), то канал оказывается неприемлемым.

Существенное влияние на свойства каналов связи оказывает и запаздывание радиосигнала при его распространении по линии Земля - ИСЗ - Земля.

При передаче симплексных (однонаправленных) сообщений (программ телевидения, звукового вешания и других дискретных (прерывистых) сообщений это запаздывание не ощущается потребителем. Однако при дуплексной (двусторонней) связи запаздывание на несколько секунд уже заметно. Например, электромагнитная волна от Земли на ГСО и обратно «путешествует» 2...4 с (с учетом задержки сигнала в аппаратуре ИСЗ) и наземной аппаратуре. В этом случае не имеет смысла передавать сигналы точного времени.

Вывод геостационарного спутника на орбиту обычно осуществляется многоступенчатой ракетой через промежуточную орбиту. Современная ракета-носитель представляет собой сложный космический летательный аппарат, который приводится в движение реактивной силой ракетного двигателя.

В состав ракеты-носителя входят ракетный и головной блоки. Ракетный блок является автономной частью составной ракеты с топливным отсеком, двигательной установкой и элементами системы разделения ступеней. Головной блок включает в себя полезную нагрузку и обтекатель, защищающий конструкцию ИСЗ от силового и теплового воздействий набегающего потока воздуха при полете в атмосфере и служащего для монтажа на его внутренней поверхности элементов, которые участвуют в подготовке к пуску, но не функционируют в полете. Главный обтекатель позволяет облегчить конструкцию ИСЗ и является пассивным элементом, надобность в котором отпадает после выхода ракеты-носителя из плотных слоев атмосферы, где он сбрасывается. Полезная нагрузка космического аппарата состоит из ретрансляционного оборудования связи и вещания, радиотелеметрических систем, собственно корпуса ИСЗ со всеми вспомогательными и обеспечивающими системами.

Принцип действий одноразовой многоступенчатой ракеты-носителя состоит в следующем: пока работает первая ступень, можно рассматривать остальные вместе с истинной полезной нагрузкой в качестве полезной нагрузки первой ступени. После ее отделения начинает работать вторая, которая вместе с последующими ступенями и истинной полезной нагрузкой образует новую самостоятельную ракету. Для второй ступени все последующие (если они есть) вместе с истинным полезным грузом играют роль полезной нагрузки и так далее, т. е. полет ее характеризуется несколькими этапами, каждый из которых является как бы ступенью для сообщения начальной скорости другим одноступенчатым ракетам, входящим в ее состав. При этом начальная скорость каждой последующей одноступенчатой ракеты равна конечной скорости предыдущей. Отторжение первой и последующих ступеней носителя осуществляется после полного выгорания топлива в двигательной установке.

Путь, который проходит ракета-носитель при выведении ИСЗ на орбиту, называют траекторией полета. Он характеризуется активным и пассивным участками. Активный участок полета - это пролет ступеней носителя с работающими двигателями, пассивный участок - полет отработавших ракетных блоков после их отделения от ракеты-носителя.

Носитель,стартуя вертикально (участок 1, расположенный на высоте 185... 250 км), выходит затем на криволиней ный активный участок 2 в восточном направлении. На этом участке первая ступень обеспечивает постепенное уменьшение угла наклона ее оси по отношению к местному горизонту. Участки 3, 4 - соответственно активные участки полета второй и третьей ступеней, 5 - орбита ИСЗ, 6, 7 - пассивные участки полета ракетных блоков первой и второй ступеней (рис. 3.4). При выведении ИСЗ на соответствующую орбиту большую роль играют время и место запуска ракеты-носителя. Подсчитано, что космодром выгоднее располагать как можно ближе к экватору, так как при разгоне в восточном направлении ракета-носитель получает дополнительную скорость. Эта скорость называется окружной скоростью космодрома Vк, т. е. скорость его движения вокруг оси Земли благодаря суточному вращению планеты.т. е. на экваторе она равна 465 м/с, а на широте космодрома Байконур - 316 м/с. Практически это означает, что с экватора той же ракетой-носителем может быть запушен более тяжелый ИСЗ.

Завершающей стадией полета ракеты-носителя является вывод ИСЗ на орбиту, форма которой определяется кинетической энергией, сообщаемой ИСЗ ракетой, т. е. конечной скоростью носителя. В том случае, когда спутнику сообщается количество энергии, достаточное для его вывода на ГСО, ракета-носитель должна вывести в точку, удаленную от Земли на 35 875 км, и сообщить ему при этом скорость 3075 м/с.

Орбитальную скорость геостационарного ИСЗ легко подсчитать. Высота ГСО над поверхностью Земли 35 786 км, радиус ГСО на 6366 км больше (средний радиус Земли), т. е. 42 241 км. Умножив значение радиуса ГСО на 2л (6,28), получим ее длину окружности - 265 409 км. Если разделить ее на длительность суток в секундах (86 400 с), получим орбитальную скорость ИСЗ - в среднем 3,075 км/с, или 3075 м/с.

Обычно вывод спутника ракетой-носителем осуществляется в четыре этапа: выход на начальную орбиту; выход на орбиту «ожидания» (парковочную орбиту); выход на переходную орбиту; выход на конечную орбиту (рис. 3.5). Цифрам соответствуют следующие этапы вывода спутника на ГСО: 1 - первоначальная переходная орбита; 2 - первое включение апогейного двигателя для выхода на промежуточную переходную орбиту; 3 - определение положения на орбите; 4 - второе включение апогейного двигателя для выхода на первоначальную орбиту дрейфа; 5 - переориентация плоскости орбиты и коррекция ошибок; 6 - ориентация перпендикулярно к плоскости орбиты и коррекция ошибок; 7 - остановка платформы спутника, раскрытие панелей, полная расстыковка с ракетой; 8 - раскрытие антенн, включение гиростабилизатора; 9 - стабилизация положения: ориентация антенн на нужную точку Земли, ориентация солнечных батарей на Солнце, включение бортового ретранслятора и установление номинального режима его работы.

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.

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.

На геостационарной орбите спутник не приближается к Земле и не удаляется от неё, и кроме того, вращаясь вместе с Землёй, постоянно находится над какой-либо точкой на экваторе. Следовательно, действующие на спутник силы гравитации и центробежная сила должны уравновешивать друг друга. Для вычисления высоты геостационарной орбиты можно воспользоваться методами классической механики и, перейдя в систему отсчета спутника, исходить из следующего уравнения:

где – сила инерции, а в данном случае, центробежная сила;– гравитационная сила. Величину гравитационной силы, действующую на спутник, можно определить по закону всемирного тяготения Ньютона:

где – масса спутника,– масса Земли в килограммах,– гравитационная постоянная, а– радиус орбиты (расстояние в метрах от спутника до центра Земли).

Величина центробежной силы равна:

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

Как можно видеть, масса спутника присутствует в выражениях и 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 которой 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.

Исходя из равенства гравитационной и центробежной сил, получаем:

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

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

Орбитальная скорость

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

Это примерно в 2.5 раза меньше, чем первая космическая скорость равная 8 км/с для околоземной орбиты (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 четырёх точек стабильного равновесия, так называемых «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 систему подачи топлива (газ наддува – гелий), работает на долгохранимых высококипящих компонентах (обычно несимметричный диметилгидразин и азотный тетраксид). На ряде спутников устанавливаются плазменные двигатели. Их тяга существенно меньше, чем у химических, 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.

Земля, как любое космическое тело, обладает собственным гравитационным полем и рядом расположенными орбитами, на которых могут находиться тела и объекты разной величины. Чаще всего под ними подразумеваются Луна и международная космическая станция. Первая ходит по своей собственной орбите, а МКС - по низкой околоземной. Существует несколько орбит, которые между собой отличаются удаленностью от Земли, относительным расположением относительно планеты и направлением вращения.

Орбиты искусственных спутников Земли

На сегодняшний день в ближайшем околоземном космическом пространстве находится множество объектов, которые являются результатами человеческой деятельности. В основном, это искусственные спутники, служащие для обеспечения связи, однако есть и немало космического мусора. Одним из самых известных искусственных спутников Земли является Международная космическая станция.

ИСЗ движутся по трем основным орбитам: экваториальной (геостационарной), полярной и наклонной. Первая полностью лежит в плоскости окружности экватора, вторая строго ей перпендикулярна, а третья располагается между ними.

Геосинхронная орбита

Название этой траектории связано с тем, что тело, движущееся по ней, имеет скорость, равную звездному периоду вращения Земли. Геостационарная орбита - это частный случай геосинхронной орбиты, которая лежит в той же плоскости, что и земной экватор.

При наклонении не равном нулю и нулевом эксцентриситете спутник, при наблюдении с Земли, описывает в течение суток в небе восьмерку.

Первый спутник на геосинхронной орбите - американский Syncom-2, выведенный на нее в 1963 году. Сегодня в некоторых случаях размещение спутников на геосинхронной орбите происходит по причине того, что ракета-носитель не может вывести их на геостационарную.

Геостационарная орбита

Данная траектория имеет такое название по той причине, что, несмотря на постоянное движение, объект, на ней находящийся, остается статичным относительно земной поверхности. Место, в котором находится объект, называется точкой стояния.

Спутники, выведенные на такую орбиту, часто используются для передачи спутникового телевидения, потому что статичность позволяет единожды направить на него антенну и долгое время оставаться на связи.

Высота расположения спутников на геостационарной орбите равна 35 786 километрам. Поскольку все они находятся прямо над экватором, для обозначения позиции называют только меридиан, например, 180.0˚E Интелсат 18 или 172.0˚E Eutelsat 172A.

Приблизительный радиус орбиты равен ~42 164 км, длина - около 265 000 км, а орбитальная скорость - примерно 3, 07 км/с.

Высокая эллиптическая орбита

Высокой эллиптической орбитой называют такую траекторию, высота которой в перигее в несколько раз меньше, чем в апогее. Выведение спутников на такие орбиты имеет ряд важных преимущества. Например, одной такой системы может быть достаточно для обслуживания всей России или, соответственно, группы государств с равной суммарной площадью. Кроме того, системы ВЭО на высоких широтах более функциональные, чем геостационарные спутники. А еще вывод спутника на высокую эллиптическую орбиту обходится приблизительно в 1,8 раза дешевле.

Крупные примеры систем, работающих на ВЭО:

  • Космические обсерватории, запущенные NASA и ESA.
  • Спутниковое радио Sirius XM Radio.
  • Спутниковая связь Меридиан, -З и -ЗК, Молния-1Т.
  • Спутниковая система коррекции GPS.

Низкая околоземная орбита

Это одна из самых низких орбит, которая в зависимости от разных обстоятельств может иметь высоту 160-2000 км и период обращения, соответственно, 88-127 минут. Единственным случаем, когда НОО была преодолена пилотируемыми космическими аппаратами - это программа Апполон с высадкой американских астронавтов на луну.

Большая часть используемых сейчас или использованных когда-либо ранее искусственных земных спутников работали на низкой околоземной орбите. По этой же причине в этой зоне сейчас расположена основная доля космического мусора. Оптимальная орбитальная скорость для спутников, находящихся на НОО, в среднем, равна 7,8 км/с.

Примеры искусственных спутников на НОО:

  • Международная Космическая станция (400 км).
  • Телекоммуникационные спутники самых разных систем и сетей.
  • Разведывательные аппараты и спутники-зонды.

Обилие космического мусора на орбите - главная современная проблема всей космической индустрии. Сегодня ситуация такова, что вероятность столкновения различных объектов на НОО растет. А это, в свою очередь, ведет к разрушению и образованию на орбите еще большего числа фрагментов и деталей. Пессимистичные прогнозы говорят о том, что запущенный Принцип домино может полностью лишить человечество возможности осваивать космос.

Низкая опорная орбита

Низкой опорной принято называть ту орбиту аппарата, которая предусматривает изменение наклона, высоты или другие существенные изменения. Если же у аппарата нет двигателя и он не совершает маневры, его орбиту называют низкой околоземной.

Интересно, что российские и американские баллистики рассчитывают её высоту по разному, потому что первые основываются на эллиптической модели Земли, а вторые - на сферической. Из-за этого есть разница не только в высоте, но и в положении перигея и апогея.